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一种用于 风洞试验的高精度双 转轴式侧滑 角变换装置

阅读：506发布：2020-05-15

专利汇可以提供一种用于风洞试验的高精度双转轴式侧滑角变换装置专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种用于风洞试验的高精度双转轴式侧滑角变换装置，目的是为了实现风洞试验侧滑角度的连续变换，从而提高风洞试验效率。其包括旋转轴一、旋转轴二、胀套锁紧单元及编码器，所述旋转轴一呈L形，其构成L形的水平部位和旋转轴二分别通过自润滑轴承固定在两轴连接件内，轴一蜗轮蜗杆传动组的蜗轮一固定在旋转轴一上，轴二蜗轮蜗杆传动组的蜗轮二固定在旋转轴二上，旋转轴一的水平部位端部及旋转轴二的一端分别设有胀套锁紧单元。本实用新型通过自身两轴的旋转，实现量程范围内偏航角度连续变换。两轴上均设置了编码器，保证了角度变换准确性，同时，在两轴的端部均设置胀套锁紧单元，确保了吹风试验时两轴的稳定性。，下面是一种用于风洞试验的高精度双转轴式侧滑角变换装置专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种用于风洞试验的高精度双转轴式侧滑角变换装置，包括旋转轴一(1)、旋转轴二(7)、传动单元、胀套锁紧单元(3)及测量单元(4)，所述旋转轴一(1)呈L形，其构成L形的水平部位和旋转轴二(7)分别通过自润滑轴承(8)固定在两轴连接件(6)内，所述传动单元包括轴一蜗轮蜗杆传动组和轴二蜗轮蜗杆传动组，轴一蜗轮蜗杆传动组的蜗轮一(10)固定在旋转轴一(1)上，轴二蜗轮蜗杆传动组的蜗轮二(11)固定在旋转轴二(7)上，旋转轴一(1)的水平部位端部及旋转轴二(7)的一端分别设有胀套锁紧单元(3)。
2.如权利要求1所述的一种用于风洞试验的高精度双转轴式侧滑角变换装置，其特征在于：所述胀套锁紧单元(3)包括胀套外套(13)、胀套内套(14)、胀套盖(15)、胀套座(17)，胀套外套(13)套设在胀套内套(14)外，胀套盖(15)通过轴承(16)设置于胀套内套(14)的外侧，胀套座(17)设在胀套内套(14)的外端部。
3.如权利要求1所述的一种用于风洞试验的高精度双转轴式侧滑角变换装置，其特征在于：所述测量单元(4)为编码器。
4.如权利要求1所述的一种用于风洞试验的高精度双转轴式侧滑角变换装置，其特征在于：轴一蜗轮蜗杆传动组的蜗杆一(2)和轴二蜗轮蜗杆传动组的蜗杆二(19)的一端分别设有手柄(12)。
5.如权利要求1所述的一种用于风洞试验的高精度双转轴式侧滑角变换装置，其特征在于：构成旋转轴一(1)的竖向部位上连接有整流罩(5)。
6.如权利要求1所述的一种用于风洞试验的高精度双转轴式侧滑角变换装置，其特征在于：所述旋转轴一(1)上设有止推轴承(18)。
7.如权利要求2所述的一种用于风洞试验的高精度双转轴式侧滑角变换装置，其特征在于：所述旋转轴一(1)的水平部位的端部设有整流锥(9)，整流锥(9)的尾部插入胀套座(17)内。

说明书全文

一种用于风洞试验的高精度双 转轴式侧滑 角变换装置

技术领域：

[0001] 本实用新型是一种风洞试验模型偏航角变换装置，以满足不同姿态角下的风洞试验要求，属于航空气动力风洞试验技术领域，具体涉及一种用于风洞试验的高精度双转轴式侧滑角变换装置。背景技术：

[0002] 空气动力学是研究空气和物体之间有相对运动时空气运动及空气与物体相互作用规律的专门学科。在航空领域，主要是研究飞行器(主要是飞机，也包括直升机和导弹)在大气中飞行的原理，作用在飞行器上的空气动力随飞机几何外形、飞行姿态、马赫数、雷诺数等基本因素的变化规律，以及满足一定空气动力性能所要求的飞机及部件的几何特性。风洞试验是采用试验的方法研究空气的流动特性、空气和物体相对运动时的相互作用规律及其它空气动力学问题，简单地讲，就是依据运动的相对性原理，将飞行器的模型或实物固定在地面人工环境(风洞)中，人为制造气流流动，以此模拟空中各种复杂的飞行状态，获取实验数据。

