[发明专利]连续式风洞翼型动态特性试验机构

说明书

技术领域

本发明属于航空航天风洞试验设备领域，具体为一种连续式风洞翼型动态特性试验机构。

背景技术

直升机在民用领域和军事领域使用十分广泛，直升机旋翼的动态特性与其使用的翼型的动态特性息息相关，翼型的动态特性对旋翼气动载荷、操纵特性、旋翼动部件寿命乃至直升机性能的发挥有着重要影响。当直升机前飞时，旋转速度与前飞速度叠加，前行桨叶可能出现跨声速激波失速，后行桨叶可能出现大迎角动态失速和气流分离。因此，为旋翼设计提供可靠的设计依据，必须对翼型动态特性开展深入细致的研究；另外，翼型动态特性的研究也能够为飞机机翼、平尾、垂尾以及操纵舵面的颤振特性研究提供了较好的技术支持。因此，研究翼型的动态特性对于直升机和飞机的研制都具有十分重要的现实意义。

国外对翼型动态特性和振荡翼型动态失速特性的机理研究相对较早。20世纪60年代初，国外就开始相关问题的研究，早期主要是利用热线、热膜及烟流态、高速摄影等手段对翼型动态振荡以及振荡翼型动态失速的流场进行观测和研究。从70年代开始，国外对翼型动态特性的研究更加深入；Lionel L、Levy Jr等针对一个18%厚度的翼型进行了数值模拟和实验研究，在风洞实验中，实现了对翼型表面动态压力分布的测量；Carr L W、McAlister K W等开展了大量的翼型动态特性实验研究工作。70-80年代，Hermann Triebstein对翼型动态特性进行了大量的实验研究，特别是对NACA0012翼型进行了静、动态压力分布测量实验，研究了M数、平均迎角、振荡频率和振幅对翼型动态特性的影响。

国内在翼型动态特性和振荡翼型动态失速特性起步较晚。80年代，汪乔森、朱春华在NH-1风洞中，采用动态压力测量的方法对NACA0012翼型在跨声速时的动态特性进行了研究；由于条件的限制，模型动态压力测点仅为10个，获得的翼型动态信息较为有限。90年代，西北工业大学夏玉顺、郗忠祥和周瑞兴等在NF-3风洞中建立了翼型动态特性实验技术，采用动态压力测量的方法对NACA0012翼型低速动态特性进行了研究，模型动态压力测点达到了26个，获得了较为完整的翼型动态压力分布，为我国翼型低速动态特性研究积累了大量资料。与此同时，汤瑞源、赵明亮和吴永健等在NH-1风洞中，采用测力法对NACA0012翼型低速静、动态特性进行对比研究，从宏观上获得了NACA0012翼型的动态特性。

但目前国内的翼型动态特性实验装置普遍存在翼型动态运动控制不精确，试验设备复杂等问题。

发明内容

技术方案

为解决现有技术存在的问题，本发明提出了一种连续式风洞翼型动态特性试验机构。

本发明的技术方案为：

所述一种连续式风洞翼型动态特性试验机构，包括风洞、转窗机构，其特征在于：还包括有驱动装置、曲柄装置、连杆、模型支撑振荡装置；所述曲柄装置包括旋转体、滑杆、滑块；驱动装置带动旋转体转动，滑杆安装在旋转体内，且滑杆轴线垂直于旋转体的旋转轴线；滑块与滑杆固定配合，滑块的中心轴线与旋转体的旋转轴线平行且不重合；所述连杆由端部转动配合的两段杆组成；模型支撑振荡装置包括振荡轴和振荡轴支撑结构，振荡轴中心轴线与滑块中心轴线平行；振荡轴分为模型左侧振荡轴和模型右侧振荡轴，模型左侧振荡轴的一端通过连接法兰与穿过风洞左侧转窗机构的翼型模型耳片固定连接，模型左侧振荡轴的另一端与外部模型动态运动检测设备连接，模型右侧振荡轴的一端通过连接法兰与穿过风洞右侧转窗机构的翼型模型耳片固定连接，模型右侧振荡轴的另一端与连杆一端转动配合，连杆另一端与滑块端部转动配合；曲柄装置受控转动后，通过连杆带动振荡轴振荡转动。

作为优选方案，所述一种连续式风洞翼型动态特性试验机构，其特征在于：曲柄装置的滑杆为螺杆结构，滑块与滑杆螺纹固定配合，滑块沿滑杆轴向位置可调。

作为优选方案，所述一种连续式风洞翼型动态特性试验机构，其特征在于：曲柄装置上有锁定销，用于锁定滑块在滑杆的轴向位置。

作为优选方案，所述一种连续式风洞翼型动态特性试验机构，其特征在于：所述连杆中的的两段杆为长度可调杆。

作为优选方案，所述一种连续式风洞翼型动态特性试验机构，其特征在于：模型右侧振荡轴分为两段轴，两段轴之间通过振荡轴法兰盘和平均迎角法兰盘同轴固定连接；所述振荡轴法兰盘以及平均迎角法兰盘的配合端面上沿周向开有若干配合销孔。