CN109342009B - 一种大展弦比飞机风洞试验模型保真外形双翼支撑机构及其应用 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种大展弦比飞机风洞试验模型保真外形双翼支撑机构及其应用，目的在于解决现有大展弦比飞机模型通常采用U型翼尖支撑方式，其实际外形与飞行器的真实外形之间存在较大差异，“U”型支杆对机翼绕流影响严重，尤其是模型正迎角状态时，下翼面流动受支撑系统影响，与真实情况相差较大的问题。该机构包括夹紧装置、等直段、用于与U型支架相连的拉紧螺母，夹紧装置设置在机翼展长60~65%位置处。本发明基于对支撑结构的改进，既可以最大程度保证模型后体及机翼的扰流场真实有效，也可以在拆除双翼支撑机构后模型还能用于全机测力试验。本发明适用于大型军/民用运输机、轰炸机、无人机等大展弦比飞机风洞模型试验。

Description

一种大展弦比飞机风洞试验模型保真外形双翼支撑机构及其 应用

技术领域

本发明涉及实验空气动力学领域，具体为一种大展弦比飞机风洞试验模型保真外形双翼支撑机构及其应用，其是一种适用于大展弦比飞机模型风洞试验的保真外形双翼支撑机构。

背景技术

风洞试验作为校核和评估飞行器性能的重要手段，试验数据的准确性直接影响到型号研制的质量和进度。

目前，国内外风洞试验模型多采用尾支撑形式。对于小展弦比军机模型而言，这类飞行器的发动机喷口通常位于模型尾部，尾支杆形式与实际飞行时尾部喷流影响类似，干扰效应较小，一般可不对试验数据进行支撑干扰修正。而大型军、民用运输机、客机由于起飞和着陆的需求，后体通常具有上翘、收缩的外形特点，加之机身附面层的下游发展，极易引起气流的分离，导致机身尾部出现较强的负压区，后体表面存在一定压力分布梯度，使后体扰流特性与传统平直型后体存在显著差异。传统尾支撑形式对该类构型模型尾部流场影响严重，尤其在亚、跨声速范围内，支架机构堵塞的前传效应会导致模型尾部流态畸变，进而影响后体阻力和尾翼效率的预测准度；为此，必须利用辅助支撑方式，采用两步法实验测量支架干扰量，并在试验后，进行统一修正。但试验方法复杂，不仅增加了试验难度、风险和初期成本，而且辅助支撑与尾支撑之间存在二次干扰，辅助支撑的设计和安装难度也相对较大。

为保证模型尾部流场真实，国内外风洞试验机构近年来发展了一种“U”型翼尖支撑方式。该方式中，支撑机构与模型翼尖固联，采用“U”型支杆头部双天平测量模型气动力/矩，主要用于上翘、收缩型后体选型，或作为尾支撑系统修正的辅助支撑手段。例如，ETW（即欧洲跨声速风洞）和国内FL-26风洞大展弦比飞机“U”型支撑形式分别见图1、图2所示。但使用前述支撑方式时，为保证试验安全，通常将模型机翼截短，或进行局部放大，以便增大连接处的结构强度，实际外形与飞行器的真实外形之间存在较大差异。同时，“U”型支杆对机翼绕流影响严重，尤其是模型正迎角状态时，下翼面流动受支撑系统影响，与真实情况相差较大，较大程度影响试验结果的可靠性。

为此，迫切需要一种新的方法和/或装置，以解决上述问题。

发明内容

本发明的发明目的在于：针对现有大展弦比飞机模型通常采用U型翼尖支撑方式，其实际外形与飞行器的真实外形之间存在较大差异，“U”型支杆对机翼绕流影响严重，尤其是模型正迎角状态时，下翼面流动受支撑系统影响，与真实情况相差较大的问题，提供一种大展弦比飞机风洞试验模型保真外形双翼支撑机构及其应用。本发明基于对支撑结构的改进，既可以最大程度保证模型后体及机翼的扰流场真实有效，也可以在拆除双翼支撑机构后模型还能用于全机测力试验。本发明适用于大型军/民用运输机、轰炸机、无人机等大展弦比飞机风洞模型试验。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种大展弦比飞机风洞试验模型保真外形双翼支撑机构，包括夹紧装置、等直段、用于与U型支架相连的拉紧螺母，所述夹紧装置设置在机翼展长60~65%位置处，所述夹紧装置、等直段、拉紧螺母依次相连；

