CN102879171A - 飞机全机测压试验支撑系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机全机测压试验支撑系统，用于在风洞中对飞机模型进行全机测压试验时对其提供支撑，所述飞机全机测压试验支撑系统包括一个设置于所述风洞下壁的转动圆盘以及两根将所述飞机模型的机头分别连接于所述风洞的上壁和下壁的上张线和下张线，所述转动圆盘上固定焊接有两根支撑杆，所述两根支撑杆上端通过球轴承分别与所述飞机模型的左右翼尖转动连接。本发明所提供的飞机全机测压试验支撑系统混合有张线支撑系统和硬式支撑系统的特点，其在张线支撑系统难以连接的翼尖位置采用了硬式支撑结构，而在机头位置保持了张线支撑，从而兼具了张线支撑气动干扰小的优点，以及硬式支撑系统稳定性好、技术成熟的优点。

Description

飞机全机测压试验支撑系统

技术领域

本发明涉及一种航空空气动力学试验设备，尤其是一种用于飞机模型风洞试验过程中，对飞机模型进行支撑的结构系统，特别是一种飞机全机测压试验中的支撑系统，适用于针对特定形式的飞机模型，例如飞翼形式的无人机飞机模型等，提供一种改进的支撑结构。

背景技术

风洞试验是依据空气动力学原理，将飞行器模型或其部件，例如机身、机翼等固定在风洞中，通过施加人工气流流过飞行器模型或其部件，以此模拟空中各种复杂的飞行状态，获取试验数据。风洞是进行空气动力学研究与飞行器研制最基本的试验设备，每一种新型飞行器的研制都需要在风洞中进行大量的试验。风洞试验的主要目的是要获取飞机模型的各种空气动力参数的变化规律。评价每一种飞行器的飞行性能，除了如速度、高度、飞机重量及发动机推力等要素外，最重要的标准之一是飞行器的空气动力性能。飞机全机测压试验是飞机设计中十分重要的风洞试验项目,它是气动力特性研究和载荷设计的重要的数据来源。飞机全机测压试验需要将整个飞机模型支撑在风洞中，在人工气流环境下通过压力测试设备测量整个飞机模型各部件在特定飞行条件下的压力分布数据，以此获得飞机的流动特征。

飞行器要进行风洞试验离不开风洞模型支撑系统，现有风洞模型支撑系统主要有硬式支撑系统和张线支撑系统等。进行飞机全机测压风洞试验时，通常采用模型支架将整个飞行器模型固定于风洞试验段中，支架型式主要有：尾支撑、腹支撑、侧壁支撑、翼尖支撑、张线支撑等。

支撑系统会对模型绕流产生干扰,使模型试验结果与真实飞机气动特性产生差别,这种差别称为支撑干扰。如何减小或修正支撑干扰问题是试验空气动力学研究的一个重要内容，它能够有效提高风洞试验数据的准确度。因此，对于支撑系统，除了要求其对风洞流场干扰小和不影响模型气动外形外，还要求其具有结构简单、体积小、动态性能好、应用范围广和成本低等优点。然而在减少支撑系统的气动干扰的同时，气动力所造成的支撑系统的振动也难以避免，因而使得增加支撑刚度与减少支撑系统的气动干扰之间的矛盾变得更为突出，这在硬式支撑系统中表现的尤其明显。

在名为“低速风洞大攻角张线式支撑系统”（杨恩霞等，《应用科技》第28卷第1期，2001年1月）的现有技术中，作者认为张线支撑系统能够较好地平衡增加支撑刚度与减少支撑系统的气动干扰之间的矛盾。

