一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统技术方案

本发明专利技术公开了一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统，具备滚转角调节机构、偏航角调节机构和攻角调节机构，滚转角调节机构能够转动以带动飞行器模型完成滚转角调节；偏航角调节机构能够转动以通过滚转角调节机构带动飞行器模型转动完成偏航角调节；攻角调节机构驱动，以通过偏航角调节机构和滚转角调节机构带动飞行器模型转动完成攻角调节。本发明专利技术采用手动调节和电动驱动调节实现对飞行器模型的攻角、偏航角和滚转角的调整，电动驱动实现飞行器模型攻角的调节，手动调节完成飞行器模型的偏航角和滚转角的调节，通过对飞行器模型的攻角、偏航角和滚转角的调节的方式控制飞行器模型的姿态，实现飞行器模型在风洞中不同飞行姿态的测试。同飞行姿态的测试。同飞行姿态的测试。

【技术实现步骤摘要】
一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统


[0001]本专利技术涉及飞行器模型
，具体涉及一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统。

技术介绍

[0002]高超声速飞行器在设计过程中，通常要进行地面风洞实验，常规的低速风洞无法满足需求，需要在能提供高超声速激波的风洞中进行吹风实验，测量飞行器的气动力和气动热性能，激波风洞指的是先利用激波压缩实验气体，再利用定常膨胀方法产生高超音速实验气流的风洞，风洞主要部件由一个激波管以及连于其后的喷管、实验段等组成；对于飞行器模型，机翼的前进方向和翼弦的夹角叫攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准，通常规定飞行器抬头为正攻角，飞行器低头为负攻角；偏航角是指某一时刻飞行器的机体轴与飞行器速度方向之间的夹角，即机体坐标系xb轴在水平面上投影与地面坐标系xg轴之间的夹角，由xg轴逆时针转至机体xb的投影线时，偏航角为正，即机头右偏航为正，反之为负；滚转角则是指通过机体轴且垂直于机翼平面的垂面与前垂面之间的夹角，即机体坐标系zb轴与通过机体xb轴的铅垂面间的夹角，机体向右滚为正，反之为负。
[0003]飞行器模型在风洞实验舱中进行测试实验室，为了测量不同姿态下的气动力和气动热的性能，需要对飞行器模型的攻角、偏航角和滚转角进行精确控制调节，亟需一套用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统。

