CN110849576A - 攻角可调节的可变形机翼的风洞测试装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种攻角可调节的可变形机翼的风洞测试装置。本发明解决了现有的风洞试验测试装置存在的使用成本高、安装不便利、调节不灵活、结构复杂等缺点。本发明在机械上由风洞框架、角铁、天平平台、测力传感器、转盘、轴套、可变形机翼测试翼段等部分组成，带有弧形槽的转盘使得机翼的攻角调节更为便捷。实验数据测量与采集部分由数据采集卡、工控机、上位机、监控机、A/D转换、D/A转换、控制系统、动态应变仪、舵机、低通滤波器等设备组成，并由CAN‑BUS总线相连。相对于现有技术，本发明的机械装置具有安装简便、操作便捷、可靠性高等优点，而数据采集技术具有传输高效、结果直观、存储合理等优点。

Description

攻角可调节的可变形机翼的风洞测试装置

技术领域

本发明涉及一种攻角可调节的可变形机翼的风洞测试装置，属于力学测量设备领域

背景技术

众所周知，常规固定机翼的几何外形是根据飞行器特定的飞行任务、高度、马赫数和飞机重量进行设计的，其通常只对一个设计点是最优化的，而对其它设计点进行折中处理。变形机翼可以随着外界飞行环境的变化气动外形，从而使飞行器在整个飞行过程中始终保持最优的气动特性，这将会极大的提高飞行器的适用性和利用率。成为飞行器性能改进和新一代飞行器突破性发展的重要源泉，具有重要的研究价值。

在变形机翼的整个研究过程当中，风洞实验起到了至关重要的作用，为其总体参数设计、气动优化、结构设计等提供了详实的第一手数据。一方面需要风洞实验评估变形机翼的变形性能。主要是考虑到两点，第一点是因为变形机翼气动外形受限于真实结构变形，与理想气动状态存在偏差。第二点是在气动载荷作用下，机翼会发生弹性变形，其变形性能会受到影响。

另一方面，需要风洞实验进行可靠性验证，这主要考虑到变形机翼结构复杂，技术成熟度低。

对于变形机翼的风洞试验，需要获取的升力、阻力、俯仰力矩随着攻角的变化关系，并绘制出极曲线，以推算出翼型或飞行器的升力特性、失速特性、俯仰稳定性、俯仰运动的模态等等。因此在风洞试验当中，需要多次调节机翼弦线相对于来流的攻角。但是，大多风洞试验支撑装置具有使用成本高、安装不便利、调节不灵活、结构复杂等缺点，因此对于实验操作人员提出了很高的要求，并使得风洞试验耗费人力物力时间等成本，不能满足变形机翼风洞实验的要求，迫切需要重新设计变形机翼风洞支撑装置。

