颤振风洞试验模型弯曲-扭转刚度非耦合模拟机构的制作方法
【专利摘要】本发明属于航空【技术领域】中颤振模型设计与风洞试验【技术领域】，特别是涉及一种能够在颤振模型风洞试验中独立变化弯曲和扭转刚度的机构。本机构包括解耦顶杆（1）、旋转弹簧片（2）、转轴（3）、刚性支座（4）、弹簧片支座（5）、槽型双耳接头（6）和轴承支座（7）组成，刚性支座（4）上通过轴承支座（7）装有转轴（3），转轴（3）的上端装有槽型双耳接头（6），槽型双耳接头（6）的上面有安装翼面试验件的叉槽，槽型双耳接头（6）的下面两端的叉耳与解耦顶杆（1）的第一端相连，刚性支座（4）前后面上还各有一个弹簧片支座（5），弹簧片支座（5）上各安装有旋转弹簧片（2），旋转弹簧片（2）顶端与解耦顶杆（1）第二端相连。
【专利说明】颤振风洞试验模型弯曲-扭转刚度非耦合模拟机构
【技术领域】
[0001] 本发明属于航空【技术领域】中颤振模型设计与风洞试验【技术领域】，特别是涉及一种 能够在颤振模型风洞试验中独立变化弯曲和扭转刚度的机构。
【背景技术】
[0002] 全动翼面颤振特性分析研究包含两个方面的内容：1)利用动力有限元模型进行分 析计算；2)利用模型风洞试验进行试验研究。
[0003] 利用有限元数学分析模型可以在模型中独立地变化弯曲和扭转刚度，研究这两个 设计参数单独变化时对全动翼面颤振特性的影响。
[0004] 而在风洞试验模型设计方面，国内航空院所以往所设计的全动翼面颤振模型其根 部操纵系统的弯曲和扭转支持刚度都是相互耦合，不能像有限元计算分析模型那样可以独 立地变化弯曲和扭转刚度，研究这两个设计参数单独变化时对全动翼面颤振特性的影响， 不能有效地分辨出颤振特性随单一参数变化的规律，对澄清各设计参数对颤振特性的影响 带来很大困难。
[0005] 为了解决以往全动翼面颤振模型其根部操纵系统的弯曲和扭转支持刚度相互耦 合，不能在风洞试验中研究这两个设计参数单独变化时对全动翼面颤振特性的影响，不能 有效地分辨出颤振特性随单一参数变化的规律的技术难点，需要提出一种新的模拟机构。
【发明内容】
[0006] 本发明的目的：
[0007] 本发明专利设计的颤振风洞试验模型弯曲-扭转刚度非耦合模拟机构，利用解耦 顶杆拉压刚度远远大于其弯曲刚度的特点，匹配设计弹簧片提供的旋转和转轴提供的弯曲 刚度，实现在颤振模型上弯曲与旋转刚度解耦的目标，较好地解决了在试验中研究颤振特 性随单一参数变化规律的技术方法。
[0008] 本发明的技术方案：
[0009] 颤振风洞试验模型弯曲-扭转刚度非耦合模拟机构，包括解耦顶杆1、旋转弹簧片 2、转轴3、刚性支座4、弹簧片支座5、槽型双耳接头6和轴承支座7组成，刚性支座4上通过 轴承支座7装有转轴3,转轴3的上端装有槽型双耳接头6,槽型双耳接头6的上面有安装 翼面试验件的叉槽，槽型双耳接头6的下面两端的叉耳与解耦顶杆1的第一端相连，刚性支 座4前后面上还各有一个弹簧片支座5,弹簧片支座5上各安装有旋转弹簧片2,旋转弹簧 片2顶端与解耦顶杆1第二端相连。
[0010] 所述的解耦顶杆1直径为
【权利要求】
1. 颤振风洞试验模型弯曲-扭转刚度非耦合模拟机构，其特征是，本机构包括解耦顶 杆（1)、旋转弹簧片（2)、转轴（3)、刚性支座（4)、弹簧片支座（5)、槽型双耳接头（6)和轴承 支座（7 )组成，刚性支座（4)上通过轴承支座（7 )装有转轴（3 )，转轴（3 )的上端装有槽型双 耳接头（6)，槽型双耳接头（6)的上面有安装翼面试验件的叉槽，槽型双耳接头（6)的下面 两端的叉耳与解耦顶杆（1)的第一端相连，刚性支座（4)前后面上还各有一个弹簧片支座 (5)，弹簧片支座（5)上各安装有旋转弹簧片（2)，旋转弹簧片（2)顶端与解耦顶杆（1)第二 端相连。
2. 如权利要求1所述的颤振风洞试验模型弯曲-扭转刚度非耦合模拟机构，其特征是， 所述的解耦顶杆（1)直径为
且小于转轴（3)直径的十分之一。
3. 如权利要求1或2所述的颤振风洞试验模型弯曲-扭转刚度非耦合模拟机构，其特 征是，所述的解耦顶杆（1)为弹簧钢。
【文档编号】G01M9/08GK104122067SQ201310145140
【公开日】2014年10月29日 申请日期:2013年4月24日 优先权日:2013年4月24日
【发明者】金伟, 钱卫, 冉玉国, 吴波, 陈园方, 陈炎 申请人:成都飞机设计研究所