CN106404338A - 一种用于低速风洞螺旋桨飞机带动力试验模型的支撑装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种用于低速风洞螺旋桨飞机带动力试验模型的支撑装置，包括主支杆基座和主支杆，所述主支杆基座包括一个基座和与基座一体成型的圆柱形支撑体，所述支撑体内部为中空结构，沿着圆柱形支撑体轴线方向在支撑体侧壁上设置有线槽，所述线槽上设置有盖板；所述圆柱形支撑体上沿着支撑体轴线方向在内侧壁上设置有孔槽；所述主支杆的一端插入圆柱形支撑体内进行连接，所述主支杆内设置有线槽和孔槽，所述主支杆的侧面设置有耳道，所述线槽和孔槽的一端与耳道连通，耳道的一端延伸出主支杆。该支撑装置中，主支杆基座、主支杆均采用中空设计，使得所有线缆内埋于装置内部，避免了线缆外露对试验数据的影响。

Description

一种用于低速风洞螺旋桨飞机带动力试验模型的支撑装置

技术领域

本发明涉及空气动力学领域，特别是用于低速风洞螺旋桨飞机带动力试验模型的支撑装置。

背景技术

螺旋桨飞机模型带动力风洞试验的目的是为了测量螺旋桨对全机气动特性的影响，为飞机设计、气动特性预测、飞行性能评估提供可靠的试验数据。

模型在风洞中采用腹部支撑方式，试验需要使用电机、天平、传感器等驱动和测量设备。电机的冷却水管、动力线缆，天平、传感器数据传输线缆均捆绑在支撑装置（由主支杆基座、主支杆两个主要部件以及其他辅助部件组成）外部，完全暴露在流场中。所产生的气动载荷进入天平测试载荷中，难以扣除；且人工捆绑数据重复性差，直接影响试验数据准度和精度。

发明内容

为解决上述的现有问题，提供出一种新的支撑装置，将支撑装置的内部结构进行改进从而使得在试验装置进行安装时，减少试验过程中管线对试验环境的影响，提高试验最终效果和测试精度。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种用于低速风洞螺旋桨飞机带动力试验模型的支撑装置，包括主支杆基座和主支杆，所述主支杆基座包括一个基座和与基座一体成型的圆柱形支撑体，所述支撑体内部为中空结构，沿着圆柱形支撑体轴线方向在支撑体侧壁上设置有线槽，所述线槽上设置有盖板；所述圆柱形支撑体上沿着支撑体轴线方向在内侧壁上设置有孔槽；

所述主支杆的一端插入圆柱形支撑体内进行连接，所述主支杆内设置有线槽和孔槽，所述主支杆的侧面设置有耳道，所述线槽和孔槽的一端与耳道连通，耳道的一端延伸出主支杆。

在上述技术方案中，所述圆柱形支撑体侧壁上中心对称设置有两个线槽。

在上述技术方案中，所述主支杆上中心对称设置有两个耳道。

在上述技术方案中，圆柱形支撑体侧壁上的一个线槽对应主支杆上的一个耳道。

在上述技术方案中，所述圆柱形支撑体内沿着中心轴线对称设置有若干个孔槽。

在上述技术方案中，所述的若干个孔槽其中两个孔槽为腰形孔。

在上述技术方案中，所述每一个孔槽相互独立，互不连通。

与现有的连接方式和工具相比，本方案的有益效果主要体现在：

该支撑装置中，主支杆基座、主支杆均采用中空设计，使得所有线缆内埋于装置内部，避免了线缆外露对试验数据的影响；

主支杆基座左右两侧设计走线槽，允许线缆铺设在槽内；

设计了走线槽盖板，与主支杆基座用螺钉相连接，将线缆包裹在两者之间的走线槽内；

主支杆上面设计了两个耳道，内部设计了8个孔槽，可使线缆按不同类型穿过不同的孔槽，避免相互之间的干扰。

附图说明

图1是本发明的整体结构示意图；

图2是本发明的内部结构示意图；

其中：1是主支杆，2是圆柱形支撑体，3是盖板，4是基座，5是线槽，6是孔槽，7是耳道。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

