CN105527069B - 一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用，目的在于解决大飞机采用现有凹型弯折支撑机构进行风洞试验时，存在试验结果部分失真，存在一定的安全隐患，影响试验数据准确性的问题。本发明通过对现有凹型弯折支撑结构的改进，使得试验结果更加准确，同时将承载方式改为拉压承载，增大了支撑纵向承载面积和刚度、强度，减小了试验过程中的模型抖动。本发明通过线型支撑杆与风洞弯刀的配合，使得本发明能实现连续变迎角试验，且迎角变化范围增加，试验效率得到极大提高。本发明设计合理，结构简单，能够有效提升数据的准确性和试验的效率，减少试验过程中的抖动现象，具有较好的应用前景。

Description

一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用

技术领域

本发明涉及风洞试验领域，具体为一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用。

背景技术

风洞试验指在风洞中安置飞行器或其他物体模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器或其他物体的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。目前，风洞试验是获取大飞机气动特性的主要手段。在风洞试验过程中，飞机模型通过支撑装置固定于试验段中，支撑装置连接处的模型外形会受到不同程度的破坏。由于大飞机后机身呈船尾型上翘收缩，外形严重破坏会影响对其巡航阻力的测定。因此，必须选择合适的支撑方式，才能避免模型尾部畸变，提高试验准度。

目前，大飞机在大型跨声速风洞中试验的模型支撑方式大多采用凹型弯折支撑形式，该支撑形式示意图如图1所示。图1中，1为飞机模型，2为天平元件，3为凹型支撑前段，4为凹型支撑中段，5为凹型支撑后段，6为风洞弯刀，7为试验段上壁板，8为试验段下壁板。图1中，试验段上壁板、试验段下壁板共同构成试验段，风洞弯刀设置在试验段的一侧。凹型支撑前段、凹型支撑中段、凹型支撑后段依次相连构成凹型支撑件，凹型支撑件的凹型支撑后段与风洞弯刀相连，且风洞弯刀能带动凹型支撑件运动；凹型支撑件的凹型支撑前段与大飞机模型相连，且凹型支撑前段能够为大飞机模型提供支撑。

然而，现有方法采用凹型弯折支撑进行大飞机跨声速风洞试验存在诸多不足之处。首先，凹型支撑中段、凹型支撑后段与大飞机模型机身的距离较近，影响大飞机模型的尾部流场，导致试验结果部分失真。其次，大飞机模型在进行大迎角试验时，凹型支撑件整体均位于风洞试验段中，增大了试验的堵塞度。另外，在试验过程中，凹型支撑前段需要承受非常大的纵向载荷，加之这种凹型支撑方式的刚度弱，易造成模型抖动，不仅会带来安全隐患，也会影响试验数据的精准性。最后，凹型支撑中段与试验段下壁板的距离较近，试验过程中最大迎角受到影响，迎角变化范围受限。

为此，迫切需要一种新的装置或方法，以解决上述问题。

发明内容

本发明的发明目的在于：针对大飞机采用现有凹型弯折支撑机构进行风洞试验时，存在试验结果部分失真，存在一定的安全隐患，影响试验数据准确性的问题，提供一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用。本发明通过对现有凹型弯折支撑结构的改进，使得试验结果更加准确，同时将承载方式改为拉压承载，增大了支撑纵向承载面积和刚度、强度，减小了试验过程中的模型抖动。本发明通过线型支撑杆与风洞弯刀的配合，使得本发明能实现连续变迎角试验，且迎角变化范围增加，试验效率得到极大提高。本发明设计合理，结构简单，能够有效提升数据的准确性和试验的效率，减少试验过程中的抖动现象，具有较好的应用前景。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种跨声速风洞试验支撑装置，包括试验段上壁板、试验段下壁板、飞机模型、设置在飞机模型内的天平元件、风洞弯刀，所述试验段上壁板、试验段下壁板构成试验段，所述风洞弯刀设置在试验段的一侧，所述飞机模型设置在试验段内；

还包括线型支撑杆，所述试验段下壁板上设置有与线型支撑杆相配合的开槽，所述线型支撑杆的上端与飞机模型内的天平元件相连，所述线型支撑杆的下端穿过开槽与风洞弯刀相连，所述线型支撑杆与风洞弯刀相连呈V型结构。

