專利名稱：應(yīng)用于飛行器風(fēng)洞試驗(yàn)的并聯(lián)柔索牽引機(jī)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及ー種牽弓I機(jī)構(gòu)，特別涉及應(yīng)用于飛行器風(fēng)洞試驗(yàn)的并聯(lián)柔索牽引機(jī)構(gòu)。
背景技術(shù)：
風(fēng)洞試驗(yàn)是研制新型飛行器必不可少的重要環(huán)節(jié)。每ー種新型飛行器的研制，都必須在風(fēng)洞中進(jìn)行大量的吹風(fēng)試驗(yàn)，通過風(fēng)洞試驗(yàn)來考察飛行器的飛行性能及其氣動特性，并進(jìn)行動態(tài)模擬飛行試驗(yàn)。在風(fēng)洞試驗(yàn)中，必須將飛行器模型置于氣流之中。為實(shí)現(xiàn)飛行器的不同飛行姿態(tài)，通常采用特制的支架把模型支撐起來，然后通過支架的調(diào)整來改變模型相對于氣流的方位。在本實(shí)用新型發(fā)明之前，支架一般采用尾撐、腹撐或背撐3種方式，現(xiàn)代風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒沙Ｓ梦矒巫鲋髦蜗到y(tǒng)。但是，支架的存在又必然對風(fēng)洞中氣流流場產(chǎn)生干擾。以尾撐支撐系統(tǒng)為例，它不僅改變了模型尾部的形狀，還干擾了模型周圍的流場，且其剛度較小，易與氣流的低頻振蕩相耦合而使模型抖動，從而極大地影響試驗(yàn)測量精度。這些誤差雖然可以采用試驗(yàn)的方法來修正，但事實(shí)上很難做到完全修正。且支架除了干擾模型附近的氣流流場外，在改變飛行器模型的各種角度，實(shí)現(xiàn)各種飛行姿態(tài)時都存在不同程度的困難，以致于無法測量到所關(guān)心的氣動カ參數(shù)，致使試驗(yàn)失敗。
發(fā)明內(nèi)容本實(shí)用新型的目的就在于克服上述缺陷，研制ー種應(yīng)用于飛行器風(fēng)洞試驗(yàn)的并聯(lián)柔索牽引機(jī)構(gòu)本實(shí)用新型的技術(shù)方案是應(yīng)用于飛行器風(fēng)洞試驗(yàn)的并聯(lián)柔索牽引機(jī)構(gòu)，其主要技術(shù)特征在于飛行器模型上多點(diǎn)分別與多根柔索連接，多根柔索的另一端分別通過滑輪連接電鉸盤，多個滑輪分別連接在固定平臺上。飛行器模型呈“T”型，飛行器模型豎段的下端分別連接三根柔索，即第五柔索、第六柔索、第七柔索，該三根柔索另一端滑輪固定點(diǎn)在固定平臺上，呈三角形分布；飛行器模型橫段的左、右兩端分別連接ニ根柔索，即第三柔索、第四柔索，該ニ根柔索另一端滑輪固定點(diǎn)在固定平臺上方；飛行器模型橫段的中點(diǎn)兩側(cè)的ニ點(diǎn)分別連接ニ根柔索，即第一柔索、第二柔索，該ニ根柔索另一端滑輪固定點(diǎn)在固定平臺下方，該四固定點(diǎn)呈正方形分布。本實(shí)用新型的優(yōu)點(diǎn)和效果在于只對原系統(tǒng)稍加改造便可實(shí)現(xiàn)模型姿態(tài)的變化，對空氣流場干擾降低，模型可做大ー些，對其姿態(tài)的控制要容易，便于姿態(tài)角處于耦合時對動力學(xué)參數(shù)進(jìn)行分析。本實(shí)用新型的其他具體優(yōu)點(diǎn)和效果將在下面繼續(xù)說明。

