CN110686857B - 一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统及其状态调整方法 - Google Patents

Abstract

已公开一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统及其状态调整方法，其中，悬挂系统包括第一牵引索、第一牵引装置、第二牵引索和第二牵引装置，以释放除来流方向外的五个自由度；第一牵引装置包括两个升降组件，其分设于飞机模型对称轴所在垂面两侧；每个升降组件用于改变第一牵引索位于该升降组件与飞机模型间的部分同水平面的夹角，以调整飞机模型的姿态。状态调整方法包括通过改变第一牵引索的第一侧部与水平面的夹角和/或第一牵引索的第二侧部与水平面的夹角，改变飞机模型的俯仰姿态和/或滚转姿态。上述技术方案，能够实现在全机颤振试验从低速到高速的过程中调整飞机模型状态以恢复平飞姿态，符合全机颤振风洞试验的基本要求。

Description

一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统及其状态调整方法

技术领域

本发明涉及飞机模型风洞试验领域，具体涉及一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统及其状态调整方法。

背景技术

现有技术中，2016年4月13日公布的中国发明申请CN105486480A公开了一种全机低速颤振模型双索悬挂系统。该系统主要用于低速颤振模型风洞试验，较好地模拟了真实飞机的自由飞行状态，然而，该悬挂系统由于结构固定，无法调整飞机模型的姿态，因此，无法应用于跨越低速至高速的飞机模型颤振试验，例如军机的颤振试验。这是因为，在飞机模型从低速进入高速的过程中，飞机模型的姿态无法保持，必须经过姿态调整才能够符合全机颤振风洞试验的要求。

1966年10月4日公布的美国专利US3276251P公开了一种自由飞机悬浮悬挂系统，是一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统，该悬挂系统必须依靠飞机模型上安装飞行舵面来调控飞机模型的姿态，但这将破坏飞机模型的动力学相似特性，无法在风洞中真实还原飞机在飞行过程中的颤振现象。

发明内容

本发明的目的在于克服背景技术中存在的上述缺陷或问题，提供一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统及其状态调整方法。其能够在不破坏飞机模型的动力学相似特性的前提下，解决因飞机模型在风洞中从低速到高速过程中出现的姿态变化超出颤振试验许用范围而导致颤振试验无法继续进行的问题。

为达成上述目的，采用如下技术方案：

第一技术方案涉及一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统，其包括：第一牵引索，其绕过机身上的水平滑轮以向前或向后牵引飞机模型；第一牵引装置，其牵引第一牵引索，并使第一牵引索在水平投影面上形成第一张角；第二牵引索，其绕过机身上的第一垂直滑轮以与第一牵引索相反的方向牵引飞机模型；和第二牵引装置，其牵引第二牵引索，并使第二牵引索在飞机模型对称轴所在垂直投影面上形成第二张角；其中，所述的第一牵引装置包括：两个升降组件，其分设于飞机模型对称轴所在垂面两侧，每个所述的升降组件用于改变第一牵引索位于该升降组件与飞机模型间的部分同水平面的夹角。

第二技术方案基于第一技术方案，其中，所述的第一牵引装置还包括第一牵引力调整组件，其与第一牵引索串接以调整第一牵引索的牵引力；每个所述的升降组件均包括第一滑块，所述的第一滑块沿垂直方向移动，并与第一牵引索连接或供第一牵引索换向连接第一牵引力调整组件。

第三技术方案基于第二技术方案，其中，所述的第一牵引力调整组件包括弹簧、绞车和重锤中的一种或多种。

第四技术方案基于第一技术方案，其中，每个所述的升降组件包括：索环，其与第一牵引索连接；绞盘，其卷绕但不储存索环；和张紧轮，其与绞盘上下设置，用于张紧索环。

第五技术方案基于第四技术方案，其中，所述的第一牵引装置还包括与第一牵引索串接的第一牵引力调整组件，所述的第一牵引力调整组件采用弹簧。

第六技术方案基于第四技术方案，其中，所述的第一牵引装置还包括两个与升降组件对应的第一牵引力调整组件；每个所述的第一牵引力调整组件均包括第三滑块，其沿垂直方向移动并固接对应的张紧轮。

第七技术方案基于第一技术方案，其中，所述的第二牵引装置包括两个平移组件，其分设于飞机模型对称轴所在水平面上下，每个所述的平移组件用于改变第二牵引索位于该平移组件与飞机模型间的部分同过飞机模型对称轴的垂面的夹角。

第八技术方案基于第七技术方案，其中，所述的第二牵引装置还包括第二牵引力调整组件，其与第二牵引索串接以调整第二牵引索的牵引力；每个所述的平移组件包括第二滑块，其沿垂直于飞机模型对称轴的水平方向移动，并与第二牵引索连接或供第二牵引索换向连接第二牵引力调整组件。

第九技术方案基于第一技术方案，其中，所述的全机颤振风洞试验模型悬挂系统还包括：两个第三牵引索，其分设于飞机模型对称轴两侧，所述的第三牵引索与机身相应侧边固接或绕过机身相应侧边的第二垂直滑轮，以在需要时侧向牵拉飞机模型；和两个第三牵引装置，分别用于张紧或放松第三牵引索，并使第三牵引索张紧时在垂直于飞机模型对称轴的垂直投影面上形成第三张角。