所述夹紧装置包括夹紧内层、夹紧外层且夹紧内层与夹紧外层采用分体式设计，所述夹紧外层设置在夹紧内层外部且夹紧内层与夹紧外层构成夹紧装置；

所述夹紧内层内表面与机翼模型外表面相配合且夹紧内层内表面与机翼模型外表面能贴合在一起；

所述夹紧内层包括内层上表面、与内层上表面相配合的内层下表面，所述内层上表面包含前缘，所述内层下表面不包含前缘，所述内层上表面、内层下表面能依次设置在机翼模型外表面上；

沿机翼模型前缘至机翼模型后缘的方向，所述夹紧外层在机翼模型前缘至60%当地弦长处采用等比例放大，所述夹紧外层在机翼模型60%当地弦长至机翼模型后缘处采用加厚处理；

所述夹紧外层包括外层上表面、与外层上表面相配合的外层下表面，所述外层上表面包含前缘，所述外层下表面不包含前缘，所述外层上表面、外层下表面能依次设置在机翼模型外表面上；

所述夹紧装置的末端与等直段之间采用插入式联接并通过销钉紧固。

所述内层上表面与内层下表面之间设置有内层间隙，所述外层上表面与外层下表面之间设置有外层间隙，所述内层间隙、外层间隙分别位于机翼模型下方。

所述夹紧内层采用柔性金属材料制成，所述夹紧外层采用刚性金属材料制成。

所述夹紧内层采用铜质材料制成，所述夹紧外层采用钢制金属材料制成。

前述双翼支撑机构的安装方法，包括如下步骤：

（1）先将内层上表面、内层下表面设置在机翼模型外表面上，内层上表面与内层下表面之间留有一定间隙；再将外层上表面、外层下表面设置在夹紧内层上，外层上表面与外层下表面之间留有一定间隙；所述内层上表面与内层下表面构成夹紧内层，所述外层上表面与外层下表面构成夹紧外层；然后，通过销钉将夹紧内层、夹紧外层与机翼定位，利用螺钉拉紧使夹紧内层变形，确保夹紧内层与机翼模型间联接紧密；所述夹紧内层、夹紧外层构成夹紧装置；

所述夹紧装置设置在机翼展长60~65%位置处；沿机翼模型前缘至机翼模型后缘的方向，所述夹紧外层在机翼模型前缘至60%当地弦长处采用等比例放大，所述夹紧外层在机翼模型60%当地弦长至机翼模型后缘处采用加厚处理；

（2）所述夹紧装置与等直段之间采用插入式联接，通过销钉紧固；

（3）待步骤2完成后，将等直段与U型支架之间通过拉紧螺母联接，并通过铅垂调整位置后顶紧固定，以保证机翼模型两侧安装后在同一轴线位置；

待机翼模型一侧支撑机构安装完成后，在机翼模型另一侧安装支撑机构，即可。

前述机构在机翼模型纵向变迎角试验中的应用。

将该机构应用于大展弦比构型、无短舱飞机模型风洞试验中。

将该机构用于大展弦比运输机、大展弦比轰炸机、大展弦比无人机的风洞模型试验中。

发明人研究发现，目前使用的“U”型翼尖支撑方式对模型机翼外形存在较大的破坏，并较严重的影响机翼绕流特性，主要原因包括以下两方面：第一，支撑机构对机翼绕流干扰严重，尤其在正迎角范围内，机翼下翼面位于“U”型支架后部，扰流特性与真实情况相差较大；第二，模型与常规尾支撑模型无法共用，且在“U”型支架连接处需要改变机翼外形以提高结构强度，获得的数据与真实情况差别较大。

为此，本申请发明人提供一种用于大展弦比飞机试验模型的保真外形双翼支撑机构，利用该机构，既可以最大程度保证模型后体及机翼的扰流场真实有效，也可以在拆除双翼支撑机构后模型还能用于全机测力试验。本发明适用于大型军/民用运输机、轰炸机、无人机等大展弦比飞机风洞模型试验。