[0010]圖I——本實(shí)用新型原理軸測示意圖。圖2-實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動原理示意圖。圖3——實(shí)現(xiàn)俯仰運(yùn)動原理示意圖。圖4——實(shí)現(xiàn)偏航運(yùn)動原理示意圖。圖中各標(biāo)號表示各部件關(guān)系如下固定平臺I、飛行器模型2、滑輪3、第一柔索4、第二柔索5、第三柔索6、第四柔索 7、第五柔索8、第六柔索9、第七柔索10。
具體實(shí)施方式
本發(fā)明創(chuàng)造的設(shè)計思路是為討論問題方便，將飛行器模型抽象成ー個“T”型末端執(zhí)行器?？v軸與飛行器機(jī)身縱軸重合，繞其運(yùn)動為滾轉(zhuǎn)運(yùn)動，橫軸與機(jī)身縱軸垂直，繞其運(yùn)動為俯仰運(yùn)動，立軸分別與縱軸、橫軸垂直，繞其運(yùn)動為偏航運(yùn)動。采用7根并聯(lián)的高彈性模量的柔索來牽引飛行器模型，柔索一端通過鉸鏈與飛行器模型連接，另一端通過滑輪連接電絞盤，滑輪通過轉(zhuǎn)動副與固定平臺連接，通過電絞盤控制每根牽引柔索的長度來改變飛行器模型相對于氣流的方位，實(shí)現(xiàn)模型六自由度的位姿變化，仿真飛行器自由飛行時的效果。下面是具體說明。如圖I、圖2、圖3和圖4所示第一柔索4、第二柔索5、第三柔索6、第四柔索7，、第五柔索8、第六柔索9、第七柔索10與飛行器模型2上的各部位通過鉸鏈(圖中因?yàn)樘∥串?，省?連接，滑輪3 (固定點(diǎn))與固定平臺I通過轉(zhuǎn)動副連接，本例中滑輪3與固定平臺I配對且有7對；第一柔索4、第二柔索5、第三柔索6、第四柔索7，、第五柔索8、第六柔索9、第七柔索10均繞過滑輪3與電絞盤連接，電絞盤在圖中省略未畫。固定平臺I即風(fēng)洞壁?；啍?shù)與柔索數(shù)相同。具體的位置和連接關(guān)系是飛行器模型2 “T”字型頭部(豎段的下端)同時與第五柔索8、第六柔索9、第七柔索10通過鉸鏈連接，第五柔索8、第六柔索9、第七柔索10連接的固定平臺I上，均在右偵牝按照高、中、低排列；飛行器模型2橫段的兩端，ー個左上，ー個右下，分別與第三柔索6、第四柔索7通過鉸鏈連接，第三柔索6、第四柔索7連接的固定平臺I均在上方偏左；飛行器模型2橫向的中端兩側(cè)的連接點(diǎn)通過鉸鏈與第一柔索4、第二柔索5連接，第一柔索4、第ニ柔索5連接的固定平臺1，ー個在左下方，ー個在下方；所有的柔索的另一端均與電絞盤連接，由電絞盤控制變化長、短；所有固定平臺I均為風(fēng)洞壁的不同位置。下面是本實(shí)用應(yīng)用過程說明第一柔索4、第二柔索5、第三柔索6和第四柔索7與固定平臺I的連接點(diǎn)在風(fēng)洞的同一斷面內(nèi)，呈正方形分布，第五柔索8、第六柔索9、第七柔索10與固定平臺I的連接點(diǎn)在風(fēng)洞的同一斷面內(nèi)，呈正三角形分布，當(dāng)需要改變飛行器模型2的姿態(tài)時，通過電絞盤控制第二柔索5、第三柔索6變短或長，第一柔索4、第四柔索7變長或短，從而實(shí)現(xiàn)飛行器模型2滾轉(zhuǎn)運(yùn)動；當(dāng)需要飛行器模型俯仰運(yùn)動時，通過電絞盤控制第三柔索6或第四柔索7，第六柔索9或第七柔索10變短或變長，第七柔索10、第一柔索4或第三柔索6變長或變短，則實(shí)現(xiàn)飛行器模型2俯仰運(yùn)動；通過電絞盤使得第二柔索5、第三柔索6變短(變長)，柔索9、5(7)變長(變短)實(shí)現(xiàn)飛行器模型2偏航運(yùn)動。