第十技术方案涉及一种全机颤振风洞试验模型状态调整方法，其包括：设置第一牵引索，使其绕过机身上的水平滑轮并向前或向后牵拉飞机模型；第一牵引索在飞机模型对称轴所在垂面两侧分别形成第一侧部和第二侧部；设置第二牵引索，使其绕过机身上的第一垂直滑轮并以与第一牵引索相反的方向牵拉飞机模型；第二牵引索在飞机模型对称轴所在水平面上下分别形成上部和下部；通过改变第一牵引索的第一侧部与水平面的夹角和第一牵引索的第二侧部与水平面的夹角，改变飞机模型的俯仰姿态和/或滚转姿态。

第十一技术方案基于第十技术方案，其还包括：通过改变第二牵引索的上部与飞机模型对称轴所在垂面的夹角和第二牵引索的下部与飞机模型对称轴所在垂面的夹角，改变飞机模型的偏航姿态或改变飞机模型的偏航姿态和滚转姿态。

第十二技术方案基于第十技术方案，其还包括：设置两个第三牵引索，使其分设于飞机模型对称轴两侧，并分别与机身相应侧边固接或绕过机身相应侧边的第二垂直滑轮；在进行颤振风洞试验时，放松两个第三牵引索；在飞机模型剧烈颤振接近临界状态时，张紧两个第三牵引索，使飞机模型改出剧烈颤振状态。

相对于现有技术，上述方案具有的如下有益效果：

要在不破坏飞机模型的动力学相似特性的的前提下，解决因飞机模型在风洞中从低速到高速过程中出现的姿态变化超出颤振试验许用范围而导致颤振试验无法继续进行的问题，就需要能够在不破坏飞机模型的动力学相似性的前提下主动调整飞机模型的恣态。完成这项技术任务的主要的挑战有二个，其一，颤振风洞试验模型悬挂系统应确保提供飞机模型俯仰、偏航、滚转、升沉和侧滑5个方向的自由度；因此，许多在约束更多自由度的技术方案中的姿态调整方法不一定适用。其二，是该悬挂系统应能解耦地完成对俯仰、滚转姿态的调整，而不破坏飞机模型的动力学相似特性。由此，第一技术方案提出了通过两个升降组件分别改变第一牵引索位于该升降组件与其飞机模型间的部分同水平面的夹角的技术手段来解决该问题。其一，该技术手段未增加约束，因此确保了提供5个自由度。其二，由于可以分别控制第一牵引索两侧部分与水平面的夹角，因此可以通过第一牵引索对水平滑轮施加的力矩，进而可以解耦地完成对飞机模型俯仰、滚转姿态的调整。而实验中，在调整俯仰、滚转姿态的过程中，也能够在较小的范围内耦合地调整偏航。

第二技术方案中，采用了牵引力调整组件，这是因为飞机模型姿态调整可能会导致系统刚体模态频率发生变化，如果调整后系统刚体模态频率超出许用范围，则同样无法进行颤振试验；因此，为了达到更好的技术效果，需要通过牵引力调整(可以通过牵引力的调整，也可以通过收索或放索动作完成)来调整系统刚体模态频率，使其落入许用范围。另外，第二技术方案给出了针对第一技术方案中的关键技术手段的具体实现方式，即通过第一滑块直接与第一牵引索连接或者供第一牵引索通过其连接牵引力调整组件，使第一牵引索相应侧部作用于飞机模型水平滑轮的方向发生改变的方式来实现。

第三技术方案提供了第一牵引力调整组件的多种选择。

第四技术方案给出了针对第一技术方案中的关键技术手段的又一种具体实现方式，即通过绞盘带动索环转动，进而带动与索环连接的第一牵引索升降。采用索环相比采用丝杆滑块机构或其他直线移动机构，对风洞气流的干扰更小，造价更低，部署更快，控制也更方便。更为重要的是，用索环取代丝杆滑块机构，悬挂系统的刚体模态频率比较低，有利于颤振试验，也更有利于释放飞机模型的自由度。

第五技术方案给出了通过弹簧来调整第一牵引索牵引力的方案，其相比第四技术方案，能够获得更低的系统刚体模态频率。

第六技术方案给出了通过第三滑块调整张紧轮的位置，进而调整张紧轮与绞盘之间的中心距，从而调整索环对第一牵引索的牵拉力，进而改变第一牵引索对飞机模型牵引力以调整系统刚体模态频率的技术方案。

第七技术方案给出了通过两个平移组件，改变第二牵引索与其连接的部分与过飞机模型对称轴的垂面的夹角的技术手段来解耦地调节偏航角。当然，其也能通过两个平移组件差动产生力矩解耦地调解滚转角。

第八技术方案与第二技术方案类似，解决了在改变偏航角的过程中如何通过改变第二牵引索的牵引力从而使系统刚体模态频率落入许用范围的问题。

第九技术方案进一步地还解决了飞机模型临近颤振危险边界时如何改出的问题。使飞机模型得以在临近颤振危险边界时改出。

第十技术方案描述了如何解耦或耦合地改变俯仰姿态和/或滚转姿态的方法。

第十一技术方案描述了如何解耦或耦合地改变偏航姿态和/或滚转姿态的方法。

第十二技术方案描述了如何利用第三牵引索使飞机模型改出剧烈颤振状态的方法。

附图说明

为了更清楚地说明实施例的技术方案，下面简要介绍所需要使用的附图：

图1为实施例一中全机颤振风洞试验模型悬挂系统的结构示意图；

图2为实施例二中全机颤振风洞试验模型悬挂系统的结构示意图；

图3为实施例三中全机颤振风洞试验模型悬挂系统的结构示意图；

图4为实施例四中全机颤振风洞试验模型悬挂系统的结构示意图。

主要附图标记说明：

第一牵引索1；第一牵引索的第一侧部11；第一牵引索的第二侧部12；

第一牵引装置2；升降组件21；第一滑块211，第一连接件2111，第一滑轮2112；第一丝杆212；第一电机213；索环214；绞盘215；第二电机216；张紧轮217；第一牵引力调整组件22；第一绞车221；第一定滑轮222；第一弹簧223；第三丝杆224；第三电机225；第三滑块226；