然而，张线支撑系统在某些机型的飞机全机测压试验中却存在明显的局限，例如，对于如今非常流行的飞翼形式的无人机来说，由于飞机模型的机体小，尾部和机翼整体上都非常薄，在布置张线支撑系统的时候，往往难以找到强度适当的位置设置支撑点，例如，由于机翼边缘非常薄，强度不高，如果设置张线支撑点，很容易在风洞试验中将机翼破坏，并且在机翼很薄的位置也难以设置测力天平等机构。而如果将张线支撑点集中在机身等较厚的部分，则张线支撑系统将会由于支撑点过于集中而暴露该支撑系统稳定性不高的固有缺陷，容易在风洞试验中发生摇摆，影响测试精度。

因此，有必要在上述现有技术的基础上，针对特定形式的飞机模型，例如飞翼形式的无人机飞机模型等，提供一种改进的支撑结构，用以在飞机全机测压试验中对其提供稳定的支撑，同时兼具张线支撑系统气动干扰小的优点。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种飞机全机测压试验支撑系统，以减少或避免前面所提到的问题。

具体来说，本发明提供了一种飞机全机测压试验支撑系统，其可以针对特定形式的飞机模型，例如飞翼形式的无人机飞机模型等，提供一种改进的支撑结构，用以在飞机全机测压试验中对其提供稳定的支撑，同时兼具张线支撑系统气动干扰小的优点。

进一步的，本发明提供了一种飞机全机测压试验支撑系统，其兼具张线支撑系统和硬式支撑系统的特点，能够提供对飞机模型稳定支撑，并具有气动干扰小的优点，同时，该支撑系统还可以精确改变飞机模型的姿态，提供各种角度和方向下飞机模型的测量状态。

为解决上述技术问题，本发明提出了一种飞机全机测压试验支撑系统，用于在风洞中对飞机模型进行全机测压试验时对其提供支撑，其中，所述飞机全机测压试验支撑系统包括一个设置于所述风洞下壁的转动圆盘以及两根将所述飞机模型的机头分别连接于所述风洞的上壁和下壁的上张线和下张线，所述转动圆盘上固定焊接有两根支撑杆，所述两根支撑杆上端通过球轴承分别与所述飞机模型的左右翼尖转动连接。

优选地，用于操纵所述飞机模型的俯仰角度的所述上张线和下张线分别与固定于所述风洞上壁和下壁上的上张线轮以及下张线轮连接。

优选地，所述两根支撑杆从所述飞机模型的左右翼尖向所述转动圆盘方向收拢延伸。

优选地，所述支撑杆包括一个第一支臂、一个第二支臂以及一个斜撑支臂；所述第一支臂的下端与所述转动圆盘焊接，所述第一支臂的上端与所述第二支臂的下端通过球轴承转动连接；所述第二支臂的上端与所述飞机模型的翼尖转动连接；所述斜撑支臂分别与所述第一支臂和所述第二支臂的中部可转动的铰接。

优选地，所述斜撑支臂为可伸缩的套筒结构。

优选地，所述第一支臂为可伸缩的套筒结构。

优选地，所述转动圆盘的边缘设置有刻度。

本发明所提供的飞机全机测压试验支撑系统混合有张线支撑系统和硬式支撑系统的特点，在张线支撑系统难以连接的翼尖位置采用了硬式支撑结构，而在机头位置保持了张线支撑，从而兼具了张线支撑气动干扰小的优点，以及硬式支撑系统稳定性好、技术成熟的优点。

另外，本发明的飞机全机测压试验支撑系统不需要像现有张线支撑系统中那样设置两个转动圆盘，而且，机头部位的张线固定点（张线轮）也不需要随着飞机模型的偏转而移动，因此，调整张线的长度就会变得非常方便，当飞机模型调整偏转之后，仅需要调整两根张线的长度就可以确定飞机模型的状态，工作量大大减轻，节省了人力，提高了效率，避免了调整步骤繁复所带来的反复返工、测量、计算等问题。

