[发明专利]一种飞行器模型低阻塞度大攻角驱动机构及驱动方法

说明书

一种飞行器模型低阻塞度大攻角驱动机构及驱动方法，属于飞行器风洞试验技术领域。本发明解决了现有技术的飞行器模拟支杆驱动受到连杆机构本身性质的限制，导致飞行器模型提供可调攻角范围较小的问题。本发明包括连接臂、模型支杆、液压驱动装置、支杆连接件和转轴，连接臂内设置有液压驱动装置，液压驱动装置的执行端与支杆连接件建立连接，支杆连接件通过转轴转动设置在连接臂上，支杆连接件上连接有模型支杆，模型支杆与连接臂的轴向方向角度范围在+115°~‑10°之间。本发明的飞行器模型低阻塞度大攻角驱动机构克服了连杆机构的限制，增加了飞行器模型攻角的可调范围，为飞行器模型的风洞试验提供更加全面的大攻角气动试验数据。

技术领域

本发明属于飞行器风洞试验技术领域，具体为一种飞行器模型低阻塞度大攻角驱动机构及驱动方法。

背景技术

空气动力学试验最常用、最有效的试验方法是风洞试验，风洞是能人工产生和控制气流用来模拟飞行器周围的气体流动，并可度量气体对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状试验设备。为了使试验结果准确，试验时的流动必须与实际流动状态相似，即必须满足相似准则的要求，在地面的风洞试验中通常将被试模型通过模型支撑系统固定在风洞内中心位置，使气体流过模型进行吹风试验，并通过支撑系统驱动模型运动，改变模型的姿态，包括模型的攻角、侧滑角等，达到控制流动状态的目的。

随着国家对各类先进飞行器的需求和快速发展，对飞行器风洞试验技术的要求也不断提高，并取得了较快发展，同时，随着大型连续式高速风洞的建成，使风洞实现了长时间持续吹风的试验能力，对角度支撑机构的持续、稳定工作时间的需求也更高。但是高速风洞试验中飞行器模型载荷较大，对应的对支撑机构的刚、强度要求提高，导致支撑系统变得愈加“粗壮”，而机构阻塞度的过度增加会对风洞流场和试验数据带来较大的干扰，此外，随着飞行器技术的发展，对战斗机机动性能的研究需要角度更大、更加全面的试验数据，现有风洞试验技术中对飞行器姿态角的控制范围较小，故先进飞行器在风洞试验中获得准确和全面的气动力数据成了目前迫切需要解决的难题。

现有技术中的风洞试验支撑装置具有以下不足之处：

1、为获得飞行器模型在纵向风洞试验中的更准确、更全面的气动力数据，飞行器模型需要的攻角范围较大，现有技术中的飞行器模型支杆的驱动机构一般通过直线动力装置结合连杆机构进行驱动，由于连杆机构本身性质上的限制，其为飞行器模型提供的可调攻角的范围较小，不适用于目前的飞行器模型在大攻角状态的气动试验研究。

2、飞行器模型驱动机构的连杆机构、液压缸等部件的设置增大了其迎风面积，导致其阻塞度增大，对风洞流场产生较大的干扰，对试验数据带来额外的支撑干扰。

发明内容

本发明研发目的是为了解决现有技术的飞行器模型由支杆驱动时受到连杆机构本身性质的限制，导致飞行器模型提供可调攻角范围较小的问题，在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。

本发明的技术方案：

方案一：一种飞行器模型低阻塞度大攻角驱动机构，包括连接臂、模型支杆、液压驱动装置、支杆连接件和转轴，连接臂内设置有液压驱动装置，液压驱动装置的执行端与支杆连接件建立连接，支杆连接件通过转轴转动设置在连接臂上，支杆连接件上连接有模型支杆，所述模型支杆与连接臂的轴向方向角度范围在+115°~-10°之间。

进一步的，所述连接臂的两端加工有连接孔，转轴通过一端的连接孔转动安装在连接臂上，连接臂另一端的连接孔与风洞内的支撑机构建立连接。

进一步的，所述连接臂上加工有凹槽，连接臂的侧壁上加工有液压连接孔，凹槽内放置有液压驱动装置的液压缸，销轴穿过液压连接孔将液压缸的缸体安装在凹槽内。