第二牵引索3；第二牵引索的上部31；第二牵引索的下部32；

第二牵引装置4；平移组件41；第二滑块411；第二连接件4111；第二滑轮4112；第二丝杆412；第四电机413；第二牵引力调整组件42；第二绞车421；第二定滑轮422；第三定滑轮423；第二弹簧424；第二定向牵拉组件43；第三连接件431；第四定滑轮432；

第三牵引索5；

第三牵引装置6；第三定向牵拉组件61；第四连接件611；第五定滑轮612；第三牵引力调整组件62。

飞机模型7；水平滑轮71；第一垂直滑轮72；第二垂直滑轮73。

具体实施方式

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“第一”、“第二”或“第三”等，都是为了区别不同对象，而不是用于描述特定顺序。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“水平”、“垂直”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系乃基于附图所示的方位和位置关系，且仅是为了便于简化描述，而不是暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或以特定的方位构造和操作。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“固接”或“固定连接”，应作广义理解，即两者之间没有位移关系和相对转动关系的任何连接方式，也就是说包括不可拆卸地固定连接、可拆卸地固定连接、连为一体以及通过其他装置或元件固定连接。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“包括”、“具有”以及它们的变形，意为“包含但不限于”。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“水平滑轮”意指一个或以上的水平转动的定滑轮。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“垂直滑轮”意指一个或以上的垂直转动的定滑轮。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“绞盘”意指能够卷绕绳索但不储存绳索的卷绕装置。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“绞车”意指通过卷绕绳索得以储存或释放绳索的卷绕装置。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“前”是指更靠近机头或在机头前方；术语“后”是指更靠近机尾或在机尾后方；术语“左”和“右”均是指从机尾后方向机头方向观察所得的左舷方向或右舷方向。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“向左偏航”是指从机尾后方向机头方向观察，机头向左偏；同理“向右偏航”是指从机尾后方向机头方向观察，机头向右偏。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“向左滚转“是指从机尾后方向机头方向观察，左舷低右舷高，术语“向右滚转”是指从机尾后方向机头方向观赛，左舷高右舷低。

下面将结合附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

实施例一

参见图1，图1示出了实施例一中全机颤振风洞试验模型悬挂系统的结构。如图1所示，实施例一中，全机颤振风洞试验模型悬挂系统包括：第一牵引索1、第一牵引装置2、第二牵引索3、第二牵引装置4、两个第三牵引索5和两个第三牵引装置6。其中，

第一牵引索1在本实施例中布局在机身后方，当然，第一牵引索1也可以布局在机身前方，这对本悬挂系统的技术效果并不影响。第一牵引索1绕过设置于机身后部的水平滑轮71向后牵引飞机模型。本实施例中，机身上的水平滑轮71包括沿飞机模型对称轴两侧对称布设的两个水平转动的定滑轮。

第一牵引装置2，用于牵引第一牵引索1，并使第一牵引索1在水平投影面上形成第一张角。本实施例中，第一张角系第一牵引索1的第一侧部11在水平投影面上的投影与第二侧部12在水平投影面上的投影形成的夹角。本实施例中，第一牵引装置2包括两个升降组件21和第一牵引力调整组件22，以下分别详细说明：

两个升降组件21分设于飞机模型对称轴所在垂面两侧，每个升降组件21用于改变第一牵引索1与其连接的部分与水平面的夹角。两个升降组件21分别包括：第一滑块211、第一丝杆212和第一电机213。其中，第一滑块211与第一丝杆212形成丝杆滑块机构，使第一滑块211得以沿垂直方向移动。左右两侧的第一滑块211上均设有第一滑轮2112，第一滑轮2112采用万向定滑轮，其作用是供第一牵引索1换向连接第一牵引力调整组件22。第一丝杆212一般装设于风洞侧壁。第一电机213用于驱动第一丝杆212转动，为了精确控制，可以采用伺服电机。

第一牵引力调整组件22包括：分别串接于第一牵引索1两端的第一绞车221和用于换向的第一定滑轮222，第一绞车221通过收放第一牵引索1改变第一牵引索1对飞机模型7的牵引力，进而改变整个系统的刚体模态频率。第一绞车221和第一定滑轮222均设置于风洞底壁。另外，第一绞车221也可以更换为其他为本领域技术人员已知的牵引力调整方案，例如，设置重锤，并通过在重锤上增加砝码来使牵引力保持人为设定的数值，此时重锤需破开风洞壁向下。

本实施例中，第一牵引索1的左侧端部缠绕于左侧的第一绞车221上，第一牵引索1经过左侧的第一定滑轮222换向后，再经过左侧的第一滑块211上的第一滑轮2112换向，绕过机身上的水平滑轮71，再经过右侧的第一滑块211上的第一滑轮2112换向，接着经过右侧的第一定滑轮222换向，最后第一牵引索1的右侧端部缠绕于右侧的第一绞车221上。由此可见，第一牵引索1的第一侧部11与水平面的夹角，是由左侧的第一滑块211的位置和飞机模型7的位置共同决定。第一牵引索1的第二侧部12与水平面的夹角，是由右侧的第一滑块211的位置和飞机模型7的位置共同决定的。通过调整左侧第一滑块211的位置和右侧第一滑块211的位置，就可以调整第一牵引索1的第一侧部11与水平面的夹角和第二侧部12与水平面的夹角。