[0003] 风洞试验过程中，需要对模型的姿态进行变换，以获得不同条件下的气动力数据，模型侧滑角变换便是其中一项重要的内容。目前，风洞中普遍采用如图1所示的固块式侧滑变换接头，当前风洞中的固块接头重量较大，更换较为费力，一般只加工少数几个；同时固块接头的角度密度最小1°，无法获取除了固定角度之外的其它关注点真值。该方式只能实现少数的侧滑角度变换，一个角度对应一个固块接头，费时费力；而且不同侧滑角接头的阻塞度大小以及刚度也不一致，进而对风洞流场控制以及弹性角修正产生影响；同时由于固块式侧滑接头的定位键磨损后不易被发现，也不易修复，这样便产生了侧滑角度误差，且固块式侧滑接头的成品胀套锁紧部件在紧固时需要拧紧多个螺钉，松开时需要专用的退钉，操作繁琐。发明内容：

[0004] 本实用新型提供了一种用于风洞试验的高精度双转轴式侧滑角变换装置，其目的是为了实现风洞试验侧滑角度连续变换，替代当前固块式侧滑角接头，从而提高风洞试验效率。

[0005] 本实用新型的用于风洞试验的高精度双转轴式侧滑角变换装置，包括旋转轴一、旋转轴二传动单元、胀套锁紧单元及测量单元，所述旋转轴一呈L形，其构成L形的水平部位和旋转轴二分别通过自润滑轴承固定在两轴连接件内，所述传动单元包括轴一蜗轮蜗杆传动组和轴二蜗轮蜗杆传动组，轴一蜗轮蜗杆传动组的蜗轮一固定在旋转轴一上，轴二蜗轮蜗杆传动组的蜗轮二固定在旋转轴二上，旋转轴一的水平部位端部及旋转轴二的一端分别设有胀套锁紧单元。

[0006] 作为本实用新型的进一步改进，所述胀套锁紧单元包括胀套外套、胀套内套、胀套盖、胀套座，胀套外套套设在胀套内套外，胀套盖通过轴承设置于胀套内套的外侧，胀套座设在胀套内套的外端部。由此形成胀套锁紧单元，对旋转轴一和旋转轴二进行锁紧定位，使两轴停止旋转。

[0007] 作为本实用新型的进一步改进，所述测量单元为编码器。通过编码器可快速精确地检测出旋转轴一和旋转轴二的旋转角度。

[0008] 作为本实用新型的进一步改进，轴一蜗轮蜗杆传动组的蜗杆一和轴二蜗轮蜗杆传动组的蜗杆二的一端分别设有手柄。通过旋转手柄便于转动蜗杆一和蜗杆二，从而驱动两轴旋转。

[0009] 作为本实用新型的进一步改进，构成旋转轴一的竖向部位上连接有整流罩。通过整流罩来梳理阻挡气流，便于本装置在风洞中顺畅飞行。

[0010] 作为本实用新型的进一步改进，所述旋转轴一上设有止推轴承。通过止推轴承来承受旋转轴一所受的轴向力。

[0011] 作为本实用新型的进一步改进，所述旋转轴一的水平部位的端部设有整流锥，整流锥的尾部插入胀套座内。通过整流锥来减小风洞实验机构迎风面的干扰，由于旋转轴二还要连接风洞实验机构所涉及的支杆及模型，模型是迎风的，故其端部无需安装整流锥，所述模型就是飞机或导弹等飞行器的缩比模型。

[0012] 本实用新型的有益效果是：本实用新型设置有两个旋转轴，两个旋转轴分别通过自润滑轴承串接在两轴连接件内，可以分别绕自身轴线进行旋转，两个旋转轴通过自身的旋转，实现了量程范围内偏航角度的连续变换，具体是在0～8°的角度范围内进行任意角度的连续变换。偏航角度连续变换可以获取试验曲线上任意关注点的真实值，对离散试验点进行加密，克服了固块式侧滑角接头只能利用少数几个点进行插值获取试验曲线带来的误差，从而提高了风洞试验数据精准度。每个旋转轴上均设置了编码器，从而保证了角度变换的准确性，同时，在两个旋转轴的端部配置了胀套锁紧单元，确保了吹风试验时旋转轴一和旋转轴二的稳定性。本实用新型的装置可以获得量程范围内的任意侧滑角度，操作简便，可靠性高；两个旋转轴选用自润滑轴承进行安装，结构尺寸小，使得阻塞度小且免维护；本实用新型的传动单元选用双导程的蜗轮蜗杆传动组，其侧隙易调，方便组装及维修；本实用新型采用胀套锁紧单元对两轴的旋转进行锁紧定位，在具体操作中，只需正反向旋转胀套座来紧固两轴、或松开对两轴的紧固，其操作方便快捷，省时省力。附图说明：

