[发明专利]一种飞机发动机模型风洞试验变攻角装置

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞机发动机模型风洞试验变攻角装置。

背景技术

航空喷气发动机，不论是涡喷式、涡扇式还是冲压式，其前部都配置进气道，而后部配置尾喷管。进气道是发动机的重要部件，它的功能是将迎面而来气流的动能转换为位能，把来流速度降低到燃烧室中火焰传播速度相适应的速度，提高气流压强和温度，为发动机提供所需的空气流量。对发动机模型进行风洞试验，即将发动机模型置于风洞的攻角机构上，通过攻角机构的角度变化，改变发动机模型(进气道)的角度，以研究其不同气流攻角对进气道性能(总压恢复系数、流量系数、阻力系数和出口畸变指数等)的影响，从而为飞机发动机的设计与制造、维护提供实验依据。

与常规的风洞试验相比，发动机模型的风洞试验具有特殊的要求，环境温度为1000摄氏度，真空度为1000pa,气流的马赫数(流场中某点的速度与该点的声速之比)较高，一般在2以上；在这种环境下，冲击载荷大，风洞的攻角机构不仅要有较好的刚度和强度，还要有较好的抗震性能，其最大攻角要求10度以上。

现有风洞的攻角机构主要是通过在平台的底部加减垫块来实现平台上的发动机模型的攻角变化，只能进行静态的设定攻角的风洞试验，而不能进行变攻角的动态的风洞试验。也有可变攻角的动态风洞试验的攻角机构，其构成是，平台的中部底面与机架的立柱上端铰接，平台的后端与机架上的油缸缸杆铰接，通过油缸的伸缩使平台沿立柱上端的铰接轴旋转，从而使平台上的发动机模型的攻角发生变化。由于其是绕平台也即发动机模型中部的铰轴旋转而使攻角改变，会使发动机前端的进气道端口面的中心远离风洞喷气口的中心，而远离风洞喷气口的中心的空气流场均匀性差,从而与飞机在实际飞行过程中发动机进气道端口面的空气流场均匀的情形不一致，而严重影响试验的可靠性和准确性。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞机发动机模型风洞试验变攻角装置，该种变攻角装置能使发动机模型的攻角进行动态的变化，且发动机模型攻角变化时，发动机模型的进气道端口面的中心始终与风洞喷气口的中心重合，发动机模型的进气道端口面的流场均匀，使飞机发动机模型风洞试验的结果更准确、可靠。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种飞机发动机模型风洞试验变攻角装置，其特征在于：

机架右侧固定有液压马达，液压马达的转轴与齿轮一相连，齿轮一与齿轮二啮合，齿轮二与齿轮三固定在传动轴上，传动轴通过轴承一、轴承二固定在机架上；

机架的前、后侧分别通过左圆弧导轨副和右圆弧导轨副与移动侧板连接；移动侧板与工作台固定连接，移动侧板的右端上表面固定扇形齿轮，齿轮三与扇形齿轮啮合；机架的左、右端各装有自锁机构；机架的四个角安装有行走机构。

所述的左圆弧导轨副、右圆弧导轨副和扇形齿轮的圆心同心且位于机架左端上方、工作台上发动机模型进气道端口面的中横线上。

本发明的工作过程和原理：液压马达通过齿轮一带动齿轮二转动，齿轮二带动同一传动轴上的齿轮三转动，齿轮三则带动与其啮合的扇形齿轮转动,扇形齿轮则带动移动侧板及工作台沿左圆弧导轨副和右圆弧导轨副运动。由于左圆弧导轨副、右圆弧导轨副和扇形齿轮的圆心同心且位于机架左端上方、工作台上发动机模型进气道端口面的中横线上。从而使工作台及其工作台上的发动机模型在转动(变攻角)时，始终绕发动机模型进气道端口面的中横线转动。

现有技术相比，本发明的有益效果是：

采用简单齿轮传动以及圆弧导轨副传动，不仅使发动机模型的攻角进行动态的变化，且发动机模型攻角变化时，发动机模型始终绕发动机模型进气道端口面的中横线转动，使发动机模型的进气道端口面的中心始终与风洞喷气口的中心重合，发动机模型的进气道端口面的流场均匀，更真实的模拟了发动机的进气工况,使飞机发动机模型风洞试验的结果更准确、可靠。同时本发明使用齿轮传动，使整个机构承载负载能力强，使用寿命长，结构简单。

进一步，本发明的自锁机构的具体构成是：支撑板的底部固定在机架的端部，支撑板上固定安装横向的液压缸，液压缸的杠杆穿过支撑板与三角形板的竖边固定连接；三角形板的底边置于机架上，其斜边呈阶梯状；机架在三角形板底边两侧的部位设有导向条。