第二牵引索3在本实施例中布局在机身前方。第二牵引索3绕过设置于机身前部的第一垂直滑轮72向前牵引飞机模型7。当然，第二牵引索3也可以布局于机身后方，关键在于其牵引方向必须与第一牵引索的牵引方向相反，从而悬挂飞机模型7。本实施例中，机身上的第一垂直滑轮72包括沿飞机模型对称轴(过质心)上下对称布设的两个垂直转动的定滑轮，且该两个定滑轮的转动面均过飞机模型对称轴。

第二牵引装置4，用于牵引第二牵引索3，并使第二牵引索3在飞机模型对称轴所在垂直投影面上形成第二张角。本实施例中，第二张角系第二牵引索3的上部31在飞机模型对称轴所在垂直投影面上的投影与下部32在飞机模型对称轴所在垂直投影面上的投影形成的的夹角。本实施例中，第二牵引装置包括第二定向牵拉组件43和第二牵引力调整组件42，以下分别详细说明：

第二定向牵拉组件43包括第三连接件431和第四定滑轮432。其中，第三连接件431位于飞机模型对称轴所在水平面的上方，固定于风洞的顶壁。第三连接件431是现有技术，可以采用铰链、挂钩等。第四定滑轮432位于飞机模型对称轴所在水平面的下方，固定于风洞的底壁，其作用是供第二牵引索3换向连接第二牵引力调整组件42。

第二牵引力调整组件42包括：分别串接于第二牵引索两端的第二弹簧424和第二铰车421以及用于辅助换向的第三定滑轮423。其中，第二绞车421和第三定滑轮423固定于风洞的底壁。

本实施例中，第二牵引索3的上部31的端部连接第二弹簧424，第二弹簧424钩挂于第三连接件431；第二牵引索3绕过第一垂直滑轮72后，经过第四定滑轮432、第三定滑轮423，第二牵引索3的下部32的端部缠绕至第二铰车421上。由此可见，第三连接件431的位置、飞机模型7的位置和第四定滑轮432的位置决定了第二张角。本实施例中，第二牵引索3的上部31与过飞机模型对称轴的垂直投影面的夹角不可人为调整，第二牵引索3的下部与过飞机模型对称轴的垂直投影面的夹角也不可人为调整。

第三牵引索5有两个，分设于飞机模型对称轴两侧，本实施例中，每个第三牵引索5与机身相应侧边固接。因此，第三牵引索5也能够被看成四条，即左上方一条，左下方一条、右上方一条和右下方一条，但无论看成几条，第三牵引索5在需要时均应能够侧向牵拉飞机模型7。

第三牵引装置6有两个，分别对应机身两侧的第三牵引索5。第三牵引装置6用于张紧或放松相应的第三牵引索5，并使第三牵引索5在垂直于飞机模型对称轴的垂直投影面上形成第三张角。本实施例中，第三张角系左侧或右侧的第三牵引索5的上部在垂直于飞机模型对称轴的垂直投影面上的投影和下部在垂直于飞机模型对称轴的垂直投影面上的投影形成的夹角，形成第三张角是为了通过张紧力，使飞机模型7被迫制动，达到改出剧烈颤振的目的。每个第三牵引装置均包括第三定向牵拉组件61和第三牵引力调整组件62。其中，第三定向牵拉组件61包括第四连接件611和第五定滑轮612，其中，第四连接件611也同样可以选用挂钩或铰链等公知的连接件，其固定于风洞的顶壁或侧壁上部。第五定滑轮612固定于风洞的底部或侧壁下部。第三定向牵拉组件61中第四连接件611的位置、第五定滑轮612的位置和飞机模型7的位置共同决定了第三牵引索5的第三张角。第三牵引力调整组件62在本实施例中采用绞车，其固定于风洞底壁或侧壁下部。设置第三牵引力调整组件62的主要目的是实现对第三牵引索5的收放，并通过对第三牵引索5的收放，从而张紧或放松飞机模型7，使飞机模型7获得或失去自由度。

以上介绍了本实施例中的全机颤振风洞试验模型悬挂系统，接下来介绍如何基于该系统，实现对飞机模型姿态变化的改回。

如前所知，在飞机模型7处于风洞中时，在风速由低到高转换的过程中，飞机模型承受风压，可能会改变飞行姿态，从而无法满足颤振风洞试验对飞行姿态的要求。因此，要求能够将飞行姿态改回颤振风洞试验容许的范围内。颤振试验需要放开飞机模型五个自由度，即俯仰、偏航、滚转、升沉和侧滑。其中，升沉和侧滑对颤振试验影响不大，因此，颤振试验主要关注俯仰、偏航、滚转姿态的改回。当然，其中，偏航问题又在其次，即大量的姿态变化中，偏航角改变不大，尤其是很多情况下可以在纠正俯仰角和滚转角后，偏航角可能自动改回许用范围。因此，颤振风洞试验最关注俯仰姿态和滚转姿态的改回。以下逐一介绍。

图1中箭头A给出的观察方向是从机尾后方向机头方向观察。

首先介绍俯仰姿态的改变。在颤振试验过程中，如果发现俯仰姿态发生了变化，例如出现了机头翘起，机尾下沉的情况，则本实施例中，通过控制机尾两侧的两个第一电机213同时驱动两侧的第一丝杆212同向转动，使两侧的第一滑块211同时上升，从而使第一牵引索1的第一侧部11与水平面的夹角以及第一牵引索1的第二侧部12与水平面的夹角同时发生同向变化，在第一牵引索1的张紧力的作用下，促使飞机模型7的机尾向上运动，从而使飞机模型7俯仰姿态改回平飞姿态。