考虑到大展弦比飞机机翼绕流较接近无限长直机翼，与流向扰动相比，沿翼面的展向流动较小。常规测力/测压试验中，展向流动主要关注对象为翼尖涡的形成与脱落，这一特性与机翼的后掠角和根梢比有关。对于常规后掠角（35°~37°）和典型根梢比（>0.26）机翼，将支撑位置在60%~65%机翼展长位置处，其对翼尖涡的影响可大幅降低。因此，本申请使用一种前缘外形与机翼剖面形状相同的夹紧装置固定机翼，后缘区域增厚以增大结构强度，并与等直段支杆固联。更具体地，夹紧外层在机翼模型前缘至60%当地弦长处采用等比例放大，夹紧外层在机翼模型60%当地弦长至机翼模型后缘处设置加厚层。当进行模型测压试验时，可以直接将支杆与“U”型支架固联；进行测力试验时，将等直段支杆更换为常规杆式天平即可。

采用这种支撑方式，可以在保证模型后体绕流场真实的前提下，提高机翼流场的模拟准度。需要说明的是，本发明提出的支撑机构形式仅适用于大展弦比构型（无短舱）模型，对于三角翼、边条翼等战斗机模型不适用。

进一步，本申请的双翼支撑机构的安装操作如下。

1、使用内表面与机翼外形一致的夹紧机构实现紧固联接，该夹紧机构采用双层结构，分体形式。在一个具体实例中，内层采用铜质材料，可根据特定试验模型外形单独设计；外层为钢质材料，前后两段间留有一定间隙。通过销钉与机翼定位，利用螺钉拉紧使内层铜质材料变形，确保与机翼间联接紧密。

2、夹紧机构外表面采用如下外形，前缘至60%当地弦长采用机翼前缘等比例放大；60%当地弦长至后缘进行加厚处理以增大结构强度。

3、夹紧机构与后部等直段采用插入式联接，通过销钉紧固。

4、为保证模型翼尖两侧安装后在同一轴线位置，等直段与后部“U”型支架间利用拉紧螺母联接，通过铅垂调整位置后顶紧固定，确保连接后左右机翼不存在预紧力。

5、该申请的支撑机构仅适用于模型纵向变迎角试验，无法进行横航向试验。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

1）本发明能显著提高大展弦比飞机模型后体模拟的真实性；

2）本申请能大幅改善现有“U”型翼尖支撑形式试验数据可靠性；

3）采用本申请，能使后体选型、支架干扰影响等试验与常规尾支撑试验共用同一套模型，在降低成本的同时，有效提高数据一致性。

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ETW试验段中大展弦比飞机模型“U”型支架安装形式图。

图2为FL-26风洞中大展弦比飞机模型“U”型支架安装形式图。

图3为本申请的保真外形双翼支撑机构整体示意图。

图4为夹紧装置及安装结构剖面图。

图5为后部等直段安装结构剖面图。

图6为等直段拉紧螺母结构示意图。

图中标记：1、模型机翼，2、夹紧装置，3、等直段，4、拉紧螺母，5、U型支架，6、内层上表面，7、内层下表面，8、内层间隙，9、外层上表面，10、外层下表面，11、外层间隙，20、锥型销钉，21、紧固螺钉，22、预留孔，23、锥配合面，24、凸台贴合面，25、外螺纹，26、内螺纹，27、拉紧平面。

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

为了更好地理解本发明相对于现有技术所做出的改进，在对本发明的具体实施方式进行详细说明之前，先对背景部分所提到的现有技术结合附图加以说明。

图1和图2分别示出了ETW和FL-26风洞中大展弦比飞机模型的双翼尖支撑形式。

如图所示，“U”型支架双支臂均伸出机翼前缘较长距离，机翼扰流场受支臂影响严重；在图2中，支撑位置较靠近翼尖，会影响翼尖涡特性，同时，由于试验模型机翼翼尖处厚度较小，为确保结构强度，联接位置对机翼进行了放大处理，外形发生变化，这是采用翼尖支撑方式的最大弊端。此外，模型安装拉紧后容易存在预紧力，给吹风试验带来较大风险，左、右两侧机翼的轴向位置也无法保证。

