CN105258915B - 一种高速风洞中变侧滑角叶片腹撑装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高速风洞中变侧滑角叶片腹撑装置，包括固定设置在风洞内的弯刀结构、与弯刀结构相连接的腹撑支杆、设置在腹撑支杆前端的底座叶片和插入在底座叶片内的角度叶片，底座叶片与角度叶片固定连接。通过本发明，可使试验模型在保持后体完整性的条件下，在高速风洞试验中实现侧滑角的变化，从而获取真实后体试验模型的横航向气动特性，评估模型后体畸变对横航向气动特性影响。

Description

一种高速风洞中变侧滑角叶片腹撑装置

技术领域

本发明属于风洞试验领域，具体涉及一种在高速风洞试验中，能够获取大型飞机和大展弦比无人机横航向气动特性的叶片腹撑装置。

背景技术

风洞试验是评估飞行器气动性能的主要手段。在高速风洞试验中，飞机模型一般采用尾部支撑固定于试验段中进行风洞试验，然而，对于大型飞机，机身后体呈船尾收缩，为满足与支撑装置的连接，通常情况下飞机尾部形状会受到一定程度的破坏，对试验模型尤其是大型飞机的气动力和力矩有较为明显的影响。对于大展弦比无人机而言，为获得良好的气动特性，机身后体在设计过程中收缩剧烈，或采用扁平的翼身融合体形式，为安装尾部支撑装置需要对模型后体进行放大、挖空，放大的后体及空腔对试验数据影响也较大。为准确评估飞行器气动性能，需要对试验模型的后体畸变（后体放大和空腔）进行修正。

目前，在国内外高速风洞试验中，一般采用翼尖双支撑、条带悬挂支撑及传统的叶片支撑对试验模型后体畸变的纵向气动特性影响进行修正。上述三种支撑装置可实现模型迎角的变化，但不具备侧滑角变化能力，主要原因有：①翼尖双支撑装在变侧滑角时，翼尖附近的连接装置迎风面积增大，形成当地有效迎角，连接装置的洗流及尾迹涡对模型后体干扰很大，测得的试验结果严重失真；②条带悬挂支撑采用顺气流的翼型条带，在纵向试验时干扰很小；当有侧滑角时，翼型条带会带来很大的横向载荷，导致整个支撑系统的严重抖动、崩溃；③传统的叶片支撑一般通过连接装置固定在风洞试验段的弯刀机构上，弯刀机构通常不具备变侧滑角的能力。在极少数风洞（如T-128风洞）中，弯刀机构可以变侧滑角。但当传统叶片支撑随弯刀机构变化侧滑角时，整个装置在风洞试验段中的堵塞度剧增，影响风洞流场；同时叶片与气流形成当地迎角，对模型后体的气动干扰及承受载荷迅速增加。因此，在现阶段通过风洞试验只能修正模型后体畸变的纵向气动特性影响，尚不能评估模型后体畸变的横航向气动特性影响。

发明内容

本发明的目的是提供一种可以实现模型侧滑角变化的叶片腹撑装置，以评估高速风洞试验中模型后体畸变的横航向气动特性影响。

一种高速风洞中变侧滑角叶片腹撑装置，包括固定设置在风洞内的弯刀结构、与弯刀结构相连接的腹撑支杆、设置在腹撑支杆前端的底座叶片和插入在底座叶片内的角度叶片，底座叶片与角度叶片固定连接。

在上述技术方案中，所述角度叶片由叶片、过渡段和天平连接锥组成，所述叶片的一端上设置过渡段，天平连接锥与过渡段的一端连接。

在上述技术方案中，所述过渡段内与天平连接锥连接的部位进行倒圆。

在上述技术方案中，所述叶片采用对称翼型，翼型中弧线与天平连接锥轴线在水平面投影的夹角为预偏侧滑角。

在上述技术方案中，一套角度叶片对应一个预偏侧滑角。

在上述技术方案中，底座叶片与角度叶片通过销钉连接，通过更换角度叶片实现侧滑角的变化。

在上述技术方案中，试验时：过渡段设置在被测模型体内，通过天平连接锥与天平连接，天平的另一端通过模型内锥与模型连接。

在上述技术方案中，角度叶片与模型连接处设置有密封盖板。

在上述技术方案中，在与被测模型连接的过程中，角度叶片、过渡段、天平与模型内锥连接处之外的天平其他部位均不与被测模型接触。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：通过本发明，可使试验模型在保持后体完整性的条件下，在高速风洞试验中实现侧滑角的变化，从而获取真实后体试验模型的横航向气动特性，评估模型后体畸变对横航向气动特性影响。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是本发明的变侧滑角叶片腹撑装置侧视示意图；