反过来，如果出现了机头下沉，机尾翘起的情况，则在本实施例中，通过控制机尾两侧的两个第一电机213同时驱动两侧的第一丝杆212同向转动，使两侧的第一滑块211同时下降，从而使第一牵引索1的第一侧部11与水平面的夹角以及第一牵引索1的第二侧部12与水平面的夹角同时发生同向变化，在第一牵引索1的张紧力的作用下，促使飞机模型7的机尾向下运动，从而使飞机模型7俯仰姿态改回平飞姿态。

其次介绍滚转姿态的改变。在颤振试验过程中，如果发现滚转姿态发生了变化，例如出现向左滚转，即左翼下沉，右翼翘起的情况，则本实施例中，通过控制机尾两侧的两个第一电机213同时驱动两侧的第一丝杆212反向转动，使左侧的第一滑块211上升，右侧的第一滑块212下降，从而使第一牵引索1的第一侧部11与水平面的夹角以及第一牵引索1的第二侧部12与水平面的夹角同时发生反向变化，在第一牵引索1对飞机模型7施加的力矩的作用下，促使飞机模型7的左翼上升，右翼下降，从而使飞机模型7滚转姿态改回平飞姿态。

反过来，如果出现向右滚转，即左翼翘起，右翼下沉的情况，则在本实施例中，通过控制机尾两侧的两个第一电机213同时驱动两侧的第一丝杆212反向转动，使左侧的第一滑块211下降，右侧的第一滑块211上升，从而使第一牵引索1的第一侧部11与水平面的夹角以及第一牵引索1的第二侧部12与水平面的夹角同时发生反向变化，在第一牵引索1对飞机模型7施加的力矩的作用下，促使飞机模型7的左翼下降，右翼上升，从而使飞机模型7滚转姿态改回平飞姿态。

以下介绍如何调整俯仰和滚转姿态。

例如，在颤振试验过程中，如果发现飞机模型7同时出现上仰和向左滚转，本实施例提供了两种改变姿态的方法，使飞机模型7改回平飞姿态。

其一先将俯仰姿态改回颤振试验许用范围，再将滚转姿态改回颤振试验许用范围。这种方法的各个具体步骤前面已有详细介绍，在此不再赘述。

其二是先控制右侧的第一滑块211保持不动，同时控制左侧的第一滑块211上升，此时能够同时改善上仰和向左滚转问题，直至其中一个姿态已经改回到许用范围，再控制另一姿态改回。

接下来就如何改变其他的俯仰与滚转耦合的姿态作介绍：

如果发现飞机模型7同时出现上仰和向右滚转，则控制右侧的第一滑块211上升，同时控制左侧的第一滑块211保持不动，此时，能够同时改善上仰和向右滚转问题，直至其中一个姿态已经改回到许用范围，再控制另一姿态改回。

如果发现飞机模型7同时出现下俯和向左滚转，则控制左侧的第一滑块211保持不动，同时控制右侧的第一滑块211下降，此时，能够同时改善下俯和向左滚转问题，直至其中一个姿态已经改回到许用范围，再控制另一姿态改回。

如果发现飞机模型7同时出现下俯和向右滚转，则控制左侧的第一滑块211下降，同时控制右侧的第一滑块211保持不动，此时，能够同时改善下俯和向右滚转问题，直至其中之一姿态已经改回到许用范围，再控制另一姿态改回。

另外，如果出现滚转姿态和偏航姿态同时超出许用范围，则按照上述俯仰姿态和滚转姿态耦合的情况进行姿态调整，大多数情况下，偏航姿态也能够改回许用范围，从而使飞机模型7的姿态改回平飞状态。

当然，在以上调整姿态的过程中应注意第一牵引索1的牵引力，如果牵引力由于第一滑块211上升或下降导致过大或过小，则需要控制第一牵引力调整组件22放绳或收绳以使整个系统的刚体模态频率处于许用范围内。

接下来介绍如何在飞机模型7颤振接近临界状态时改出剧烈颤振。在颤振风洞试验正常进行时，应控制第三牵引力调整组件62放松第三牵引索5，使第三牵引索5对飞机模型没有约束力。而如果飞机模型7剧烈颤振接近危险边界时，应控制第三牵引力调整组件62张紧第三牵引索5，由于第三牵引索5与飞机模型7固接，因此第三牵引索5对飞机模型7产生约束，促使飞机模型7改出剧烈颤振状态。在飞机模型7改出剧烈颤振状态后，再视情况决定是否放松第三牵引索5。

综上所述，实施例一中的颤振风洞试验模型悬挂系统，可以实现对飞机模型俯仰姿态和/或滚转姿态的改回，并一定程度上也能够改善偏航姿态，使大部分因飞机模型7在风洞中从低速到高速过程中出现的姿态变化超出颤振试验许用范围而导致的无法继续进行颤振试验的问题得到解决。同时，还能够通过调整第一牵引索1的牵引力，保证系统刚体模态频率处于颤振试验的许用范围。

实施例二

参见图2，图2示出了实施例二中的全机颤振风洞试验模型悬挂系统的结构图。如图2所示，实施例二中的全机颤振风洞试验模型悬挂系统与实施例一中的全机颤振风洞试验模型悬挂系统的主要不同点如下：