本发明就是针对现有技术中的机翼外形改变、支臂影响流场以及机翼位置无法调节所做出的改进，下面对具体实施方式做出详细说明。图3是本申请的整体结构形式；为简洁起见，图中仅示出该联接形式的单侧结构，省略了与之对称的另一侧结构。图4是本实施例使用的机翼夹紧装置与模型间安装的结构示意图。

如图所示，本实施例的支撑机构包括夹紧装置、等直段、拉紧螺母；其中，拉紧螺母用于与U型支架相连。本实施例中，夹紧装置设置在机翼展长60~65%位置处，夹紧装置、等直段、拉紧螺母依次相连。同时，风洞实验模型的机翼分别通过支撑机构与U型支架相连。

如图4所示，夹紧装置包括夹紧内层、夹紧外层且夹紧内层与夹紧外层采用分体式设计，夹紧外层设置在夹紧内层外部（即夹紧装置采用前、后分体形式，呈内、外双层结构）。

沿机翼剖面弦向分为两部分，即夹紧内层包括内层上表面、与内层上表面相配合的内层下表面，内层上表面包含前缘，内层下表面不包含前缘，内层上表面、内层下表面依次设置在机翼模型外表面上；同时，内层上表面与内层下表面两部分之间存在1~2mm的内层间隙。

沿机翼剖面弦向分为两部分，即夹紧外层包括外层上表面、与外层上表面相配合的外层下表面，外层上表面包含前缘，外层下表面不包含前缘，外层上表面、外层下表面能依次设置在机翼模型外表面上，外层上表面与外层下表面之间设置有1~2mm的外层间隙。同时，内层间隙、外层间隙分别位于机翼模型下方。

本实施例中，夹紧装置展向宽度以及夹紧位置要根据模型机翼的具体情况来确定，即夹紧指向机身所处端部位置机翼的强度与刚度来确定，前后两部分之间存在1~2mm的间隙。这样做的主要目的是：

（1）确保机翼前缘区域外形光滑，绕流均匀，不发生由于结构连接产生的突变；

（2）螺钉拉紧时内层铜质有变形空间，更紧密地贴合模型表面。

本实施例中，夹紧内层采用铜质材料制成，并与模型机翼表面贴合；夹紧外层采用钢制材料，保证表面光洁度和刚度与试验模型机翼一致；前缘至60%当地弦长部分外形采用机翼剖面等比例放大，60%当地弦长至后缘进行加厚处理以增大结构强度。

安装后，先利用锥型销钉定位，利用紧固螺钉拉紧使夹紧内层变形，确保夹紧装置与机翼模型间联接紧固；最后，利用环氧树脂填充外层前、后部分间隙、螺钉孔和销钉孔，确保夹紧装置外表面曲率光滑。

图5是本发明使用的夹紧装置与等直段安装结构示意图。如图所示，该等直段呈圆柱形，直径与夹紧装置后缘高度一致，前缘倒角，与夹紧装置后缘预留孔之间采用过盈配合，最后通过锥销（销钉可以采用锥形销钉）紧固。其中，夹紧装置后缘预留孔后段进行方变圆修型处理。

图6是本实施例使用的等直段与“U”型支架间的拉紧联接方式。如图所示，等直段后端呈圆锥形，“U”型支架前缘开有内锥孔（即内锥孔表面为锥配合面），二者之间联接采用锥配合；同时，等直段末端设置有与拉紧螺母相配合的拉紧平面，拉紧螺母上则设置有相应的凸台贴合面。等直段外锥前段攻有丝口，通过套在等直段上的拉紧螺母旋转顶紧（即等直段设置外螺纹，拉紧螺母设置与外螺纹相配合的内螺纹，两者相互配合），实现等直段与“U”型支架之间前缘的紧固联接。安装时先装好一侧，利用铅锤量取该侧翼尖轴向位置，然后顶紧另一侧螺母，使左、右翼尖轴向位置保持一致。由于机翼、夹紧装置、等直段均为加工结构件，翼尖位置差异的唯一可能是等直段与“U”型支架间的锥配合，采用如上方法，可以保证安装后左、右翼尖轴向位置一致的同时，最大限度地减小支撑机构与模型间的预紧力，降低试验风险。

