[发明专利]连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构

说明书

一种连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构，第一振荡轴位于风洞转窗的一端，第二震荡轴和第三震荡轴位于风洞转窗的另一端。平均迎角调节盘位于第二振荡轴上，震荡轴调节盘位于第三震荡轴上。本发明克服了传统机构的间接调节方式由于机械加工和装配过程中引起的误差，震荡轴的安装中能够更为精确的控制震荡轴轴线与风洞侧壁的垂直度、震荡轴与转窗通孔之间缝隙以及转动轴端面与转窗之间的阶差，有效的减少震荡轴的摩擦损失以及改善翼型动态实验的二元性；通过转动平均迎角法兰盘的相对位置实现平均迎角的调节，克服了传统机构调节范围小，调节范围内覆盖角度少的问题。

技术领域

本发明涉及航空航天风洞实验设备领域，具体是一种连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构。

背景技术

直升机区别于传统的固定翼飞机，其能在相对狭窄区域内完成起飞和降落，不需要专门的机场和跑道，能够在空中悬停作业，能够沿各个方向飞行，由于这种特殊的飞行方式，使得直升机在军用和民用领域都得到了广泛的应用，但随着直升机应用的不断深入，人们对直升机的飞行性能和安全性能提出了更高的要求。

旋翼系统在工作时，由于前行桨叶相对来流速度较大，产生的升力也较大，而后行桨叶相对来流速度较小，产生的升力也较小，因此为了平衡力矩，桨叶须做周期性的变距运动，进而增大后行桨叶的迎角，使其产生更大的升力，从而使整个桨盘的力矩达到平衡。但是直升机旋翼后行桨叶会由于较大的迎角引起动态失速，而前行桨叶上也会因为相对流速较大出现激波，进而诱导前缘分离引起的动态失速。

直升机旋翼动态失速的时产生的复杂非定常气动变化会直接导致桨叶的升力下降、阻力增加、非定常载荷急剧增加，极大地限制了直升机的飞行性能和安全性能。而且由于直升机特殊的飞行环境，其会经历各种极端来流条件，极易受到突变气流、侧风的影响，直升机旋翼平均迎角的大小需对真实飞行环境时刻进行调整。因此，开展直升机旋翼翼型在不同平均迎角状态下的动态特性实验研究，获得直升机旋翼翼型在不同平均迎角状态下的气动特性是十分必要的。风洞实验是获得翼型在不同平均迎角状态下的非定常气动特性最为可靠的途径之一，而连续式跨声速风洞具有流场品质较好和实验效率较高的优点，能够更好的模拟翼型真实的飞行环境，得到更为真实可信的实验数据。因此在连续式跨声速风洞开展翼型不同平均迎角状态下的动态特性实验研究具有十分重要的意义。

美、俄等航天航空技术发达国家对平均迎角对翼型动态失速特性的相关研究开展较早。20世纪70年代末，McCroskey等人通过针对直升机旋翼翼型典型飞行状态下的风洞试验研究初步揭示了在不同平均迎角、振幅角、减缩频率条件下的翼型动态失速的机理与特性。国内对翼型动态失速特性的相关研究开展较晚，西北工业大学夏玉顺、郗忠祥、周瑞兴等人在《NACA0012翼型动态失速特性和测压方法的研究》(航空学报1996第17卷第A1期P26-31 1000-6893)中公开了在NF-3风洞进行的NACA0012翼型在不同平均迎角、振幅角、减缩频率条件下动态失速相关研究，并获得了较为完整的翼型的动态失速时的压力分布。其试验机构俯仰震荡的平均迎角α由改变摇臂相对于转轴的位置及微调拉杆长度来实现，共有4个可调迎角α＝0°；5°；10°；15°。

国内外对不同平均迎角状态下翼型动态失速特性的试验研究大多都在低速风洞展开，并且这类平均迎角调节试验机构存在调节精度误差较大、可调角度较少的问题，无法满足连续式高速风洞翼型动态实验的要求。

发明内容

为克服现有技术中存在的调节精度误差较大、可调角度较少，无法满足连续式高速风洞翼型动态实验要求的不足，本发明提出了一种连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构。

本发明包括底座、震荡轴支座、震荡轴、平均迎角调节盘和震荡轴调节盘。所述的底座分为圆弧底座与水平安装平台；所述的震荡轴包括第一振荡轴、第二震荡轴和第三震荡轴。其中：三个震荡轴支座分列在风洞转窗的两端外，并且位于该风洞转窗一端外的震荡轴支座用于支撑所述第一振荡轴；位于该风洞转窗另一端外的两个震荡轴支座分别用于支撑所述第二震荡轴和第三震荡轴。