如图1、图2所示，本发明中的支撑装置一改传统的结构，将以前一体设置的支撑主支杆设计为两段，一段为主支杆，一段为为主支杆基座，主支杆基座包括一个基座和设置在基座上的圆柱形支撑体，主支杆与圆柱形支撑体连接在一起。

为了达到要求，将圆柱形支撑体设计为中空结构，沿着支撑体轴线方向，在其内设置有若干个孔槽，这些孔槽设置在支撑体的内侧壁上。为了设计合理，在内侧壁上设置有用于承载孔槽的台阶，而这些孔槽均为单独设置，每一个孔槽相互之间并不干涉、连通；在支撑体的外侧壁上设置有线槽，和线槽对应的是盖板，盖板通过螺钉固定在圆柱形支撑体上，盖住线槽。这些孔槽、线槽均为一体设置，且都是从支撑体的一端到另一端导通。

主支杆与支撑体之间采用螺钉固定连接，且主支杆内也设置为中空结构，在支支杆两侧各自设置一个耳道，耳道内为中空的，与主支杆中空的结构连通；当主支杆与支撑体连接在一起后，支撑体内的孔槽和线槽均对应到主支杆内的中空结构，从而使得穿过孔槽和线槽的管线通过主支杆后从耳道内引出。

上述所有的孔槽和线槽均均匀分布杂支撑体上，且与支撑体的中心轴线呈中心对称分布，该分布模式使得支撑体的结构分布均匀，更好的起到布线的作用。

具体实施：

在带动力试验中共需15根管线，即：水管2根（直径为14mm），线缆8根（直径为10mm），天平线4根（直径为8mm），攻角传感器线1根（直径为5mm），当量直径38.4mm。因此，主支杆基座及主支杆内部至少需要开1.2倍当量直径的圆孔（直径46mm），走线槽才可以穿过所有管线。

该发明由两部分内容组成：一是在主支杆基座左右两侧分别开了深14mm、宽80mm的槽，使得所有水管、线缆都能从走线槽中通过，并设计了走线槽盖板；二是在主支杆内部开了2个直径16mm的圆孔（可以穿过2根水管），4个中心距12mm、半径6mm的腰形孔（可以穿过8根线缆），2个中心距8mm、半径4mm的腰形孔（可以穿过4根天平线），1个直径6mm的圆孔（可以穿过1根攻角传感器线）。

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 (7)

1.一种用于低速风洞螺旋桨飞机带动力试验模型的支撑装置，其特征在于包括主支杆基座和主支杆，所述主支杆基座包括一个基座和与基座一体成型的圆柱形支撑体，所述支撑体内部为中空结构，沿着圆柱形支撑体轴线方向在支撑体侧壁上设置有线槽，所述线槽上设置有盖板；所述圆柱形支撑体上沿着支撑体轴线方向在内侧壁上设置有孔槽；

所述主支杆的一端插入圆柱形支撑体内进行连接，所述主支杆内设置有线槽和孔槽，所述主支杆的侧面设置有耳道，所述线槽和孔槽的一端与耳道连通，耳道的一端延伸出主支杆。

2.根据权利要求1所述的一种用于低速风洞螺旋桨飞机带动力试验模型的支撑装置，其特征在于所述圆柱形支撑体侧壁上中心对称设置有两个线槽。

3.根据权利要求1所述的一种用于低速风洞螺旋桨飞机带动力试验模型的支撑装置，其特征在于所述主支杆上中心对称设置有两个耳道。

4.根据权利要求2或3所述的一种用于低速风洞螺旋桨飞机带动力试验模型的支撑装置，其特征在于圆柱形支撑体侧壁上的一个线槽对应主支杆上的一个耳道。

5.根据权利要求1所述的一种用于低速风洞螺旋桨飞机带动力试验模型的支撑装置，其特征在于所述圆柱形支撑体内沿着中心轴线对称设置有若干个孔槽。

6.根据权利要求5所述的一种用于低速风洞螺旋桨飞机带动力试验模型的支撑装置，其特征在于所述的若干个孔槽其中两个孔槽为腰形孔。

7.根据权利要求5所述的一种用于低速风洞螺旋桨飞机带动力试验模型的支撑装置，其特征在于所述每一个孔槽相互独立，互不连通。