一、左侧的第一滑块211设有第一连接件2111，而不是设有第一滑轮2112，其中，第一连接件2111可以采用铰链或挂钩等各种已知的连接件，其作用则是直接与第一牵引索1的左侧的一端连接。由于第一连接件2111直接与第一牵引索1的左侧的一端直接连接，因此，左侧也就不再设有第一牵引力调整组件22，包括左侧的第一绞车221及第一定滑轮222均不再存在。

二、右侧的第一牵引力调整组件22取消了第一定滑轮222，而第一牵引索1的第二侧部12经过右侧的第一滑块221上的第一滑轮2212后，直接缠绕在第一绞车221上。

三、第二牵引装置4不再设有第二定向牵拉组件43，而是设有两个平移组件41，这两个平移组件41分设于飞机模型对称轴所在水平面的上下，每个平移组件41用于改变第二牵引索3与其连接的部分与过飞机模型对称轴的垂面的夹角。两个平移组件41分别包括：第二滑块411、第二丝杆412和第四电机413。其中，第二滑块411与第二丝杆412形成丝杆滑块机构，使第一滑块211得以沿垂直于飞机模型对称轴的水平方向移动。上方的第二滑块411上设有第二连接件4111，第二连接件4111可以采用铰链或挂钩等各种已知的连接件，其作用是直接与第二牵引索3的上部的一端连接。下方的第二滑块411上设有第二滑轮4112，第二滑轮4112采用万向定滑轮，其作用是供第二牵引索3换向连接第二牵引力调整组件42，上方的第二丝杆412装设于风洞顶壁，下方的第二丝杆412装设于风洞底壁，第四电机413用于驱动第二丝杆412转动，为了精确控制，可以采用伺服电机。由此，而第二连接件4111的位置、飞机模型7的位置和第二滑轮4112的位置也决定了第二张角。而本实例中第二牵引索3的上部与飞机模型对称轴所在的垂面的夹角由上方的第二滑块411所在的位置与飞机模型7所在的位置决定；第二牵引索3的下部与飞机模型对称轴所在的垂面的夹角由下方的第二滑块411所在的位置与飞机模型7所在的位置决定。

四、本实施例中，第二牵引力调整组件42不再设有第二弹簧424，改由第二牵引索3直接连接第二连接件4111。另外，实施例一中的第三定滑轮423改为第二定滑轮422，其不同点是换向的方向不同。由此，第二牵引索3的上部的端部与第二连接件4111连接后，第二牵引索3绕过机身前部的第一垂直滑轮72，再经过下方的第二滑块411的第二滑轮4112，再经过第二定滑轮422，缠绕至第二绞车421。

五、第三牵引索5并不与飞机模型7相应的侧边固接，而是绕过飞机模型7机身相应侧边的第二垂直滑轮73。其中两个第二垂直滑轮73的转动面垂直于飞机模型对称轴。一般而言，两个第二垂直滑轮73的轮心连线应过飞机模型7的质心。同样，张紧第三牵引索5将约束飞机模型7的自由度，而放松第三牵引索5则将使飞机模型7获得自由度。

以上介绍了本实施例中的全机颤振风洞试验模型悬挂系统，应当看到，虽然本实施例中第一牵引装置2与实施例一中有所不同，但并没有本质差别，只是为了展示不同的设计方案。接下来介绍如何基于本实施例的系统，实现对飞机模型7姿态变化的改回。

首先，对于滚转姿态、俯仰姿态的解耦姿态调整与实施例一中的姿态调整方法并无任何不同。其次，滚转姿态、俯仰姿态的耦合姿态调整与实施例一中的姿态调整方法也无任何不同。实施例二与实施例一姿态调整方法的不同点在于解耦的偏航姿态的调整，以及耦合的偏航姿态与俯仰姿态的调整、耦合的偏航姿态与滚转姿态的调整以及耦合的俯仰、滚转、偏航姿态的调整。

图2中箭头A给出的观察方向是从机尾后方向机头方向观察。

首先介绍偏航姿态的改变。在颤振试验过程中，如果发现偏航姿态发生了变化，例如出现了机头偏左，机尾偏右的情况，则本实施例中，通过控制机头前方的两个第四电机413同时驱动上下的第二丝杆412同向转动，使上下的第二滑块411同时向右，从而使第二牵引索3的上部31与过飞机模型对称轴的垂面的夹角以及第二牵引索3的下部32与过飞机模型对称轴的垂面的夹角发生同向变化，在第二牵引索3的张紧力的作用下，促使飞机模型7的机头向右运动，从而使飞机模型7的偏航姿态改回许用范围。

反过来，如果出现了机头偏右，机尾偏左的情况，则在本实施例中，通过控制机头前方的两个第四电机413同时驱动上下的第二丝杆412同向转动，使上下的第二滑块411同时向左，从而使第二牵引索3的上部31与过飞机模型对称轴的垂面的夹角以及第二牵引索3的下部32与过飞机模型对称轴的垂面的夹角发生同向变化，在第二牵引索3的张紧力的作用下，促使飞机模型7的机头向左运动，从而使飞机模型7的偏航姿态改回许用范围。

其次介绍如何调整偏航姿态与俯仰姿态。

例如，在颤振试验过程中，如果发现飞机模型7同时出现了偏航姿态与俯仰姿态的改变，为了改回至许用范围，应先如实施例一所介绍的方法调整俯仰姿态行，再用上述方法调整偏航姿态，从而使飞机模型7的偏航姿态与俯仰姿态改回许用范围。

