[發明專利]一種飛機發動機模型風洞試驗變攻角裝置

有效

• 申請號: 201410238508.5
• 申請日: 2014-05-30
• 公開（公告）號: CN104019959A
• 公開（公告）日: 2014-09-03
• 發明（設計）人: 高宏力;黃曉蓉;郭亮;黃海鳳;許明恒;曾令國;王鐵軍;張一文
• 申請（專利權）人: 西南交通大學
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04
• 代理公司: 成都博通專利事務所 51208
• 代理人: 陳樹明

技術領域

本發明涉及一種飛機發動機模型風洞試驗變攻角裝置。

背景技術

航空噴氣發動機，不論是渦噴式、渦扇式還是沖壓式，其前部都配置進氣道，而后部配置尾噴管。進氣道是發動機的重要部件，它的功能是將迎面而來氣流的動能轉換為位能，把來流速度降低到燃燒室中火焰傳播速度相適應的速度，提高氣流壓強和溫度，為發動機提供所需的空氣流量。對發動機模型進行風洞試驗，即將發動機模型置于風洞的攻角機構上，通過攻角機構的角度變化，改變發動機模型(進氣道)的角度，以研究其不同氣流攻角對進氣道性能(總壓恢復系數、流量系數、阻力系數和出口畸變指數等)的影響，從而為飛機發動機的設計與制造、維護提供實驗依據。

與常規的風洞試驗相比，發動機模型的風洞試驗具有特殊的要求，環境溫度為1000攝氏度，真空度為1000pa,氣流的馬赫數(流場中某點的速度與該點的聲速之比)較高，一般在2以上；在這種環境下，沖擊載荷大，風洞的攻角機構不僅要有較好的剛度和強度，還要有較好的抗震性能，其最大攻角要求10度以上。

現有風洞的攻角機構主要是通過在平臺的底部加減墊塊來實現平臺上的發動機模型的攻角變化，只能進行靜態的設定攻角的風洞試驗，而不能進行變攻角的動態的風洞試驗。也有可變攻角的動態風洞試驗的攻角機構，其構成是，平臺的中部底面與機架的立柱上端鉸接，平臺的后端與機架上的油缸缸桿鉸接，通過油缸的伸縮使平臺沿立柱上端的鉸接軸旋轉，從而使平臺上的發動機模型的攻角發生變化。由于其是繞平臺也即發動機模型中部的鉸軸旋轉而使攻角改變，會使發動機前端的進氣道端口面的中心遠離風洞噴氣口的中心，而遠離風洞噴氣口的中心的空氣流場均勻性差,從而與飛機在實際飛行過程中發動機進氣道端口面的空氣流場均勻的情形不一致，而嚴重影響試驗的可靠性和準確性。

發明內容

本發明的目的是提供一種飛機發動機模型風洞試驗變攻角裝置，該種變攻角裝置能使發動機模型的攻角進行動態的變化，且發動機模型攻角變化時，發動機模型的進氣道端口面的中心始終與風洞噴氣口的中心重合，發動機模型的進氣道端口面的流場均勻，使飛機發動機模型風洞試驗的結果更準確、可靠。

本發明解決其技術問題所采用的技術方案是：一種飛機發動機模型風洞試驗變攻角裝置，其特征在于：

機架右側固定有液壓馬達，液壓馬達的轉軸與齒輪一相連，齒輪一與齒輪二嚙合，齒輪二與齒輪三固定在傳動軸上，傳動軸通過軸承一、軸承二固定在機架上；

機架的前、后側分別通過左圓弧導軌副和右圓弧導軌副與移動側板連接；移動側板與工作臺固定連接，移動側板的右端上表面固定扇形齒輪，齒輪三與扇形齒輪嚙合；機架的左、右端各裝有自鎖機構；機架的四個角安裝有行走機構。

所述的左圓弧導軌副、右圓弧導軌副和扇形齒輪的圓心同心且位于機架左端上方、工作臺上發動機模型進氣道端口面的中橫線上。

本發明的工作過程和原理：液壓馬達通過齒輪一帶動齒輪二轉動，齒輪二帶動同一傳動軸上的齒輪三轉動，齒輪三則帶動與其嚙合的扇形齒輪轉動,扇形齒輪則帶動移動側板及工作臺沿左圓弧導軌副和右圓弧導軌副運動。由于左圓弧導軌副、右圓弧導軌副和扇形齒輪的圓心同心且位于機架左端上方、工作臺上發動機模型進氣道端口面的中橫線上。從而使工作臺及其工作臺上的發動機模型在轉動(變攻角)時，始終繞發動機模型進氣道端口面的中橫線轉動。

現有技術相比，本發明的有益效果是：

采用簡單齒輪傳動以及圓弧導軌副傳動，不僅使發動機模型的攻角進行動態的變化，且發動機模型攻角變化時，發動機模型始終繞發動機模型進氣道端口面的中橫線轉動，使發動機模型的進氣道端口面的中心始終與風洞噴氣口的中心重合，發動機模型的進氣道端口面的流場均勻，更真實的模擬了發動機的進氣工況,使飛機發動機模型風洞試驗的結果更準確、可靠。同時本發明使用齒輪傳動，使整個機構承載負載能力強，使用壽命長，結構簡單。

進一步，本發明的自鎖機構的具體構成是：支撐板的底部固定在機架的端部，支撐板上固定安裝橫向的液壓缸，液壓缸的杠桿穿過支撐板與三角形板的豎邊固定連接；三角形板的底邊置于機架上，其斜邊呈階梯狀；機架在三角形板底邊兩側的部位設有導向條。