所述线型支撑杆的上端通过天平连接锥与飞机模型内的天平元件相连。

所述线型支撑杆的下端与风洞弯刀固定连接。

所述线型支撑杆的下端与风洞弯刀通过螺钉或螺杆固定连接。

所述线型支撑杆垂直于其轴向的剖面呈对称翼型。

所述线型支撑杆垂直于其轴向的剖面呈顺流向对称翼型。

前述跨声速风洞试验支撑装置的安装方法，包括如下步骤：

（1）在试验段下壁板上设置开槽，试验段上壁板、试验段下壁板构成试验段，风洞弯刀设置在试验段的一侧；

（2）在飞机模型的腹部设置开槽，将线型支撑杆的上端与飞机模型内的天平元件相连，所述飞机模型、天平元件能固定在支撑杆上；

（3）线型支撑杆穿过试验段下壁板且支撑杆的下端与风洞弯刀相连，构成V型支撑，使支撑杆、飞机模型、天平元件固定在试验段内。

前述跨声速风洞试验支撑装置的应用，将该支撑装置用于大飞机模型跨声速风洞试验。

针对前述问题，本发明提供一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用。该支撑装置包括试验段上壁板、试验段下壁板、飞机模型、设置在飞机模型内的天平元件、风洞弯刀，试验段上壁板、试验段下壁板构成试验段，风洞弯刀设置在试验段的一侧，飞机模型设置在试验段内。本发明还包括线型支撑杆，试验段下壁板上设置有与线型支撑杆相配合的开槽，线型支撑杆的上端与飞机模型内的天平元件相连，线型支撑杆的下端穿过开槽与风洞弯刀相连，线型支撑杆与风洞弯刀相连呈V型结构。本发明中，首先在试验段下壁板上设置开槽，以替代原试验段下壁板，流场校测结果表明：本发明带开槽的试验段下壁板与原有试验段下壁板流场品质无差别。然后，制作一根支撑杆，通过支撑杆进行支撑。再在飞机模型的腹部开槽，支撑杆的上端与飞机模型内的天平元件相连，进而使得飞机模型、天平元件固定在支撑杆上。最后，线型支撑杆穿过试验段下壁板且支撑杆的下端与风洞弯刀底部相连，构成V型支撑，使支撑杆、飞机模型、天平元件固定在试验段内。

与现有凹型弯折支撑形式相比，本发明的结构特点在于：本发明在试验段下壁板上设置开槽，为改变支撑方式和结构提供空间；本发明采用新的连接方式，即用V型机构替代传统的凹型弯折支撑机构；本发明中，线型支撑杆的一端直接与风洞弯刀在驻室内的部分实现连接。

现有的凹型弯折支撑机构中，凹型支撑中段、凹型支撑后段与飞机模型尾部相距较近，导致支撑干扰较为严重，且二次干扰无法扣除。而本发明将凹型弯折支撑改进为V型机构支撑，增大了飞机模型尾部与V型支撑装置间的距离，减小了V型支撑装置对飞机模型尾部流场的影响，有效降低了试验结果的支撑干扰。换言之，本发明能够有效降低试验结果的支撑干扰，提高试验数据的准确性。

在大飞机测力试验中，升力载荷最大。传统的凹型弯折支撑机构以悬臂方式承受升力载荷，多个弯折截面同时承受拉压和弯曲，整个凹型弯折支撑结构的稳定性差。本发明将凹型弯折支撑改进为V型机构支撑，其承载方式为拉压承载，增大了支撑纵向承载面积和刚度、强度，减小了试验过程中的模型抖动，确保试验过程安全和数据可靠。本发明的V型机构支撑处于最佳受力方式，结构稳定，安全可靠。

现有的凹型弯折支撑方式，凹型支撑中段与试验段下壁板之间的距离较小，导致飞机模型迎角的变化受到限制。而本发明的V型机构支撑方式中，线型支撑杆的一端与驻室内的风洞弯刀底部相连，通过风洞弯刀机构带动线型支撑杆运动，从而实现飞机模型迎角连续变化；另外，本发明通过在试验段下壁板设置开槽，增大飞机模型迎角变化范围。这一问题的解决，有效提高了试验能力和工作效率。本发明能够实现连续变化模型迎角，且范围较大。

本发明加工简单，使用便利，通过线型支撑杆以及试验段下壁板上开槽的配合，能够用于不同风洞和型号试验，具有良好的社会效益和经济效益。

综上所述，与现有的凹型弯折支撑相比，本发明去掉了支杆支撑中段、支撑后段，使得试验结果更加准确；本发明优化了支撑承载方式，将线型支撑杆的一端直接与驻室内的现有风洞弯刀机构连接，由于避免了凹型结构形式，使支撑装置的刚度大幅提高，可有效减少试验过程中的抖动现象；本发明通过线型支撑杆与风洞弯刀相配合，使得本发明能实现连续变迎角试验，迎角变化范围增大，试验效率得到极大提高。

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为现有大飞机采用的凹型弯折支撑示意图。

图2为本发明的V型支撑装置结构示意图。

图中标记：1为飞机模型，2为天平元件，3为凹型支撑前段，4为凹型支撑中段，5为凹型支撑后段，6为风洞弯刀，7为试验段上壁板，8为试验段下壁板，9为线型支撑杆，10为开槽。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

