一种垂直风洞模型自由飞试验投放装置转让专利
申请号 : CN201810734111.3
文献号 : CN109100111B
文献日 : 2020-05-12
发明人 : 段义乾 , 杨昌发 , 倪金付 , 蒋盼盼 , 韩涛锋
申请人 : 江西洪都航空工业集团有限责任公司
摘要 :
一种垂直风洞模型自由飞试验投放装置，其中，可垂直向上收起的旋转支架主轴顶部安装在风洞上部的支撑架上，旋转支架主轴下部贯穿由前支臂与后支臂组成的支架中部，旋转支架主轴为中空结构，滑轮安装在旋转支架主轴上方的支撑架上，穿过滑轮的吊挂绳穿过旋转支架主轴与用于悬挂飞机模型的上吊挂连接；旋转驱动电机驱动旋转支架主轴旋转，前支臂与前支撑筒连接，后支臂与后支撑筒连接，前支撑筒与前延伸轴连接，后支撑筒与后延伸轴连接，前延伸轴内设置有前触点，后延伸轴内设置有后触点，飞机模型上设置有用于与前触点、后触点连接的连接点，采用磁力控制飞机模型自动投放，有效提高试验的准确性，同时也减少因投放时机不成熟而造成的试验事故。
权利要求 :
1.一种垂直风洞模型自由飞试验投放装置，包括滑轮、旋转支架主轴、旋转驱动齿轮、水平运动平台、基座、支架、后延伸轴、前延伸轴及用于进行自由飞试验的飞机模型；其特征在于，可垂直向上收起的旋转支架主轴顶部安装在风洞上部的支撑架上，旋转支架主轴下部贯穿由前支臂与后支臂组成的支架中部，旋转支架主轴为中空结构，滑轮安装在旋转支架主轴上方的支撑架上，穿过滑轮的吊挂绳一端由操纵员牵引，吊挂绳另一端穿过旋转支架主轴与用于悬挂飞机模型的上吊挂连接；基座设置在旋转支架主轴上部外围，水平运动平台设置在基座上，用于旋转驱动旋转支架主轴的旋转驱动电机设置在旋转支架主轴一侧的水平运动平台上，旋转驱动齿轮套装在旋转支架主轴上，并与旋转驱动电机连接；前支臂与前支撑筒连接，后支臂与后支撑筒连接，前支撑筒与前延伸轴连接，后支撑筒与后延伸轴连接，前延伸轴内设置有前触点，后延伸轴内设置有后触点，同时在前支臂、后支臂、前支撑筒及后支撑筒内分别设置有用于为前触点与后触点通电的电缆通路；且前延伸轴与后延伸轴结构相同，前触点与后触点结构相同，前触点包括控制电路板、力传感器、电磁铁及触点罩，后延伸轴为中空结构，用于通电的电缆穿过电缆通路与安装在触点罩内的电磁铁连接，触点罩与后延伸轴连接，力传感器设置在电磁铁一侧，控制电路板分别与力传感器、电磁铁连接，飞机模型上设置有用于与前触点、后触点连接的连接点。
2.根据权利要求1所述的一种垂直风洞模型自由飞试验投放装置，其特征在于，旋转支架主轴底部设置有线缆通路口。
3.根据权利要求1所述的一种垂直风洞模型自由飞试验投放装置，其特征在于，飞机模型下部设置有用于安装配重的管子。
4.根据权利要求1所述的一种垂直风洞模型自由飞试验投放装置，其特征在于，在风洞一侧设置有用于记录飞机模型自由飞试验投放的电影摄像机。
5.根据权利要求1所述的一种垂直风洞模型自由飞试验投放装置，其特征在于，用于垂直驱动旋转支架主轴向上收起的垂直驱动电机设置在旋转支架主轴另一侧的水平运动平台上，并在旋转支架主轴上设置有用于与垂直运动齿轮啮合的齿，垂直运动齿轮与垂直驱动电机连接。
6.根据权利要求1所述的一种垂直风洞模型自由飞试验投放装置，其特征在于，前支臂通过水平收缩或延伸调节机构与前支撑筒连接，后支臂通过水平收缩或延伸调节机构与后支撑筒连接。
7.根据权利要求1所述的一种垂直风洞模型自由飞试验投放装置，其特征在于，前支撑筒通过垂直收缩或延伸调节机构与前延伸轴连接，后支撑筒通过垂直收缩或延伸调节机构与后延伸轴连接。