其中：1是角度叶片，2是天平连接锥，3是过渡段，4是叶片，5是底座叶片，6是腹撑支杆，7是风洞弯刀，8是天平，9是试验模型。

具体实施方式

如图1 所示，本发明通过支撑装置的上部叶片与天平连接锥的相对位置关系变化实现模型侧滑角的改变。与传统叶片支撑装置不同，本发明把叶片分为上、下两部分，分别称为角度叶片和底座叶片。角度叶片包含叶片、过渡段及天平连接锥。角度叶片采用对称翼型，翼型中弧线与天平连接锥轴线在水平面投影的夹角定义为预偏侧滑角，模型头部逆气流方向左偏定义为正，一套角度叶片对应一个预偏侧滑角。模型侧滑角的变化通过更换角度叶片实现，角度叶片与底座叶片通过销钉连接。角度叶片和底座叶片在试验过程中始终保持顺气流方向，以减小叶片尾迹对试验模型后体干扰。叶片与模型连接处采用专用盖板密封，不同侧滑角下的密封盖板需要依据角度叶片外形分别设计。

现在以实现模型侧滑角4°为例，说明本支撑装置的工作原理，其余侧滑角依次类推，模型姿态角变化方式是定侧滑角连续变迎角。

a）腹撑支杆与风洞弯刀相连，风洞弯刀在迎角机构的驱动下带动腹撑支撑运动；

b）底座叶片与腹撑支杆相连，在腹撑支杆驱动下沿铅垂平面运动；

c）角度叶片1插入底座叶片，通过9颗M12的销钉连接，角度叶片随底座叶片运动；

d）为实现模型侧滑角4°的变化，当天平连接锥迎角为0°（轴线水平）时，使角度叶片翼型剖面的中弧线与天平连接锥轴线在水平面投影角度为4°，确保试验模型头部向左偏（逆气流方向）；角度叶片通过过渡段与天平连接锥相连，过渡段要进行必要的倒圆，避免应力集中；

e）天平一端与天平连接锥相连，另一端与试验模型内锥相连。此时，试验模型迎角为0°时，试验模型中心线与角度叶片的翼型中弧线在水平面夹角为4°。试验模型在角度叶片和天平的带动下作俯仰运动。

（f）通过解算试验模型预偏侧滑角和风洞弯刀机构迎角的耦合关系，得到试验模型在每一个迎角下的实际侧滑角。

（g）过渡段在试验模型机身内，试验模型与角度叶片连接处设计适合4°角度叶片外形的密封盖板。除试验模型内锥外，天平与试验模型不能接触；密封盖板、过渡段及角度叶片不与试验模型接触。

（h）试验模型俯仰运动时，角度叶片和底座叶片始终顺气流方向，确保尾迹对试验模型后体影响最小。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (4)

1.一种高速风洞中变侧滑角叶片腹撑装置，其特征在于包括固定设置在风洞内的弯刀结构、与弯刀结构相连接的腹撑支杆、设置在腹撑支杆前端的底座叶片和插入在底座叶片内的角度叶片，底座叶片与角度叶片固定连接；

所述角度叶片由叶片、过渡段和天平连接锥组成，所述叶片的一端上设置过渡段，天平连接锥与过渡段的一端连接，所述过渡段内与天平连接锥连接的部位进行倒圆；

所述叶片采用对称翼型，翼型中弧线与天平连接锥轴线在水平面投影的夹角为预偏侧滑角；一套角度叶片对应一个预偏侧滑角，底座叶片与角度叶片通过销钉连接，通过更换角度叶片实现侧滑角的变化。

2.根据权利要求1的所述一种高速风洞中变侧滑角叶片腹撑装置，其特征在于试验时：过渡段设置在被测模型体内，通过天平连接锥与天平连接，天平的另一端通过模型内锥与模型连接。

3.根据权利要求2所述的一种高速风洞中变侧滑角叶片腹撑装置，其特征在于角度叶片与模型连接处设置有密封盖板。

4.根据权利要求3所述的一种高速风洞中变侧滑角叶片腹撑装置，其特征在于在与被测模型连接的过程中，角度叶片、过渡段、天平与模型内锥连接处之外的天平其他部位均不与被测模型接触。