附图说明

以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。其中，

图1显示的是一种典型的无人机飞机模型的俯视图；

图2为图1所示飞机模型头部方向的侧视图；

图3为图1所示飞机模型的立体示意图；

图4显示的是根据本发明的一个具体实施例的一种飞机全机测压试验支撑系统的结构示意图；

图5显示的是根据本发明的另一个具体实施例的一种飞机全机测压试验支撑系统的结构示意图。

具体实施方式

为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式。其中，相同的部件采用相同的标号。

图1-3显示的是一种典型的飞翼形式的无人机飞机模型100，其中，图1显示的是该飞翼形式的无人机飞机模型100的俯视图，图2为该飞机模型100头部方向的侧视图，图3为该飞机模型100的立体示意图。从图1-3可见，对于这种飞翼形式的无人机飞机模型来说，由于飞机模型100的机体小，尾部和机翼整体上都非常薄（图中可见几乎没有明显的尾翼，或者说尾翼部分相当薄弱），在布置张线支撑系统的时候，往往难以找到强度适当的位置设置支撑点，例如，由于机翼边缘非常薄，强度不高，如果设置张线支撑点，很容易在风洞试验中将机翼破坏，并且在机翼很薄的位置也难以设置测力天平等机构。而如果将张线支撑点集中在机身等较厚的部分，则张线支撑系统将会由于支撑点过于集中而暴露该支撑系统稳定性不高的固有缺陷，容易在风洞试验中发生摇摆，影响测试精度。

针对上述问题，本发明提供了一种飞机全机测压试验支撑系统，如图4所示，其中显示的是根据本发明的一个具体实施例的一种飞机全机测压试验支撑系统1的结构示意图，该支撑系统用于在飞机全机测压试验中将整个飞机模型100支撑在风洞（图中未示出）中，在人工气流环境下通过压力测试设备测量整个飞机模型100的各部件在特定飞行条件下的压力分布数据，以此获得飞机的流动特征。

参见图4，本实施例中的飞机全机测压试验支撑系统1包括一个设置于风洞下壁的转动圆盘11以及两根将所述飞机模型100的机头分别连接于风洞的上壁和下壁的上张线12和下张线13，转动圆盘11上固定焊接有两根支撑杆14、15，这两根支撑杆14、15上端通过球轴承16，16’分别与飞机模型100的左右翼尖转动连接。

其中，上张线12和下张线13分别通过固定于风洞上壁和下壁上的上张线轮17以及下张线轮18操纵飞机模型100的俯仰角度。

从图中可见，本发明的飞机全机测压试验支撑系统1乃是一种混合有张线支撑系统和硬式支撑系统的特点的支撑结构，也就是在张线支撑系统难以连接的部位，例如翼尖位置采用了硬式支撑结构，而在机头位置保持了张线支撑，从而兼具了张线支撑气动干扰小的优点，以及硬式支撑系统稳定性好、技术成熟的优点。

在实际的飞机全机测压试验中，可以通过张线轮17、18的配合动作，调整张线12、13的长度，从而使得机头可以以飞机模型100的左右翼尖转动连接的球轴承16，16’为支撑点作上下俯仰动作，以此测量飞机模型100在不同俯仰角度下的气动特性。当需要测量飞机模型100在不同偏航角度下的气动特性时，可以通过使转动圆盘11转动，带动两根支撑杆14、15使飞机模型100左右偏转。很明显，由于支撑杆14、15与飞机模型100之间属于硬式支撑，因此在转动圆盘11转动的过程中，可以很方便带动飞机模型100偏转，而且支撑与转动的稳定性要明显优于张线支撑。

另外，当转动圆盘11转动时，可以放松张线轮17、18的张紧度，调整张线12、13的长度，使机头偏转。这一点相对于现有的张线支撑系统来说尤为不同，现有张线支撑系统为了调整飞机模型的偏转角度，需要在风洞的上壁和下壁分别设置一个连接各个张线的转动圆盘，上下两个转动圆盘配合起来转动才能调整飞机模型的偏转角度，而且还需要在调整之后重新调整各个张线的长度，以确保飞机模型的状态符合试验要求，劳动量非常大，调整工作繁复，参数多，容易失误导致返工。