8.根据权利要求1～7任一项所述的一种垂直风洞模型自由飞试验投放装置，其特征在于，试验开始前，首先确定前支撑筒与后支撑筒的伸出长度，而后根据飞机尾旋特性的理论计算值，确定飞机模型投放的初始迎角，通过调节前延伸轴与后延伸轴的伸出长度以控制飞机模型投放的初始迎角，飞机模型通过电磁铁产生的吸引力悬挂于垂直风洞中央；试验开始时，风洞开车后，启动旋转驱动电机驱动旋转支架主轴旋转，进而带动飞机模型以固定初始旋转速度旋转，旋转速率范围为0～20转/秒，垂直风洞产生的垂直向上的气流速度由小逐渐增大，飞机模型所受的气动力逐渐增大，前触点、后触点所受的拉力逐渐减小，当拉力小于某一阈值时，电磁铁断开，飞机模型自动投放。
说明书 :
一种垂直风洞模型自由飞试验投放装置
技术领域
[0001] 本发明涉及风洞试验技术领域，尤其涉及一种垂直风洞模型自由飞试验投放装置。
背景技术
[0002] 尾旋又称螺旋，是指飞机在持续失速状态下，以较小的半径沿陡峭的螺旋航迹旋转、高度急剧下降的现象，尾旋是飞机最复杂和最危险的飞行状态之一，直接关系到飞机和飞行员的安全。垂直风洞模型自由飞试验，通过将飞机模型以一定的初始旋转速度，投入至垂直风洞产生的垂直向上的气流中，使飞机模型处于自由悬浮运动状态，以模拟飞机尾旋过程，该试验是研究飞机尾旋特性的最重要手段之一，可以详细地研究飞机的尾旋特性，以获得飞机尾旋的改出方法。
[0003] 在进行垂直风洞模型自由飞试验时，投放手在飞机模型未达到悬浮状态的气流速度条件下（气流速度小于飞机模型悬浮状态对应值时，飞机模型所受气动力不能平衡其重力，上吊挂承受部分飞机模型重力作用，随着气流速度不断增大，上吊挂承受飞机模型重力逐渐减小，投放手通过感受上挂作用力，确定飞机模型投放时机），从风洞边缘将飞机模型放入试验段，用手对飞机模型施加初始旋转速率，待气流速度平缓增大至飞机模型所受到的气动力等于其重力，飞机模型处于自由悬浮运动状态时，进入其独具的尾旋状态，上吊挂、下吊挂自由下垂，不再约束飞机模型的运动，试验过程示意图如图1所示。
[0004] 由于不同类型飞机的尾旋特性差异较大：尾旋平均迎角最小约30°、最大约90°，旋转速率最小约30°/s、最大约200°/s，因此试验时，需要投放手严格掌握飞机模型投放的姿态以及初始旋转速率，尤其是后者会对试验的结果产生直接的影响。此外，投放手还需要掌握投放飞机模型的时机，气流速度过小或过大时投放，均会影响试验的成败，甚至造成试验事故，如上、下吊挂绳索缠绕飞机模型进而导致飞机模型受损。
发明内容
[0005] 本发明所解决的技术问题在于提供一种垂直风洞模型自由飞试验投放装置，以解决上述背景技术中的缺点。
[0006] 本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
[0007] 一种垂直风洞模型自由飞试验投放装置，包括滑轮、旋转支架主轴、旋转驱动齿轮、水平运动平台、基座、支架、后延伸轴、前延伸轴及用于进行自由飞试验的飞机模型；其中，可垂直向上收起的旋转支架主轴顶部安装在风洞上部的支撑架上，旋转支架主轴下部贯穿由前支臂与后支臂组成的支架中部，旋转支架主轴为中空结构，滑轮安装在旋转支架主轴上方的支撑架上，穿过滑轮的吊挂绳一端由操纵员牵引，吊挂绳另一端穿过旋转支架主轴与用于悬挂飞机模型的上吊挂连接；基座设置在旋转支架主轴上部外围，水平运动平台设置在基座上，用于旋转驱动旋转支架主轴的旋转驱动电机设置在旋转支架主轴一侧的水平运动平台上，旋转驱动齿轮套装在旋转支架主轴上，并与旋转驱动电机连接；前支臂与前支撑筒连接，后支臂与后支撑筒连接，前支撑筒与前延伸轴连接，后支撑筒与后延伸轴连接，前延伸轴内设置有前触点，后延伸轴内设置有后触点，同时在前支臂、后支臂、前支撑筒及后支撑筒内分别设置有用于为前触点与后触点通电的电缆通路，前支撑筒与后支撑筒用于调节连接飞机模型的前触点、后触点位置，前延伸轴与后延伸轴用于调节飞机模型姿