技术实现思路

[0004]为此，本专利技术提供一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统，实现了对飞行器模型的攻角、偏航角和滚转角进行精确控制调节。
[0005]为实现上述目的，本专利技术具体提供下述技术方案：一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统，具备：
[0006]滚转角调节机构，用于安装飞行器模型，所述滚转角调节机构能够转动，以带动所述飞行器模型完成滚转角调节；
[0007]偏航角调节机构，安装在所述滚转角调节机构的侧边，且对所述滚转角调节机构进行支撑，所述偏航角调节机构能够转动，以通过所述滚转角调节机构带动所述飞行器模型转动完成偏航角调节；
[0008]攻角调节机构，安装在所述偏航角调节机构侧边，且对所述偏航角调节机构进行支撑，所述攻角调节机构驱动，以通过所述偏航角调节机构和所述滚转角调节机构带动所述飞行器模型转动完成攻角调节。
[0009]作为本专利技术的优选方案，所述攻角调节机构包括台座以及设置在所述台座上的伺服电机；
[0010]所述伺服电机端部设置有减速机，所述减速机的输出轴连接有联轴器，并通过所述联轴器连接有蜗杆，所述蜗杆侧边啮合有蜗轮，所述蜗轮侧边设置有齿轮，所述齿轮和所
述蜗轮同轴转动，所述台座上设置有减速机支座。
[0011]作为本专利技术的优选方案，所述台座上两端分别设置有右侧板和左侧板，所述右侧板和所述左侧板均通过地脚螺栓安装在所述台座上，所述右侧板和所述左侧板顶端通过顶板支撑连接，所述右侧板和所述左侧板侧边通过尾板支撑连接，所述左侧板和所述右侧板之间设置有侧板拉紧螺栓。
[0012]作为本专利技术的优选方案，所述台座、所述右侧板、所述左侧板、所述顶板和所述尾板形成一个驱动舱，所述蜗杆、蜗轮和所述齿轮均设置在所述驱动舱内。
[0013]作为本专利技术的优选方案，所述驱动舱内设置有供所述蜗轮和所述齿轮安装的齿轮轴，所述蜗轮和所述齿轮以所述齿轮轴为中心轴转动；
[0014]所述齿轮轴和所述蜗轮之间设置有蜗轮平键，所述齿轮和所述齿轮轴之间设置有齿轮平键。
[0015]作为本专利技术的优选方案，所述蜗杆两端均设置有蜗杆轴承，所述驱动舱内设置有蜗杆轴承座端盖，所述蜗杆轴承座端盖设置在所述蜗杆轴承远离所述伺服电机一端的周侧，靠近所述伺服电机一侧的所述蜗杆轴承上设置有蜗杆密封端盖，所述驱动舱内设置有供所述蜗杆轴承和所述蜗杆轴承座端盖安装的蜗杆轴承座，所述蜗杆轴承座通过螺栓固定在所述右侧板上。
[0016]作为本专利技术的优选方案，所述齿轮轴两端均设置有齿轮轴承，所述左侧板和所述右侧板上设置有齿轮轴承端盖，所述齿轮轴承设置在所述齿轮轴承端盖内。
[0017]作为本专利技术的优选方案，所述驱动舱上设置有弯刀，所述弯刀侧边通过齿轮啮合的方式与所述齿轮传动连接；
[0018]所述弯刀侧边设置有第一弧形凹槽，所述驱动舱内设置有弯刀滑动支撑块，所述弯刀滑动支撑块与所述第一弧形凹槽配合，所述左侧板上设置有弯刀压紧螺杆，所述弯刀压紧螺杆侧边压紧所述弯刀。
[0019]作为本专利技术的优选方案，所述弯刀上设置有奇数定位孔和偶数定位孔，所述左侧板、所述右侧板和所述弯刀上贯穿设置有弯刀定位销，所述弯刀定位销穿过所述奇数定位孔将所述弯刀固定在所述左侧板和所述右侧板上；
[0020]其中，所述弯刀定位销穿过所述奇数定位孔对应所述飞行器模型攻角数值为奇数数值。
[0021]作为本专利技术的优选方案，所述弯刀定位销穿过所述偶数定位孔将所述弯刀固定在所述左侧板和所述右侧板上；
[0022]其中，所述弯刀定位销穿过所述偶数定位孔对应所述飞行器模型攻角数值为偶数数值。
[0023]作为本专利技术的优选方案，所述偏航角调节机构包括安装设置在所述弯刀顶部的偏航角支座和固定在所述偏航角支座上的支杆座；
[0024]所述偏航角支座通过弯刀连接螺栓连接固定在所述弯刀上，所述支杆座通过支杆座固定螺栓固定连接在所述偏航角支座上。
[0025]作为本专利技术的优选方案，所述偏航角支座上设置有第二弧形凹槽，所述支杆座下方设置有与所述第二弧形凹槽配合的弧形凸块。
[0026]作为本专利技术的优选方案，所述偏航角支座上设置有供所述支杆座固定螺栓穿入的
第一T形槽和第二T形槽，所述支杆座上开设有四个固定孔，所述支杆座固定螺栓穿过所述固定孔和所述第一T形槽将支杆座前端固定压紧在所述偏航角支座上，所述支杆座固定螺栓穿过所述固定孔和所述第二T形槽将支杆座后端固定压紧在所述偏航角支座上。
[0027]作为本专利技术的优选方案，所述偏航角支座上设置有小数定位孔和整数定位孔，所述支杆座上开设有两个前排销钉孔和两个后排销钉孔，所述支杆座和所述偏航角支座之间贯穿设置有支杆座定位销，所述支杆座定位销穿过所述小数定位孔和后排销钉孔将所述偏航角支座固定连接在所述支杆座上；
[0028]其中，所述支杆座定位销穿过所述小数定位孔对应所述飞行器模型偏航角数值为小数数值。
[0029]作为本专利技术的优选方案，所述支杆座定位销穿过所述整数定位孔和所述前排销钉孔将所述偏航角支座固定连接在所述支杆座上；
[0030]所述支杆座定位销穿过所述整数定位孔对应所述飞行器模型偏航角数值为整数数值。
[0031]作为本专利技术的优选方案，所述滚转角调节机构包括设置在所述支杆座端部的模型支杆以及设置在所述偏航角支座端部的支杆顶丝座；
[0032]所述支杆座内设置有锥孔，所述模型支杆的尾部为一个1
°
