申请/专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所

申请日：2024-04-15

公开（公告）日：2024-05-14

公开（公告）号：CN118032260A

主分类号：G01M9/04

分类号：G01M9/04

优先权：

专利状态码：在审-实质审查的生效

法律状态：2024.05.31#实质审查的生效;2024.05.14#公开

摘要：一种进发匹配风洞试验支撑与姿态调节装置，属于风洞试验技术领域。本发明解决了现有飞行器模型长度和重量受限问题，以及进发匹配风洞试验对后弯刀机构或托板机构刚度及强度造成损伤的问题。技术要点：包括框体、支撑板、主支撑底板、主支撑π字板、主支撑横梁杆、张线前后转接头、迎角前后调节杆、侧张线调节杆等。主支撑底板与主支撑π字板的相对旋转与定位实现了飞行器模型侧滑角阶梯变化调节，迎角前后调节杆与主支撑横梁杆等形成稳固三角结构并与主支撑π字板实现了飞行器模型迎角连续变化调节。本发明安装模型长度可达4.2米，承载能力更大，避免了飞行器发动机吸气燃烧试验排放的高温尾焰和燃烧颗粒对风洞弯刀机构的损伤。

主权项：1.一种进发匹配风洞试验支撑与姿态调节装置，其特征在于，包括前框体（7）、前支撑板（8）、中心框体（9）、中心支撑板（10）、主支撑底板（11）、后框体（12）、后支撑板（13）、第一侧张线调节杆（14）、张线前转接头（15）、迎角前调节杆A接头（16）、迎角前调节杆（17）、迎角前调节杆B接头（18）、主支撑横梁杆（19）、主支撑π字板（20）、α转动销钉（21）、迎角后调节杆B接头（22）、迎角后调节杆（23）、迎角后调节杆A接头（24）、张线后转接头（25）、第一侧张线调节杆A接头（26）、第一侧张线调节杆B接头（27）、β中心转动销钉（28）、腰型孔紧固螺钉（29）、侧滑角组合定位销（30）、第二侧张线调节杆（31）、第二侧张线调节杆A接头（32）、第二侧张线调节杆B接头（33）；所述前框体（7）、中心框体（9）、后框体（12）依次紧固连接在槽壁试验段侧壁（2）的前部、中部、后部；所述前支撑板（8）、中心支撑板（10）、后支撑板（13）的个数为两个，且左右排列，前支撑板（8）、中心支撑板（10）、后支撑板（13）的上端均穿过槽壁试验段上壁（1）的槽缝，并分别与前框体（7）、中心框体（9）、后框体（12）紧固连接；两个前支撑板（8）的下端均通过第一侧张线调节杆B接头（27）与第一侧张线调节杆（14）的上端连接，两个第一侧张线调节杆（14）的下端均通过第一侧张线调节杆A接头（26）与张线前转接头（15）连接；两个后支撑板（13）的下端均通过第二侧张线调节杆B接头（33）与第二侧张线调节杆（31）的上端连接，第二侧张线调节杆（31）的下端通过第二侧张线调节杆A接头（32）与张线后转接头（25）连接；两个中心支撑板（10）下端安装有主支撑底板（11），主支撑底板（11）的底面上设有凹槽平面，所述凹槽平面与主支撑π字板（20）上端面贴合安装，所述凹槽平面与主支撑π字板（20）中心开设有β中心转动销钉孔，β中心转动销钉孔内设置有β中心转动销钉（28），试验调整侧滑角时，主支撑π字板（20）绕β中心转动销钉（28）在主支撑底板（11）的凹槽平面内转动，当旋转到目标侧滑角时，通过侧滑角组合定位销（30）及腰型孔紧固螺钉（29）将主支撑π字板（20）与主支撑底板（11）进行紧固连接；所述主支撑横梁杆（19）呈圆柱杆状，其中心处开孔，夹于主支撑π字板（20）下端两个竖梁之间，并通过α转动销钉（21）连接；所述张线前转接头（15）和张线后转接头（25）的结构均呈圆环状，用于穿入主支撑横梁杆（19）前端和后端，并通过定位销钉和螺钉紧固连接；所述迎角前调节杆（17）两端设计为正反螺纹扣，分别与迎角前调节杆A接头（16）、迎角前调节杆B接头（18）螺纹旋转连接，迎角前调节杆A接头（16）与张线前转接头（15）连接，迎角前调节杆B接头（18）与主支撑π字板（20）前部连接；所述迎角后调节杆（23）两端也设计为正反螺纹扣，分别与迎角后调节杆A接头（24）、迎角后调节杆B接头（22）螺纹旋转连接；迎角后调节杆A接头（24）与张线后转接头（25）连接，迎角后调节杆B接头（22）与主支撑π字板（20）后部连接；飞行器模型（4）通过前吊挂（5）和后吊挂（6）安装在主支撑横梁杆（19）上。

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