當(dāng)需要改變飛行器模型2的位置時，通過電絞盤使得第五柔索8、第六柔索9、第七柔索10變短(變長)，第一柔索4、第二柔索5、第三柔索6、第四柔索7變長(變短)實(shí)現(xiàn)飛行器模型2沿縱軸的移動；通過電絞盤使得第三柔索6、第四柔索7、第五柔索8變短(變長)，第一柔索4、第二柔索5、第六柔索9、第七柔索10變長(變短)實(shí)現(xiàn)飛行器模型2沿立軸的移動；通過電絞盤使得第二柔索5、第七柔索10變短(變長)，第一柔索4、第六柔索9變長(變短)實(shí)現(xiàn)飛行器模型2沿橫軸的移動。從而實(shí)現(xiàn)了飛行器模型2六自由度的位姿變化。正是由于采用柔索牽引來代替?zhèn)鹘y(tǒng)的支架，使得對氣流流場影響減小到最低，且較易實(shí)現(xiàn)飛行器模型姿態(tài)的變化，使飛行器模型風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)更接近真實(shí)。本實(shí)用新型請求保護(hù)的范圍不受上述實(shí)施方式限制。
權(quán)利要求1.應(yīng)用于飛行器風(fēng)洞試驗(yàn)的并聯(lián)柔索牽引機(jī)構(gòu)，其特征在于飛行器模型上多點(diǎn)分別與多根柔索連接，多根柔索的另一端分別通過滑輪連接電鉸盤，多個滑輪分別連接在固定平臺上。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的應(yīng)用于飛行器風(fēng)洞試驗(yàn)的并聯(lián)柔索牽引機(jī)構(gòu)，其特征在于飛行器模型呈“T”型，飛行器模型豎段的下端分別連接三根柔索，即第五柔索、第六柔索、第七柔索，該三根柔索另一端滑輪固定點(diǎn)在固定平臺上，呈三角形分布；飛行器模型橫段的左、右兩端分別連接二根柔索，即第三柔索、第四柔索，該二根柔索另一端滑輪固定點(diǎn)在固定平臺上方；飛行器模型橫段的中點(diǎn)兩側(cè)的二點(diǎn)分別連接二根柔索，即第一柔索、第二柔索，該二根柔索另一端滑輪固定點(diǎn)在固定平臺下方，該四固定點(diǎn)呈正方形分布。
專利摘要本實(shí)用新型涉及應(yīng)用于飛行器風(fēng)洞試驗(yàn)的并聯(lián)柔索牽引機(jī)構(gòu)。本實(shí)用新型技術(shù)方案是飛行器模型上多點(diǎn)分別與多根柔索連接，多根柔索的另一端分別通過滑輪連接電鉸盤，多個滑輪分別連接在固定平臺上。本實(shí)用新型解決了尾撐、腹撐或背撐方式中支架對氣流流場的影響所導(dǎo)致的風(fēng)洞試驗(yàn)帶來的失真的缺陷。本實(shí)用新型采用柔索牽引來代替?zhèn)鹘y(tǒng)的支架，使得對氣流流場影響減小到最低，且較易實(shí)現(xiàn)飛行器模型姿態(tài)的變化，使飛行器模型風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)更接近真實(shí)，對原系統(tǒng)稍加改造便可實(shí)現(xiàn)模型姿態(tài)的變化，對空氣流場干擾降低，模型可做大一些，對其姿態(tài)的控制要容易，便于姿態(tài)角處于耦合時對動力學(xué)參數(shù)進(jìn)行分析。
文檔編號G01M9/04GK202420817SQ20122002420
公開日2012年9月5日 申請日期2012年1月18日 優(yōu)先權(quán)日2012年1月18日
發(fā)明者汪選要 申請人:汪選要