态；且前延伸轴与后延伸轴结构相同，前触点与后触点结构相同，前触点包括控制电路板、力传感器、电磁铁及触点罩，后延伸轴为中空结构，用于通电的电缆穿过电缆通路与安装在触点罩内的电磁铁连接，触点罩与后延伸轴连接，力传感器设置在电磁铁一侧，控制电路板分别与力传感器、电磁铁连接，飞机模型上设置有用于与前触点、后触点连接的连接点，电磁铁产生的磁力用于将飞机模型悬挂于垂直风洞中央，力传感器用于采集触点所承受飞机模型的重力大小，当拉力小于某一阈值时，断开电磁铁，实现飞机模型的自动投放，通过控制电路板与力传感器控制电磁铁的磁力，以实现抓取和投放飞机模型。
[0008] 在本发明中，旋转支架主轴底部设置有线缆通路口，悬挂飞机模型的上吊挂从线缆通路口穿过，支架收起时，不会影响上吊挂的自由摆动。
[0009] 在本发明中，飞机模型下部设置有用于安装配重的管子。
[0010] 在本发明中，在风洞一侧设置有用于记录飞机模型自由飞试验投放的电影摄像机。
[0011] 在本发明中，用于垂直驱动旋转支架主轴向上收起的垂直驱动电机设置在旋转支架主轴另一侧的水平运动平台上，并在旋转支架主轴上设置有用于与垂直运动齿轮啮合的齿，垂直运动齿轮与垂直驱动电机连接。
[0012] 在本发明中，前支臂通过水平收缩或延伸调节机构与前支撑筒连接，后支臂通过水平收缩或延伸调节机构与后支撑筒连接。
[0013] 在本发明中，前支撑筒通过垂直收缩或延伸调节机构与前延伸轴连接，后支撑筒通过垂直收缩或延伸调节机构与后延伸轴连接。
[0014] 在本发明中，试验开始前，首先根据飞机模型尺寸及飞机模型上的连接点位置，确定前支撑筒与后支撑筒的伸出长度，而后根据飞机尾旋特性的理论计算值，确定飞机模型投放的初始迎角，通过调节前延伸轴与后延伸轴的伸出长度以控制飞机模型投放的初始迎角，飞机模型通过电磁铁产生的吸引力悬挂于垂直风洞中央；试验开始时，风洞开车后，启动旋转驱动电机驱动旋转支架主轴旋转，进而带动飞机模型以固定初始旋转速度旋转，旋转速率范围为0～20转/秒，垂直风洞产生的垂直向上的气流速度由小逐渐增大，飞机模型所受的气动力逐渐增大，前触点、后触点所受的拉力逐渐减小，当拉力小于某一阈值时，电磁铁断开，实现飞机模型自动投放；飞机模型在重力作用下出现下沉，为避免旋转过程中飞机模型与垂直风洞模型自由飞试验投放装置发生碰撞，启动垂直驱动电机驱动垂直运动齿轮，带动驱动旋转支架主轴垂直快速向上收起，以脱离试验段，避免对试验干扰。
[0015] 有益效果：本发明采用磁力控制飞机模型自动投放，同时通过控制飞机模型投放的姿态、初始旋转速率等，不仅避免了因投放手经验不足或偶然因素给垂直风洞模型自由飞试验带来的人为误差，有效提高试验的准确性，同时也减少因投放手未能掌握投放飞机模型时机而造成的试验事故；此外，通过垂直驱动电机带动驱动旋转支架主轴垂直快速向上收起，避免了投放装置与飞机模型发生磕碰，且投放装置位于飞机模型上方，不会对从飞机模型下方吹来的气流造成干扰。
附图说明
[0016] 图1是现有垂直风洞模型自由飞试验示意图。
[0017] 图2是本发明的较佳实施例的结构示意图。
[0018] 图3是本发明的较佳实施例中的前触点结构示意图。
[0019] 图4是本发明的较佳实施例中的后支撑筒安装示意图。
[0020] 图5为图4中A-A剖视图。
[0021] 图6是本发明的较佳实施例中的飞机模型悬挂于垂直风洞中央示意图。
[0022] 图7是本发明的较佳实施例自由飞试验状态示意图。
[0023] 图1中标注：滑轮1、上吊挂2、环3、松紧螺套4、下拨杆5、下吊挂6、张线7、管子8、配重9、电影摄像机10。
具体实施方式
[0024] 为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。
