[發明專利]旋轉調整機構及加工方法、模型姿態調整裝置及方法

有效

• 申請號: 201810243228.1
• 申請日: 2018-03-23
• 公開（公告）號: CN108458849B
• 公開（公告）日: 2020-04-21
• 發明（設計）人: 牛海波;易仕和;陸小革;何霖;劉小林
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科技大學
• 主分類號: G01M9/00
• 分類號: G01M9/00;G01M9/04
• 代理公司: 長沙智嶸專利代理事務所(普通合伙) 43211
• 代理人: 胡亮

本發明公開了一種旋轉調整機構及加工方法、多自由度模型姿態調整裝置及方法，包括尾撐桿、尾撐花盤和固定座，所述尾撐花盤的后端面沿周向設有若干凹槽，所述固定座的前端面設有與凹槽相配合的凸齒，或者所述尾撐花盤的后端面沿周向設有若干凸齒，所述固定座的前端面設有與凸齒相配合的凹槽；所述尾撐桿前端裝配固定模型，所述尾撐桿后端依次穿設于所述尾撐花盤和所述固定座內，所述固定座和所述尾撐花盤固定在所述尾撐桿后端上；述尾撐桿的前端與后端的軸線的夾角與所需攻角的角度相等。本發明的旋轉調整機構，通過尾撐桿在固定座內旋轉，再通過調節旋轉的角度，從而調整尾撐桿前端的模型的姿態，獲得模型處于不同測量面的流場結構圖像。

技術領域

本發明涉及航空航天技術領域，特別地，涉及一種旋轉調整機構及加工方法、多自由度模型姿態調整裝置及方法。

背景技術

模型姿態調整裝置通過多個調整機構從而調整風洞試驗中模型的姿態，如水平位移調整機構、豎直位移調整機構、攻角位移調整機構等等，風洞試驗是研究飛行器大攻角氣動性能的重要手段。隨著航空航天技術的不斷發展，現代風洞也朝著具有更強的試驗能力、更高的生產效率的方向發展，要求盡可能多地模擬模型的試驗狀態，如模型的俯仰、偏航、滾轉、橫向平移、縱向平移等姿態和動作，實驗模型安裝在模型姿態調整裝置上，因此，實驗模型的各種姿態變化必須通過模型姿態調整裝置的動作來實現，從而使模型的測量面與激光片光重合，獲得流場結構圖像。

現有技術中，大部分模型姿態調整裝置的自由度都在三自由度及以下，在有限空間內調整范圍狹小，精度也比較低，姿態調整范圍有限，對于帶攻角的模型如圓錐模型的流動，無法測量模型的子午面流場結構，還有一部分模型姿態調整裝置通過增設可水平旋轉的側滑角位移調整機構擴大了姿態調整范圍，但僅能在水平方向側滑一定的角度，因此僅能實現模型 90度和270度的截面的流場結構，還有通過增設旋轉臂和滾轉臂組件耦合實現攻角和側滑角的試驗狀態，但僅能在同一鉛垂面內轉動，且結構復雜，當測量帶攻角的模型時，在旋轉的過程中模型的攻角發生變化，容易產生測量誤差，還存在一部分的測量面無法調整至與激光片光重合，則需要大幅度調節激光片光及相機的位置。

發明內容

本發明提供了一種旋轉調整機構及加工方法、多自由度模型姿態調整裝置及方法，以解決現有技術中姿態調整范圍有限，無法獲取不同測量面流場結構的技術問題。

根據本發明的一個方面，提供一種旋轉調整機構，包括尾撐桿、尾撐花盤和固定座，上述尾撐花盤的后端面沿周向設有若干凹槽，上述固定座的前端面設有與凹槽相配合的凸齒，或者上述尾撐花盤的后端面沿周向設有若干凸齒，上述固定座的前端面設有與凸齒相配合的凹槽；上述尾撐桿前端裝配固定模型，上述尾撐桿后端依次穿設于上述尾撐花盤和上述固定座內，上述固定座和上述尾撐花盤固定在上述尾撐桿后端上；上述尾撐桿的前端與后端的軸線的夾角與所需攻角的角度相等。

進一步地，上述尾撐花盤和上述固定座通過螺母鎖緊固定上述尾撐桿的后端。

進一步地，上述凹槽設有2個～20個，上述凸齒的設置數量與上述凹槽的設置數量相同，或者上述凸齒的設置數量少于上述凹槽的設置數量；上述凹槽呈環形等距分布，和/或上述凸齒呈環形等距分布；上述凸齒的高度大于上述凹槽的深度。

進一步地，上述尾撐桿由尾撐前桿和尾撐后桿連接而成，上述尾撐前桿和尾撐后桿的軸線的夾角與所需攻角的角度相等。

根據本發明的另一方面，還提供了一種上述旋轉調整機構的加工方法，采用圓柱基體在后端面加工上述凹槽制成上述尾撐花盤，上述尾撐花盤套于上述尾撐后桿的前端過緊配合連接，再將上述尾撐后桿的前端面與上述尾撐花盤的內壁進行焊接；上述尾撐前桿的后端根據所需攻角的角度傾斜截斷形成截斷斜面，再將上述尾撐前桿插入上述尾撐花盤中；上述尾撐前桿的截斷斜面與上述尾撐后桿的前端面貼合后將上述尾撐前桿與上述尾撐花盤的內壁進行焊接；上述尾撐后桿插入上述固定座內。