的锥杆，所述锥杆安装卡接于所述锥孔内，所述支杆顶丝座通过螺栓固定连接在所述偏航角支座上，所述支杆顶丝座上本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统，其特征在于，具备：滚转角调节机构，用于安装飞行器模型(16)，所述滚转角调节机构能够转动，以带动所述飞行器模型(16)完成滚转角调节；偏航角调节机构，安装在所述滚转角调节机构的侧边，且对所述滚转角调节机构进行支撑，所述偏航角调节机构能够转动，以通过所述滚转角调节机构带动所述飞行器模型(16)转动完成偏航角调节；攻角调节机构，安装在所述偏航角调节机构侧边，且对所述偏航角调节机构进行支撑，所述攻角调节机构驱动，以通过所述偏航角调节机构和所述滚转角调节机构带动所述飞行器模型(16)转动完成攻角调节。2.根据权利要求1所述的一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统，其特征在于，所述攻角调节机构包括台座(24)以及设置在所述台座上的伺服电机(1)；所述伺服电机(1)端部设置有减速机(2)，所述减速机(2)的输出轴连接有联轴器(3)，并通过所述联轴器(3)连接有蜗杆(4)，所述蜗杆(4)侧边啮合有蜗轮(5)，所述蜗轮(5)侧边设置有齿轮(6)，所述齿轮(6)和所述蜗轮(5)同轴转动，所述台座(24)上设置有减速机支座(23)。3.根据权利要求2所述的一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统，其特征在于，所述台座(24)上两端分别设置有右侧板(26)和左侧板(28)，所述右侧板(26)和所述左侧板(28)均通过地脚螺栓安装在所述台座(24)上，所述右侧板(26)和所述左侧板(28)顶端通过顶板(25)支撑连接，所述右侧板(26)和所述左侧板(28)侧边通过尾板(27)支撑连接，所述左侧板(28)和所述右侧板(26)之间设置有侧板拉紧螺栓(19)。4.根据权利要求3所述的一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统，其特征在于，所述台座(24)、所述右侧板(26)、所述左侧板(28)、所述顶板(25)和所述尾板(27)形成一个驱动舱，所述蜗杆(4)、蜗轮(5)和所述齿轮(6)均设置在所述驱动舱内。5.根据权利要求4所述的一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统，其特征在于，所述驱动舱内设置有供所述蜗轮(5)和所述齿轮(6)安装的齿轮轴(30)，所述蜗轮(5)和所述齿轮(6)以所述齿轮轴(30)为中心轴转动；所述齿轮轴(30)和所述蜗轮(5)之间设置有蜗轮平键(29)，所述齿轮(6)和所述齿轮轴(30)之间设置有齿轮平键(35)。6.根据权利要求5所述的一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统，其特征在于，所述蜗杆(4)两端均设置有蜗杆轴承(21)，所述驱动舱内设置有蜗杆轴承座端盖(20)，所述蜗杆轴承座端盖(20)设置在所述蜗杆轴承(21)远离所述伺服电机(1)一端的周侧，靠近所述伺服电机(1)一侧的所述蜗杆轴承(21)上设置有蜗杆密封端盖(22)，所述驱动舱内设置有供所述蜗杆轴承(21)和所述蜗杆轴承座端盖(20)安装的蜗杆轴承座(32)，所述蜗杆轴承座(32)通过螺栓固定在所述右侧板(26)上。7.根据权利要求6所述的一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统，其特征在于，所述齿轮轴(30)两端均设置有齿轮轴承(34)，所述左侧板(28)和所述右侧板(26)上设置有齿轮轴承端盖(33)，所述齿轮轴承(34)设置在所述齿轮轴承端盖(33)内。8.根据权利要求7所述的一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统，其特征在于，所述驱动舱上设置有弯刀(7)，所述弯刀(7)侧边通过齿轮啮合的方式与所述齿轮(6)
传动连接；所述弯刀(7)侧边设置有第一弧形凹槽(7
‑
3)，所述驱动舱内设置有弯刀滑动支撑块(18)，所述弯刀滑动支撑块(18)与所述第一弧形凹槽(7
‑
3)配合，所述左侧板(28)上设置有弯刀压紧螺杆(31)，所述弯刀压紧螺杆(31)侧边压紧所述弯刀(7)。9.根据权利要求8所述的一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统，其特征在于，所述弯刀(7)上设置有奇数定位孔(7
‑
1)和偶数定位孔(7
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2)，所述左侧板(28)、所述右侧板(26)和所述弯刀(7)上贯穿设置有弯刀定位销(17)，所述弯刀定位销(17)穿过所述奇数定位孔(7
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1)将所述弯刀(7)固定在所述左侧板(28)和所述右侧板(26)上；其中，所述弯刀定位销(17)穿过所述奇数定位孔(7
‑
1)对应所述飞行器模型(16)攻角数值为奇数数值。10.根据权利要求9所述的一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统，其特征在于，所述弯刀定位销(17)穿过所述偶数定位孔(7
‑
2)将所述弯刀(7)固定在所述左侧板(28)和所述右侧板(26)上；其中，所述弯刀定位销(17)穿过所述偶数定位孔(7
‑
2)对应所述飞行器模型(16)攻角数值为偶数数值。11.根据权利要求10所述的一种用于激波风洞的飞行器模型姿态控制调节系统，其特征在于，所述偏航角调节机构包括安装设置在所述弯刀(7)顶部的偏航角支座(13)和固定在所述偏航角支座(13)上的支杆座(14)；所述偏航角支座(13)通过弯刀连接螺栓(10)连接固定在所述弯刀(7)上，所述支杆座(14)通过支杆座固定螺栓(11)固定连接在所述偏航角支座(13)上。12.根据权利...

【专利技术属性】
技术研发人员：李龙，吴松，汪球，喻江，栗继伟，赵伟，
申请(专利权)人：中国科学院力学研究所，
类型：发明
国别省市：