实施例1

现有大飞机采用的凹型弯折支撑示意图如图1所示。该结构中，天平元件用于测量飞机模型受到的力和力矩；凹型支撑前段、凹型支撑中段、凹型支撑后段构成凹型支撑机构，用以支撑飞机模型和天平元件；其中，试验段下壁板上未设置相应的开槽。其原理如下，凹型支撑前段由飞机模型腹部进入，并与天平元件相连，以支撑飞机模型；凹型支撑后段连接到风洞弯刀中部，从而将飞机模型、天平元件固定在风洞试验段中。这种支撑方式具有支撑干扰较大、结构稳定性差以及迎角变化范围受限等技术上的不足。

而本发明的支撑装置如图2所示。由图2可知，本发明的核心部件为线型支撑杆。本实施例中，线型支撑杆垂直于其轴向的剖面呈对称翼型，如图2所示。采用该结构，能够有效减少线型支撑杆的尾迹干扰，作为优选，线型支撑杆的剖面优选采用顺流向对称翼型。

线型支撑杆的上端与飞机模型、天平元件相连，线型支撑杆的下端与风洞弯刀相连。线型支撑杆与飞机模型机身连接区域，应位于飞机模型机翼根弦前缘点之前，从而保证线型支撑杆处于机身截面积变化平缓区，减小线型支撑杆对大飞机的干扰。

同时，本实施在飞机模型机身相应连接区域开槽，方便线型支撑杆伸入机身腹腔，同时避免机身与线型支撑杆相碰。线型支撑杆上端通过接头与飞机模型腹腔内的天平元件相连，天平元件另一端通过铜质锥套与飞机模型机身相连，从而将飞机模型和天平元件固定在线型支撑杆上。线型支撑杆与风洞弯刀底部通过螺钉相连接，不仅起到将线型支撑杆、飞机模型和天平元件固定在风洞试验段中的作用，同时还可以由风洞弯刀带动线型支撑杆运动，从而实现飞机模型迎角姿态的变化。为了保证线型支撑杆穿过试验段下壁板，本实施例在试验段下壁板相应位置设置开槽。开槽的宽度由线型支撑杆的厚度确定，开槽的长度由飞机模型的迎角变化范围确定。

本实施例的支撑装置的工作原理如下。风洞弯刀绕其旋心运动，带动固连于其底部的线型支撑杆运动，使飞机模型在试验段内抬头或低头，实现迎角姿态的连续变化。由于线型支撑杆处于最佳受力状态，结构稳定性高，因而，试验过程中飞机模型抖动小，安全程度高。此外，传统凹型支撑装置中的凹型支撑中段、凹型支撑后段与飞机模型尾部距离较近，而本发明的线型支撑杆增大了与飞机模型尾部间的距离，能有效减小支撑干扰，提高试验数据精准度。

综上，本发明的支撑装置能准确、安全、高效的获取大飞机风洞试验数据，具有良好的社会效益和经济效益。

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 (5)

1.一种跨声速风洞试验支撑装置，其特征在于，包括试验段上壁板、试验段下壁板、飞机模型、设置在飞机模型内的天平元件、风洞弯刀，所述试验段上壁板、试验段下壁板构成试验段，所述风洞弯刀设置在试验段的一侧，所述飞机模型设置在试验段内；

还包括线型支撑杆，所述试验段下壁板上设置有与线型支撑杆相配合的开槽，所述线型支撑杆的上端与飞机模型内的天平元件相连，所述线型支撑杆的下端穿过开槽与风洞弯刀相连，所述线型支撑杆与风洞弯刀相连呈V型结构；

所述线型支撑杆垂直于其轴向的剖面呈对称翼型；

所述线型支撑杆的上端通过天平连接锥与飞机模型内的天平元件相连；

所述线型支撑杆的下端与风洞弯刀固定连接。

2.根据权利要求1所述跨声速风洞试验支撑装置，其特征在于，所述线型支撑杆的下端与风洞弯刀通过螺钉或螺杆固定连接。

3.根据权利要求1所述跨声速风洞试验支撑装置，其特征在于，所述线型支撑杆垂直于其轴向的剖面呈顺流向对称翼型。

4.根据权利要求1~3任一项所述跨声速风洞试验支撑装置的安装方法，包括如下步骤：

（1）在试验段下壁板上设置开槽，试验段上壁板、试验段下壁板构成试验段，风洞弯刀设置在试验段的一侧；

（2）在飞机模型的腹部设置开槽，将线型支撑杆的上端与飞机模型内的天平元件相连，所述飞机模型、天平元件能固定在支撑杆上；

（3）线型支撑杆穿过试验段下壁板且支撑杆的下端与风洞弯刀相连，构成V型支撑，使支撑杆、飞机模型、天平元件固定在试验段内。

5.根据权利要求1~3任一项所述跨声速风洞试验支撑装置的应用，将该支撑装置用于大飞机模型跨声速风洞试验。