以下介绍如何调整偏航姿态与滚转姿态。

例如，在颤振试验过程中，如果发现飞机模型7同时出现向左偏航和向左滚转，本实施例提供了两种改变姿态的方法，使飞机模型7飞行姿态改回平飞姿态。

其一先将滚转姿态改回颤振试验许用范围，再将偏航姿态改回颤振试验许用范围。这种方法的各个具体步骤前面已有详细介绍，此不再赘述。

其二是先控制下部的第二滑块411保持不动，同时控制上部的第二滑块411向右运动，此时能够同时改善向左滚转问题和向左偏航问题，直至其中一个姿态已经改回到许用范围，再控制另一个姿态改回。

接下来就如何改变其他的滚转与偏航耦合的姿态作介绍：

如果发现飞机模型7同时出现向左偏航和向右滚转，则控制上部的第二滑块411保持不动，同时控制下部的第二滑块411向右运动，此时，能够同时改善向右滚转问题和向左偏航问题，直至其中一个姿态已经回到许用范围，再控制另一姿态改回。

如果发现飞机模型7同时出现向右偏航和向左滚转，则控制上部的第二滑块411保持不动，同时控制下部的第二滑块411向左运动，此时，能够同时改善向右偏航问题和向左滚转问题，直至其中一个姿态已经回到许用范围，再控制另一姿态改回。

如果发现飞机模型7同时出现向右偏航和向右滚转，则控制下部的第二滑块411保持不动，同时控制上部的第二滑块411向左运动，此时，能够同时改善向右偏航问题和向右滚转问题，直至其中一个姿态已经回到许用范围，再控制另一姿态改回。

最后介绍如何改变耦合的偏航姿态、俯仰姿态和滚转姿态。

在颤振试验过程中，如果发现飞机模型7同时发生了偏航姿态的改变、俯仰姿态的改变和滚转姿态的改变，则先用实施例一中介绍的方式先处理耦合的俯仰姿态与滚转姿态的改变，处理完后，如果偏航姿态还未改回，则解耦地改变偏航姿态，直至偏航姿态、俯仰姿态和滚转姿态全部改回许用范围。

当然，在以上调整姿态的过程中应注意第一牵引索1的牵引力和第二牵引索3的牵引力，如果牵引力由于第一滑块211上升或下降和/或第二滑块411左移或右移导致过大，则需要控制第一牵引力调整装置22或第二牵引力调整装置42放绳或收绳以使整个系统的刚体模态频率改回至许用范围内。

在实施例二中，第三牵引索5的作用与实施例一并无不同，在此不再赘述。

综上所述，实施例二中的该系统，可以实现对飞机模型俯仰姿态、滚转姿态和偏航姿态的改回，使因飞机模型在风洞中从低速到高速过程中出现的姿态变化超出颤振试验许用范围而导致的无法继续进行颤振试验的问题得到彻底解决。同时，还能够通过调整第一牵引索1的牵引力和第二牵引索3的牵引力，保证系统刚体模态频率处于颤振试验的许用范围。

实施例三

参见图3，图3示出了实施例三中的全机颤振风洞试验模型悬挂系统的结构图。如图3所示，实施例三中的全机颤振风洞试验模型悬挂系统与实施例二中的全机颤振风洞试验模型悬挂系统的主要不同点集中在第一牵引装置2的不同上，其他部分完全相同。

在实施例三中，第一牵引装置2包括两个升降组件21和牵引力调整组件22，其中每个升降组件21包括索环214、绞盘215、第二电机216和张紧轮217。其中，绞盘215固定于风洞侧壁，绞盘215卷绕但不储存索环214；第二电机216用于驱动绞盘215；张紧轮217位于绞盘下方，并设置于风洞侧壁，其用于张紧索环214。牵引力调整组件22为第一弹簧223。第一牵引索1的第一侧通过第一弹簧223连接左侧索环214，第一牵引索1绕过飞机模型7的水平滑轮71后，第一牵引索1的第二侧连接右侧索环214。

在实施例三中，第一弹簧223起到了牵引力调整作用，但无法人为地调整牵引力大小。

由于实施例三中通过绞盘215带动索环214转动，进而带动与索环214连接的第一牵引索1升降，因此相比采用丝杆滑块机构，对风洞气流的干扰更小，造价更低，部署更快，控制也更方便。更为重要的是，用索环214取代丝杆滑块机构，悬挂系统的刚体模态频率为比较低，有利于颤振试验，也更有利于释放飞机模型的自由度。而通过第一弹簧223来调整第一牵引索1的牵引力，也能够获得更低的系统刚体模态频率。

实施例三调整偏航姿态、滚转姿态和俯仰姿态的方式与实施例二并无很大不同。唯一不同的是，实施例二中，第一电机213驱动第一滑块211上移或下降从而带动第一牵引索1的第一侧部11或第二侧部12上下，在实施例三中被改变为第二电机216驱动绞盘215和索环214转动，使第一牵引索1的第一侧部11或第二侧部12上下。除此之外，实施例三中调整飞机模型7的姿态的策略与实施例二完全相同。

实施例四

参见图4，图4示出了实施例四中的全机颤振风洞试验模型悬挂系统的结构图。如图4所示，实施例四中的全机颤振风洞试验模型悬挂系统与实施例三中的全机颤振风洞试验模型悬挂系统的主要不同点集中在第一牵引装置2的不同上，其他部分完全相同。