[0025] 参见图2～图7的一种垂直风洞模型自由飞试验投放装置，包括滑轮1、管子8、配重9、电影摄像机10、旋转支架主轴11、旋转驱动齿轮12、垂直运动齿轮13、垂直驱动电机14、水平运动平台15、基座16、后支臂17、水平收缩或延伸调节机构18、后支撑筒19、垂直收缩或延伸调节机构20、后延伸轴21、后触点22、线缆通路口23、前触点24、前延伸轴25、前支撑筒26、电缆通路27、前支臂28、旋转驱动电机29、垂直风洞模型自由飞试验投放装置30、飞机模型
31、吊挂绳32、操纵员33、电缆A、电缆通路B、控制电路板及力传感器C、电磁铁D、触点罩E、支撑筒面F、支撑臂切面G、支撑筒切面H、电缆通路切面I及调节紧固旋钮J；其中，可垂直向上收起的旋转支架主轴11顶部安装在风洞上部的支撑架上，旋转支架主轴11下部贯穿由前支臂28与后支臂17组成的支架中部，旋转支架主轴11为中空结构，且在旋转支架主轴11底部设置有线缆通路口23，滑轮1安装在旋转支架主轴11上方的支撑架上，穿过滑轮1的吊挂绳
32一端由操纵员33牵着，吊挂绳32另一端穿过旋转支架主轴11与用于悬挂飞机模型31的上吊挂连接，飞机模型31下部设置有用于安装配重9的管子8，用于记录飞机模型自由飞试验投放的电影摄像机10设置在风洞一侧；基座16设置在旋转支架主轴11上部外围，水平运动平台15设置在基座16上，用于垂直驱动旋转支架主轴11的垂直驱动电机14设置在旋转支架主轴11一侧的水平运动平台15上，用于旋转驱动旋转支架主轴11的旋转驱动电机29设置在旋转支架主轴11另一侧的水平运动平台15上，旋转驱动齿轮12套装在旋转支架主轴11上，并与旋转驱动电机29连接，垂直运动齿轮13一端与垂直驱动电机14连接，垂直运动齿轮13另一端与设置在旋转支架主轴11上的齿啮合；前支臂28通过水平收缩或延伸调节机构18与前支撑筒26连接，后支臂17通过水平收缩或延伸调节机构18与后支撑筒19连接，前支撑筒
26通过垂直收缩或延伸调节机构20与前延伸轴25连接，后支撑筒19通过垂直收缩或延伸调节机构20与后延伸轴21连接，前延伸轴25内设置有前触点24，后延伸轴21内设置有后触点
22，同时在前支臂28、后支臂17、前支撑筒26及后支撑筒19内分别设置有用于通电的电缆通路27，前支撑筒26与后支撑筒19可沿水平方向收缩或延伸，用于调节连接飞机模型31的前触点24、后触点22位置，可沿垂直方向收缩或延伸，用于调节模型姿态；前延伸轴25与后延伸轴21结构相同，前触点24与后触点22结构相同，前触点24包括控制电路板、力传感器C、电磁铁D及触点罩E，后延伸轴21为中空结构，用于通电的电缆A穿过电缆通路B与安装在触点罩E内的电磁铁D连接，触点罩E与后延伸轴21连接，力传感器C设置在电磁铁D一侧，控制电路板分别与力传感器C、电磁铁D连接，飞机模型31上设置有用于与前触点24、后触点22连接的连接点，电磁铁D产生的磁力用于将飞机模型31悬挂于垂直风洞中央，力传感器C用于采集触点所承受飞机模型31的重力大小，当拉力小于某一阈值时（5～10N），断开电磁铁D，实现飞机模型31的自动投放，通过控制电路板与力传感器C控制电磁铁D的磁力，以实现抓取和投放飞机模型31。
31、吊挂绳32、操纵员33、电缆A、电缆通路B、控制电路板及力传感器C、电磁铁D、触点罩E、支撑筒面F、支撑臂切面G、支撑筒切面H、电缆通路切面I及调节紧固旋钮J；其中，可垂直向上收起的旋转支架主轴11顶部安装在风洞上部的支撑架上，旋转支架主轴11下部贯穿由前支臂28与后支臂17组成的支架中部，旋转支架主轴11为中空结构，且在旋转支架主轴11底部设置有线缆通路口23，滑轮1安装在旋转支架主轴11上方的支撑架上，穿过滑轮1的吊挂绳