上面结合附图对本发明的实施方式进行了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式，在本领域技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下对等直段紧固方式做出各种变化。

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 (8)

1.一种大展弦比飞机风洞试验模型保真外形双翼支撑机构，其特征在于，包括夹紧装置、等直段、用于与U型支架相连的拉紧螺母，所述夹紧装置设置在机翼展长60~65%位置处，所述夹紧装置、等直段、拉紧螺母依次相连；

所述夹紧装置包括夹紧内层、夹紧外层且夹紧内层与夹紧外层采用分体式设计，所述夹紧外层设置在夹紧内层外部且夹紧内层与夹紧外层构成夹紧装置；

所述夹紧内层内表面与机翼模型外表面相配合且夹紧内层内表面与机翼模型外表面能贴合在一起；

所述夹紧内层包括内层上表面、与内层上表面相配合的内层下表面，所述内层上表面包含前缘，所述内层下表面不包含前缘，所述内层上表面、内层下表面能依次设置在机翼模型外表面上；

沿机翼模型前缘至机翼模型后缘的方向，所述夹紧外层在机翼模型前缘至60%当地弦长处采用等比例放大，所述夹紧外层在机翼模型60%当地弦长至机翼模型后缘处采用加厚处理；

所述夹紧外层包括外层上表面、与外层上表面相配合的外层下表面，所述外层上表面包含前缘，所述外层下表面不包含前缘，所述外层上表面、外层下表面能依次设置在机翼模型外表面上；

所述夹紧装置的末端与等直段之间采用插入式联接并通过销钉紧固。

2.根据权利要求1所述保真外形双翼支撑机构，其特征在于，所述内层上表面与内层下表面之间设置有内层间隙，所述外层上表面与外层下表面之间设置有外层间隙，所述内层间隙、外层间隙分别位于机翼模型下方。

3.根据权利要求1或2所述保真外形双翼支撑机构，其特征在于，所述夹紧内层采用柔性金属材料制成，所述夹紧外层采用刚性金属材料制成。

4.根据权利要求3所述保真外形双翼支撑机构，其特征在于，所述夹紧内层采用铜质材料制成，所述夹紧外层采用钢制金属材料制成。

5.根据权利要求1~4任一项所述保真外形双翼支撑机构的安装方法，其特征在于，包括如下步骤：

（1）先将内层上表面、内层下表面设置在机翼模型外表面上，内层上表面与内层下表面之间留有一定间隙；再将外层上表面、外层下表面设置在夹紧内层上，外层上表面与外层下表面之间留有一定间隙；所述内层上表面与内层下表面构成夹紧内层，所述外层上表面与外层下表面构成夹紧外层；然后，通过销钉将夹紧内层、夹紧外层与机翼定位，利用螺钉拉紧使夹紧内层变形，确保夹紧内层与机翼模型间联接紧密；所述夹紧内层、夹紧外层构成夹紧装置；

所述夹紧装置设置在机翼展长60~65%位置处；沿机翼模型前缘至机翼模型后缘的方向，所述夹紧外层在机翼模型前缘至60%当地弦长处采用等比例放大，所述夹紧外层在机翼模型60%当地弦长至机翼模型后缘处采用加厚处理；

（2）所述夹紧装置与等直段之间采用插入式联接，通过销钉紧固；

（3）待步骤2完成后，将等直段与U型支架之间通过拉紧螺母联接，并通过铅垂调整位置后顶紧固定，以保证机翼模型两侧安装后在同一轴线位置；

待机翼模型一侧支撑机构安装完成后，在机翼模型另一侧安装支撑机构，即可。

6.前述权利要求1~4任一项所述机构在机翼模型纵向变迎角试验中的应用。

7.根据权利要求6所述的应用，其特征在于，将该机构应用于大展弦比构型、无短舱飞机模型风洞试验中。

8.根据权利要求6或7所述的应用，其特征在于，将该机构用于大展弦比运输机、大展弦比轰炸机、大展弦比无人机的风洞模型试验中。

Images