实施例四中，第一牵引装置2同样包括两个升降组件21和两个与升降组件21对应的第一牵引力调整组件22。实施例四的升降组件21与实施例三中的升降组件21唯一不同的是，实施例四中的绞盘215和第二电机216设置于下部，而张紧轮217设置于上部。实施例四中的牵引力调整组件22则有很大不同。在实施例四中，每个牵引力调整组件22包括第三丝杆224、第三电机225和第三滑块226。其中，第三丝杆224设置于风洞侧壁并垂直设置。第三电机225则驱动第三丝杆224转动，第三滑块226与第三丝杆224构成丝杆滑块机构，且第三滑块226与对应的张紧轮217固接。采用实施例四的技术方案，当需要收紧第一牵引索1或增大第一牵引索1的牵引力时，控制第三电机225转动，带动第三滑块226和张紧轮217远离绞盘215，则索环214被张得更紧，对第一牵引索1的牵引力加大。当需要放松第一牵引索1或降低第一牵引索1的牵引力时，控制第三电机225转动，带动第三滑块226和张紧轮217靠近绞盘215，则索环214变得相对松驰，对第一牵引索1的牵引力减小。

实施例四中，调整偏航姿态、滚转姿态和俯仰姿态的方式以及改出剧烈颤振的方式与实施例三完全相同。在此不再赘述。

上述说明书和实施例的描述，用于解释本发明保护范围，但并不构成对本发明保护范围的限定。

Claims (12)

1.一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统，其包括：

第一牵引索，其绕过机身上的水平滑轮以向前或向后牵引飞机模型；

第一牵引装置，其牵引第一牵引索，并使第一牵引索在水平投影面上形成第一张角；

第二牵引索，其绕过机身上的第一垂直滑轮以与第一牵引索相反的方向牵引飞机模型；和

第二牵引装置，其牵引第二牵引索，并使第二牵引索在飞机模型对称轴所在垂直投影面上形成第二张角；

其特征是，所述的第一牵引装置包括：

两个升降组件，其分设于飞机模型对称轴所在垂面两侧，每个所述的升降组件用于改变第一牵引索位于该升降组件与飞机模型间的部分同水平面的夹角。

2.如权利要求1所述的一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统，其特征是：

所述的第一牵引装置还包括第一牵引力调整组件，其与第一牵引索串接以调整第一牵引索的牵引力；

每个所述的升降组件均包括第一滑块，所述的第一滑块沿垂直方向移动，并与第一牵引索连接或供第一牵引索换向连接第一牵引力调整组件。

3.如权利要求2所述的一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统，其特征是，所述的第一牵引力调整组件包括弹簧、绞车和重锤中的一种或多种。

4.如权利要求1所述的一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统，其特征是，每个所述的升降组件包括：

索环，其与第一牵引索连接；

绞盘，其卷绕但不储存索环；和

张紧轮，其与绞盘上下设置，用于张紧索环。

5.如权利要求4所述的一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统，其特征是，所述的第一牵引装置还包括与第一牵引索串接的第一牵引力调整组件，所述的第一牵引力调整组件采用弹簧。

6.如权利要求4所述的一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统，其特征是，所述的第一牵引装置还包括两个与升降组件对应的第一牵引力调整组件；每个所述的第一牵引力调整组件均包括第三滑块，其沿垂直方向移动并固接对应的张紧轮。

7.如权利要求1所述的一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统，其特征是，所述的第二牵引装置包括两个平移组件，其分设于飞机模型对称轴所在水平面上下，每个所述的平移组件用于改变第二牵引索位于该平移组件与飞机模型间的部分同过飞机模型对称轴的垂面的夹角。

8.如权利要求7所述的一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统，其特征是：

所述的第二牵引装置还包括第二牵引力调整组件，其与第二牵引索串接以调整第二牵引索的牵引力；

每个所述的平移组件包括第二滑块，其沿垂直于飞机模型对称轴的水平方向移动，并与第二牵引索连接或供第二牵引索换向连接第二牵引力调整组件。

9.如权利要求1所述的一种全机颤振风洞试验模型悬挂系统，其特征是，所述的全机颤振风洞试验模型悬挂系统还包括：

两个第三牵引索，其分设于飞机模型对称轴两侧，所述的第三牵引索与机身相应侧边固接或绕过机身相应侧边的第二垂直滑轮，以在需要时侧向牵拉飞机模型；和

两个第三牵引装置，分别用于张紧或放松相应的第三牵引索，并使第三牵引索张紧时在垂直于飞机模型对称轴的垂直投影面上形成第三张角。

10.一种全机颤振风洞试验模型状态调整方法，其特征是，包括：

设置第一牵引索，使其绕过机身上的水平滑轮并向前或向后牵拉飞机模型；第一牵引索在飞机模型对称轴所在垂面两侧分别形成第一侧部和第二侧部；

设置第二牵引索，使其绕过机身上的第一垂直滑轮并以与第一牵引索相反的方向牵拉

飞机模型；第二牵引索在飞机模型对称轴所在水平面上下分别形成上部和下部；

通过改变第一牵引索的第一侧部与水平面的夹角和第一牵引索的第二侧部与水平面的夹角，改变飞机模型的俯仰姿态和/或滚转姿态。

11.如权利要求10所述的一种全机颤振风洞试验模型状态调整方法，其特征是，还包括：

通过改变第二牵引索的上部与飞机模型对称轴所在垂面的夹角和第二牵引索的下部与飞机模型对称轴所在垂面的夹角，改变飞机模型的偏航姿态或改变飞机模型的偏航姿态和滚转姿态。

12.如权利要求10所述的一种全机颤振风洞试验模型状态调整方法，其特征是，还包括：

设置两个第三牵引索，使其分设于飞机模型对称轴两侧，并分别与机身相应侧边固接或绕过机身相应侧边的第二垂直滑轮；

在进行颤振风洞试验时，放松两个第三牵引索；

在飞机模型剧烈颤振接近临界状态时，张紧两个第三牵引索，使飞机模型改出剧烈颤振状态。

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