[实用新型]一种低速风洞绕速度矢滚转的试验装置

说明书

技术领域

本实用新型属于一种风洞试验装置，具体涉及一种低速风洞绕速度矢滚转的试验装置。

背景技术

速度矢滚转是现代战斗机最基本的战术机动动作之一，该机动可以快速改变机头指向，先敌捕获目标获取有利攻击态势。尾旋是飞机最复杂、最危险的极限飞行状态之一；尾旋中飞机的操纵性显著变坏甚至完全丧失，同时空间方位判断及驾驶条件变得更为复杂，因而对飞行员及飞机的安全构成了极大的威胁。飞机尾旋运动的实质是一种大迎角下绕速度矢滚转的飞行状态。

在对导弹(飞机)进行研究时，其绕速度矢机动和尾旋运动尤其重要，在导弹(飞机)进行动作时，要想确定导弹(飞机)在空间中的运动的方向，就需要偏航角、俯仰角和滚转角这三个角度。

现有技术中主要是通过飞行试验手段研究绕速度矢机动和尾旋运动，这种手段风险较高、费用耗费大、并且周期较长，因此许多飞行器至今都未进行尾旋的试飞。现今的技术主要是采用低速风洞模拟试验装置模拟研究飞行器的绕速度飞行，但是传统的低速风洞旋转天平试验装置智能模拟固定迎角和侧滑角下的绕速度矢滚转运动，而立式风洞尾旋试验主要是模拟研究稳态尾旋特性，无法全面获取尾旋进入、改出的特性，所以，现今的试验很难同时实现在机动动作同时出现迎角、侧滑角连续变化时的滚转运动，特别是在保证试验装置结构紧凑简单、安装方便的情况下，很难模拟出在飞机试验模型进行滚转运动时的自由俯仰和偏航运动过程，且无法进行各个飞行参数的实时测量，更加无法保证在风洞试验时气流的稳定性。

实用新型内容

针对现有技术的不足，本实用新型的目的在于提出一种低速风洞绕速度矢的试验装置，该装置结构简单且紧凑，能有效实现试验模型在滚转、俯仰和偏航三个自由度运动的全过程模拟试验，且能进行参数的实时测量，能达到迎角、侧滑角连续变化的目的，并且在试验过程中保证了风洞内气流的稳定性，使用安装十分方便。

为了达到上述的目的，本实用新型所采用的技术方案是：

一种低速风洞绕速度矢滚转的试验装置，该装置包括翼型支杆、整流罩、引电器、滚转轴、角接触球轴承、配重、轻质支杆和俯仰/偏航自由度转台；

所述翼型支杆底部固定在风洞试验段下洞壁或平台上，整流罩固定在翼型支杆顶部；所述整流罩为空心结构，其内部设有引电器、滚转轴和用于支撑滚转轴的角接触球轴承，所述引电器与滚转轴固定连接；

所述轻质支杆整体经过三次预弯，其一端与滚转轴固定连接，另一端与俯仰/偏航自由度转台固定连接，且轻质支杆两端均位于滚转轴的中轴线上，所述配重通过固定杆固定在轻质支杆与滚转轴连接的端部，配重套在固定杆上活动连接，且配重与轻质支杆保持在同一平面上；

所述俯仰/偏航自由度转台一端与轻质支杆固定连接，另一端与试验模型固定连接，且俯仰/偏航自由度转台的转动中心与试验模型的重心重合。

进一步的是，所述俯仰/偏航自由度转台包括侧滑轴、转台外框架、转台内框架、单列角接触球轴承和双列深沟球轴承，所述俯仰/偏航自由度转台通过侧滑轴与轻质支杆连接，转台外框架安装于转台内框架上，转台内框架由双深沟球轴承支撑，转台外框架由单列角接触球轴承支撑；通过转台外框架可实现俯仰运动，通过转台内框架可实现自由偏航欲动，其中飞机试验模型固定在转台外框架上。

进一步的是，所述翼型支杆剖面呈翼型；减小了翼型支杆的支撑对模型所处流场产生的影响。

进一步的是，所述翼型支杆顶部和底部均开有多个螺栓孔，翼型支杆与整流罩和风动试验段下洞壁或平台通过螺栓连接。

进一步的是，所述整流罩头部采用平滑外形；使得通过整流罩的气流较为光顺。

进一步的是，所述引电器与滚转轴同步旋转，且滚转轴设有供引电器信号线和电源线布置的中空结构；引电器可用于模拟内部机载设备供电及实时采集设备的数据参数信号，采用中空结构不仅可以为引电器的信号线和电源线提供走线空间，也可以减小装置的质量和惯量。

进一步的是，所述配重的头部采用平滑外形，其尾部采用锥形过渡；使得通过配重的气流较为光顺，对气流的影响较小。

进一步的是，所述轻质支杆为中空结构，且其三个预弯处均采用平滑过渡；采用三次预弯，第一次预弯可给试验模型留有足够的俯仰运动裕量，避免产生干涉，第二次预弯可减小所述轻质支杆惯量对模型运动造成的影响，第三次预弯可增大机动模拟的迎角范围，且减小了与轻质支杆的干涉。

进一步的是，该装置能实现试验模型滚转角度运动范围为-180°～180°，偏航角运动范围为-180°～180°，俯仰角运动范围为0°～90°。