而本发明的飞机全机测压试验支撑系统1中，仅需要设置一个转动圆盘11于风洞的下壁上，用于支撑两根支撑杆14、15就可以了，结构上进行了较大的简化，不需要像现有张线支撑系统中那样设置两个转动圆盘，而且，机头部位的张线与风洞的固定点（张线轮所在的位置）也不需要随着飞机模型的偏转而移动。也就是说，本发明的飞机全机测压试验支撑系统1中，上张线12和下张线13是分别连接着固定于风洞上壁和下壁上的张线轮17、18的，张线轮17、18的位置相对风洞固定，不需要将其固定在转动机构上随着飞机模型的偏转而转动，因此，本发明的张线12、13以及与其连接的操纵系统，例如张线轮17、18等可以无需考虑重量、操纵性等参数，反而由于其固定连接的属性，可以在其上设置多种复杂的联合测量装置。进一步的，由于张线12、13以及与其连接的操纵系统，例如张线轮17、18等非移动设置的缘故，调整张线12、13的长度就会变得非常方便，当飞机模型调整偏转之后，仅需要调整两根张线12、13的长度就可以确定飞机模型的状态，工作量大大减轻，某种程度上来说节省了人力，提高了效率，避免了调整步骤繁复所带来的反复返工、测量、计算等问题。

除此之外，相较于现有的张线支撑系统，本发明的飞机全机测压试验支撑系统1还具有一个明显的优点，也就是说，由于本发明的张线12、13不需要与转动圆盘11连接在一起转动，张线轮17、18无需固定连接在转动圆盘11上，因此，转动圆盘11的大小无需考虑张线12、13的固定位置问题，在实际工作中这一点也非常重要，因为风洞的大小毕竟有限，如果能够尽量减小固定在风洞中的支撑结构的大小就可以尽量减少气流的干扰。

在本发明中，由于转动圆盘11的大小与张线12、13的固定安装位置无关，也就是无需考虑张线轮17、18的固定问题，因此，转动圆盘11可以在强度足够的情况下尽可能减小其面积。从图4中可见，转动圆盘11的面积明显小于飞机模型100的投影面积，其直径也明显小于两个翼尖之间的距离，因此，在一个具体实施例中，两根支撑杆14、15可以从飞机模型的左右翼尖向转动圆盘11方向收拢延伸，以此达到减小转动圆盘11的面积的目的。

图5显示的是在图4所示实施例基础上的一种改进的飞机全机测压试验支撑系统。如图5所示，本实施例中的飞机全机测压试验支撑系统1’同样包括一个设置于风洞下壁的转动圆盘11以及两根将所述飞机模型100的机头分别连接于风洞的上壁和下壁的上张线12和下张线13，转动圆盘11上固定焊接有两根支撑杆14、15，这两根支撑杆14、15上端通过球轴承16，16’分别与飞机模型100的左右翼尖转动连接。其中，上张线12和下张线13分别通过固定于风洞上壁和下壁上的上张线轮17以及下张线轮18操纵飞机模型100的俯仰角度。

与图4所示实施例不同的是，本实施例中，支撑杆14、15均分别包括一个第一支臂141、151、一个第二支臂142、152以及一个斜撑支臂143、153；第一支臂141、151的下端与转动圆盘11焊接，第一支臂141、151的上端与第二支臂142、152的下端通过球轴承19，19’转动连接；第二支臂142、152的上端与飞机模型的翼尖通过球轴承16，16’转动连接，如前所述；斜撑支臂143、153分别与第一支臂141、151和第二支臂142、152的中部可转动的铰接，参见图5所示。其中，斜撑支臂143、153为可伸缩的套筒结构。