32一端由操纵员33牵着，吊挂绳32另一端穿过旋转支架主轴11与用于悬挂飞机模型31的上吊挂连接，飞机模型31下部设置有用于安装配重9的管子8，用于记录飞机模型自由飞试验投放的电影摄像机10设置在风洞一侧；基座16设置在旋转支架主轴11上部外围，水平运动平台15设置在基座16上，用于垂直驱动旋转支架主轴11的垂直驱动电机14设置在旋转支架主轴11一侧的水平运动平台15上，用于旋转驱动旋转支架主轴11的旋转驱动电机29设置在旋转支架主轴11另一侧的水平运动平台15上，旋转驱动齿轮12套装在旋转支架主轴11上，并与旋转驱动电机29连接，垂直运动齿轮13一端与垂直驱动电机14连接，垂直运动齿轮13另一端与设置在旋转支架主轴11上的齿啮合；前支臂28通过水平收缩或延伸调节机构18与前支撑筒26连接，后支臂17通过水平收缩或延伸调节机构18与后支撑筒19连接，前支撑筒
26通过垂直收缩或延伸调节机构20与前延伸轴25连接，后支撑筒19通过垂直收缩或延伸调节机构20与后延伸轴21连接，前延伸轴25内设置有前触点24，后延伸轴21内设置有后触点
22，同时在前支臂28、后支臂17、前支撑筒26及后支撑筒19内分别设置有用于通电的电缆通路27，前支撑筒26与后支撑筒19可沿水平方向收缩或延伸，用于调节连接飞机模型31的前触点24、后触点22位置，可沿垂直方向收缩或延伸，用于调节模型姿态；前延伸轴25与后延伸轴21结构相同，前触点24与后触点22结构相同，前触点24包括控制电路板、力传感器C、电磁铁D及触点罩E，后延伸轴21为中空结构，用于通电的电缆A穿过电缆通路B与安装在触点罩E内的电磁铁D连接，触点罩E与后延伸轴21连接，力传感器C设置在电磁铁D一侧，控制电路板分别与力传感器C、电磁铁D连接，飞机模型31上设置有用于与前触点24、后触点22连接的连接点，电磁铁D产生的磁力用于将飞机模型31悬挂于垂直风洞中央，力传感器C用于采集触点所承受飞机模型31的重力大小，当拉力小于某一阈值时（5～10N），断开电磁铁D，实现飞机模型31的自动投放，通过控制电路板与力传感器C控制电磁铁D的磁力，以实现抓取和投放飞机模型31。
[0026] 在本实施例中，悬挂飞机模型31的上吊挂从线缆通路口23穿过，支架收起时，不会影响上吊挂的自由摆动。
[0027] 在本实施例中，试验开始前，首先根据飞机模型31尺寸及飞机模型31上的连接点位置，确定前支撑筒26与后支撑筒19伸出长度，在前支撑筒26与后支撑筒19调节到预定位置后，通过调节紧固旋钮J进行拧紧固定，而后根据飞机尾旋特性的理论计算值，确定飞机模型31投放的初始迎角，通过调节前延伸轴25与后延伸轴21的伸出长度以控制飞机模型31投放的初始迎角，飞机模型31通过机身上的连接点与前触点24、后触点22连接，通过电磁铁D产生的吸引力悬挂于垂直风洞中央；试验开始时，风洞开车后，启动旋转驱动电机29驱动旋转支架主轴11旋转，进而带动飞机模型31以固定初始旋转速度旋转，旋转速率范围为0～20转/秒，垂直风洞产生的垂直向上的气流速度由小逐渐增大，飞机模型31所受的气动力逐渐增大，前触点24、后触点22所受的拉力逐渐减小，当拉力小于某一阈值时（5～10N），电磁铁D断开，实现飞机模型31自动投放；飞机模型31在重力作用下出现下沉（飞机模型31的上吊挂由操纵员33牵引，用以控制下沉距离），为避免旋转过程中飞机模型31与垂直风洞模型自由飞试验投放装置30发生碰撞，启动垂直驱动电机14，通过驱动垂直运动齿轮13驱动旋转支架主轴11垂直快速向上收起，以脱离试验段，避免对试验干扰。
[0028] 以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。