[实用新型]一种风洞用弹射式大攻角机构

说明书

技术领域

本实用新型涉及一种风洞用弹射式大攻角机构，属于风洞测试技术领域。

背景技术

航空航天事业的迅猛发展，为实现武器的高机动性能需要进行大攻角飞行。所以对地面风洞试验也提出了大攻角要求。目前,亚跨超风洞攻角机构变化范围为-15°～15°，试验前可以先预置5°攻角，攻角机构能够产生最大的攻角为20°，还是远不能满足飞行器进行大攻角飞行试验。如果通过改变整个风洞结构来实现大攻角功能，技术难度大，经费成本高、改造周期长。为满足航空航天飞行器对大攻角风洞试验的要求，同时又不对风洞的结构进行大的改动，需要提出一种大攻角机构，满足航空航天飞行器的大攻角飞行试验。

实用新型内容

本实用新型的技术解决问题为：克服现有技术的不足，为满足航空航天飞行器对大攻角风洞试验的要求，同时又不对风洞的结构进行大的改动，提出了一种能够实现预置20°攻角的气动弹射式大攻角机构，具有结构简单、可靠性高、操作方便快捷等优点。

本实用新型的技术解决方案为：

一种风洞用弹射式大攻角机构，用于在风洞试验前预置20°攻角，包括：模型支杆座、弯头支杆、动力装置、和尾锥；

所述模型支杆座、动力装置和弯头支杆两两之间均通过铰链连接在一起，将所述弹射式大攻角机构安装在外部风洞支架上，尾椎与弯头支杆的末端螺纹连接，并将弯头支杆固定在所述风动支架上。

所述模型支杆座包括锥孔、第一键槽、拉紧楔子槽和反楔子槽；所述模型支杆座通过锥孔与外部支杆连接，第一键槽与所述外部支杆上的键相配合，限制外部支杆的滚转自由度，拉紧楔子槽和反楔子槽分别用于将所述外部支杆拉紧和剔除。

所述弯头支杆包括限位斜面、锥销孔和第二键槽；所述弯头支杆和模型支杆座的配合面为限位斜面，且限位斜面限定模型支杆座的位置，通过锥销孔使得所述锥孔的中轴线平行于尾锥的中轴线；所述第二键槽与外部风洞支架上的键相配合，通过第二键槽限制弯头支杆的滚转自由度。

所述动力装置包括气缸和气流管路，气缸推动模型支杆座绕弯头支杆转动，使得锥孔的中轴线与尾锥的中轴线之间夹角为20°，气流管路与高压气罐相接通，将气缸内充入高压气体。

本实用新型的优点是：

在不对风洞进行大的机械改造的情况下，能够使模型在试验时的最大攻角增加20°。一方面满足了航空航天飞行器进行大攻角试验的要求，另一方面节省了对风洞进行机械改造所需要的高额费用。整个装置结构简单、操作方便快捷、高效。

附图说明

图1为本实用新型结构示意图

具体实施方式

本实用新型提出了一种能够实现预置20°攻角的气动弹射式大攻角机构，此装置结构简单、可靠性高、操作方便快捷，同时能够在不对风洞进行大改动的情况下实现大攻角功能。能够满足航空航天飞行器的大攻角飞行试验。

如图1所示，本实用新型弹射式大攻角机构包括：一个与支杆尾端配合的模型支杆座100、弯头支杆200、动力装置300和尾锥400。模型支杆座100、弯头支杆200和动力装置300两两之间均通过铰链连接，组成四连杆机构，弯头支杆200的后端安装于风洞支架上，并用尾椎400拉紧固定。

模型支杆座100包括锥孔101、第一键槽102、拉紧楔子槽103和反楔子槽104；模型支杆座100通过锥孔101与外部支杆连接，第一键槽102与所述外部支杆上的键相配合，限制外部支杆的滚转自由度，拉紧楔子槽103和反楔子槽104分别用于将所述外部支杆拉紧和剔除。

弯头支杆200包括限位斜面201、锥销孔202和第二键槽203；所述弯头支杆200和模型支杆座100的配合面为限位斜面201，且限位斜面201限定模型支杆座100的位置，通过锥销孔202使得所述锥孔101的中轴线平行于尾锥400的中轴线；所述第二键槽203与外部风洞支架上的键相配合，通过第二键槽203限制弯头支杆200的滚转自由度。

动力装置300包括气缸301和气流管路302，气缸301推动模型支杆座100绕弯头支杆200转动，使得锥孔101的中轴线与尾锥400的中轴线之间夹角为20度，气流管路302与高压气罐相接通，将气缸内充入高压气体。

在进行大攻角试验时，将整个大攻角机构按照上述方式装配成整体，如图所示。然后将键槽203所在的弯头支杆200的柱面配合面插入风洞中的支架上。打开气路开关通过气流管路302向气缸301充入高压气体，气缸301推动模型支杆座100绕铰链轴转动至弯头支杆200的限位面201。由于尾锥400的轴线与弯头支杆限位面201成20°的夹角，所以实现了将模型支杆预置20°攻角的功能。将装有试验模型的外部支杆插入模型支杆座100的锥孔101中，并用楔子块通过拉紧楔子槽103将模型支杆拉紧于模型支杆座上100。从而实现了将原来的攻角范围增加了20°。