图5所示实施例中，支撑杆14、15被拆分成了两截的形式，通过斜撑支臂143、153可以调整第二支臂142、152的角度，从而调整飞机模型100的侧滑角，用以测量飞机模型100在不同侧滑角度下的气动特性。

为了进一步地增大本发明的飞机全机测压试验支撑系统1’的适应范围，可以将第一支臂141、151设置为可伸缩的套筒结构，从而可以适用于各种尺寸的飞机模型，如图5所示。

也就是说，仅只有斜撑支臂143、153为可伸缩的套筒结构的情况下，虽然可以部分适应较小或者较大尺寸的飞机模型的测量试验，但是可供调整飞机模型100的侧滑角度范围会受到极大的限制，因此，进一步的将第一支臂141、151设置为可伸缩的套筒结构，可以由第一支臂141、151控制支撑杆14、15的展开间距，适应不同尺寸翼展的飞机模型，以消除这种限制。

总之，本实施例中，应当指出的是，设置斜撑支臂143、153为可伸缩的套筒结构，其目的是为了调整飞机模型100的侧滑角，而设置第一支臂141、151为可伸缩的套筒结构，其目的是为了适应不同尺寸翼展的飞机模型，因此它们的作用和功能是完全不同的，本领域技术人员并不能通过相互联想而获知，其创新性是显而易见的。

在另一个具体实施例中，为了在试验过程中便于直观把握飞机模型的偏转调整位置，可以在图4、5所示实施例的基础上，在转动圆盘11边缘设置刻度（图中未示出），在其它相对风洞固定的位置设置标识，以此粗略得到飞机模型的偏转角度。

本领域技术人员应当理解，虽然本发明是按照多个实施例的方式进行描述的，但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解，并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本发明的保护范围。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合，均应属于本发明保护的范围。

Claims (7)

1.一种飞机全机测压试验支撑系统，用于在风洞中对飞机模型（100）进行全机测压试验时对其提供支撑，其特征在于，所述飞机全机测压试验支撑系统（1）包括一个设置于所述风洞下壁的转动圆盘（11）以及两根将所述飞机模型（100）的机头分别连接于所述风洞的上壁和下壁的上张线（12）和下张线（13），所述转动圆盘（11）上固定焊接有两根支撑杆（14、15），所述两根支撑杆（14、15）上端通过球轴承（16，16’）分别与所述飞机模型（100）的左右翼尖转动连接。

2.根据权利要求1所述的飞机全机测压试验支撑系统，其特征在于，用于操纵所述飞机模型（100）的俯仰角度的所述上张线（12）和下张线（13）分别与固定于所述风洞上壁和下壁上的上张线轮（17）以及下张线轮（18）连接。

3.根据权利要求2所述的飞机全机测压试验支撑系统，其特征在于，所述两根支撑杆（14、15）从所述飞机模型（100）的左右翼尖向所述转动圆盘（11）方向收拢延伸。

4.根据权利要求3所述的飞机全机测压试验支撑系统，其特征在于，所述支撑杆（14、15）包括一个第一支臂（141、151）、一个第二支臂（142、152）以及一个斜撑支臂（143、153）；所述第一支臂（141、151）的下端与所述转动圆盘（11）焊接，所述第一支臂（141、151）的上端与所述第二支臂（142、152）的下端通过球轴承（19、19’）转动连接；所述第二支臂（142、152）的上端与所述飞机模型（100）的翼尖转动连接；所述斜撑支臂（143、153）分别与所述第一支臂（141、151）和所述第二支臂（142、152）的中部可转动的铰接。

5.根据权利要求4所述的飞机全机测压试验支撑系统，其特征在于，所述斜撑支臂（143、153）为可伸缩的套筒结构。

6.根据权利要求5所述的飞机全机测压试验支撑系统，其特征在于，所述第一支臂（141、151）为可伸缩的套筒结构。

7.根据权利要求6所述的飞机全机测压试验支撑系统，其特征在于，所述转动圆盘（11）的边缘设置有刻度。

Images