[0013] 图1为常规8度的固块接头示意图；

[0014] 图2为本实用新型的剖面结构示意图；

[0015] 图3为图1中A-A的剖面图；

[0016] 图4为图1中B-B的剖面图；

[0017] 图5为胀套锁紧单元的结构示意图；

[0018] 图6为胀套内套的示意图。具体实施方式：

[0019] 本实用新型的变换装置是用于在风洞实验中对飞行器模型进行承载固定的，通过本实用新型的变换装置在风洞中的角度变换来达到使飞行器模型在风洞中进行角度变换的目的。

[0020] 参照图2、图3及图4，该用于风洞试验的高精度双转轴式侧滑角变换装置，包括旋转轴一1、旋转轴二7、传动单元、胀套锁紧单元3及测量单元4，所述旋转轴一1呈L形，其构成L形的水平部位和旋转轴二7分别通过自润滑轴承8固定在两轴连接件6内，旋转轴一1的水平部位的轴线与旋转轴二7的轴线是不平行的，两者之间的夹角为8°，所述传动单元包括轴一蜗轮蜗杆传动组和轴二蜗轮蜗杆传动组，轴一蜗轮蜗杆传动组的蜗轮一10固定在旋转轴一1上，轴二蜗轮蜗杆传动组的蜗轮二11固定在旋转轴二7上，旋转轴一1的水平部位端部及旋转轴二7的一端分别设有胀套锁紧单元3。轴一蜗轮蜗杆传动组的蜗杆一2和轴二蜗轮蜗杆传动组的蜗杆二19的一端分别设有手柄12。构成旋转轴一1的竖向部位上连接有整流罩5。所述旋转轴一1上设有止推轴承18，止推轴承18设在旋转轴一1的拐角处。所述测量单元4为编码器。

[0021] 参照图2、图5及图6，所述胀套锁紧单元3包括胀套外套13、胀套内套14、胀套盖15、胀套座17，胀套外套13套设在胀套内套14外，胀套盖15通过轴承16设置于胀套内套14的外侧，胀套座17设在胀套内套14的外端部。所述旋转轴一1的水平部位的端部设有整流锥9，整流锥9的尾部插入胀套座17内。

[0022] 本实用新型是一种风洞试验模型姿态变换装置，其为一种可以连续变换侧滑角的2 自由度机构。该装置结合风洞攻角机构的α角变化，通过自身两个轴，即旋转轴一1和旋转轴二7的旋转运动来实现侧滑角度变换。当旋转轴二4从竖直状态状态旋转γ1角度，将旋转轴二7分别在X-Y和X-Z面内投影，投影与X-Y轴、X-Z的夹角即为攻角攻角α和偏航角β。通过几何关系可得

[0023]

[0024]

[0025] 按照几何关系，有

[0026]

[0027] 其中，a为旋转轴二7轴线在风洞X-Y平面的投影长度；b为旋转轴二7处于水平或竖直状态下在风洞Y-Z平面投影长度；α为攻角；β为偏航角；γ1为双转轴从正预偏8°攻角垂直位置绕轴一(风洞X中轴线)旋转的角度。

[0028] 由此，可以求出对应偏航角下的攻角行走量和轴一转动量，然后通过转动旋转轴二7将本装置的模型调平。这样即实现了改变攻角机构攻角以及双转轴(旋转轴一1、旋转轴二7)的角度，从而实现了模型偏航角度的更换。

[0029] 整套装置的运行过程为：

[0030] 根据所要变换的偏航角度及方向，确定风洞攻角机构行程值及旋转轴一1、旋转轴二7所需要旋转的角度值(前期校准)。利用轴一蜗轮蜗杆传动组驱动旋转轴一1旋转，确保旋转轴一1上的编码器示值与前期校准值对应，锁紧旋转轴一1端部的胀套锁紧单元3，让旋转轴一1停止转动。按照前期校准表数值调节攻角机构行程，使旋转轴二7的轴线处于水平面内。调节轴二蜗轮蜗杆传动组，使得模型滚转角度为零(水平)，模型滚转角度为零是指飞行器模型的两侧机翼或弹翼对应点处于同一高度，此时记录旋转轴二7上的编码器读数供后续参考，锁紧旋转轴二7端部的胀套锁紧单元3，让旋转轴二7停止转动。上述工作完成后即可进行试验。

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