发明内容

根据本发明的一个方面，提供了一种风洞测试装置，其特征在于包括：

低速风洞,其具有框架，

与框架相连接的L型的角铁，

固定于角铁上的第一天平平台，其中，L型的一面通过螺钉与框架固定连接，L型的另一面通过螺钉与第一天平平台连接，

转盘，用于调节机翼与来流的攻角，

轴套，用于连接转盘与用于测试的可变形机翼，

力学传感器，其被设置在第一天平平台与第二天平平台之间，并通过螺钉与第一天平平台和第二天平平台连接，用于将采集到的升力、阻力、俯仰力矩转化为模拟电压信号，

与转盘连接的第二天平平台，其与第一天平平台通过螺钉连接，

数据采集与试验监控部分，包括：

低通滤波器，用于将天平平台的采集信号中的高频噪声信号滤掉，

数据采集卡，用于以预定的采样频率采集力学传感器产生的模拟电压信号，

A/D转换器，用于将所述模拟电压信号转换成数字信号，

工控上位机，其接收所述数字信号，并根据所述数字信号产生控制指令，该控制指令被传给可变形机翼上的舵机，用于控制可变形机翼的翼型弯度，

监控机，用于实时监控试验数据，保证试验模型的安全。

附图说明

图1是根据本发明的一个实施例的攻角可调节的可变形机翼的风洞测试装置的数据采集部分的整体结构示意图。

图2是根据本发明的一个实施例的攻角可调节的可变形机翼的风洞测试装置的数据采集部分的的局部结构示意图。

图3是根据本发明的一个实施例的攻角可调节的可变形机翼的风洞测试装置的攻角调节转盘的正视图。

图4是根据本发明的一个实施例的攻角可调节的可变形机翼的风洞测试装置的架构图。

图5显示了第二天平平台。

图6显示了攻角调节转盘。

图7显示了根据本发明的一个实施例的数据采集与试验监控系统。

附图标记说明：

1为角铁，2为天平平台，3为测力传感器，4为另一端天平平台，5为转盘，6为轴套，7为可变形机翼测试翼段，8为风洞框架，

7为可变形机翼，9为数据采集卡，10为工控机、上位机，11为监控机，12为A/D转换，13为D/A转换，14为控制系统，15为动态应变仪，16为舵机，17为低通滤波器。

具体实施方式

本发明的目的是提供一种易于安装和使用的风洞测试装置，可以便捷地改变机翼对来流地攻角，并对变形机翼在各种攻角来流下的升力、阻力、俯仰力矩进行测试。

为了解决上述的技术问题，如图1、图2所示，根据本发明的一个实施例的风洞测试装置包括长宽均为1500mm的低速风洞8、固定风洞与测试装置的角铁1、固定于角铁上的可以对机翼受力情况进行测试的测力天平(2,3,4)、可以灵活调节机翼与来流攻角的钢转盘5、连接机翼与转盘的轴套6以及用于测试的可变形机翼7。

与风洞的框架8相连接的角铁1为L型，L型的一面通过若干(例如三个)螺钉与风洞的框架8固定连接，L型的另一面通过螺钉与测力天平的天平平台2连接。

测力天平包括三个部分：与L型角铁相连的第一天平平台2、力学传感器3和与转盘连接的第二天平平台4。与L型角铁相连的第一天平平台2为凸台造型，凸出面2.1直接与角铁螺钉连接，而平面()上有四个φ8通孔2.2，通过四个M8沉头螺钉连接测力传感器3上的四个φ8通孔3.1。测力传感器3用于将采集到的升力、阻力、俯仰力矩的读数转化为模拟电压信号，并反馈给采集实验数据的数据采集与试验监控系统18。四个M8沉头螺钉(未显示)同样连接另外一侧的天平平台4上的四个φ8通孔4.1(图5)，并连接调节攻角的转盘5。

进一步地，图6中，攻角调节转盘5上有四个中心对称布置的弧形槽5.1，该槽的宽度为8mm，与测力天平上四个固定螺柱的通孔2.2直径一致。转盘5同样为凸台外形，凸起一面则通过四个螺丝与机翼轴套6以及可变形机翼7连接，而平面5.3则印有角度刻度盘(未显示)以便精确到度的角度调节。

进一步地，在风洞试验前调节攻角时，在角铁1、测力天平2、3、4安装在风洞框架8上之后，首先固定住机翼7、轴套6与转盘5，随后只需要按照对应的角度通过转动转盘5使机翼7与来流的相对位置满足对应的攻角，再将螺母安装至弧形槽外伸出的沉头螺钉(未显示)的螺纹上，实现转盘5与测力天平在相对位置上的固定。

进一步地，如图7所示，根据本发明的一个实施例的数据采集与试验监控系统包括稳压电源(未显示)、低通滤波器17、数据采集卡9、工控上位机10和监控机11。稳压电源的作用是给天平平台4供电。低通滤波器17的作用是将天平平台4的采集信号中的高频噪声信号滤掉。数据采集卡9以50Hz的采样频率采集传感器3感受到的模拟电压信号，该模拟电压信号经A/D转换器转换成数字信号，再将该数字信号输入到工控机10，通过工控机10的计算产生控制指令；该控制指令被传给可变形机翼上的舵机16，用于控制可变形机翼7的翼型弯度。监控机11用于实时监控试验数据，保证试验模型的安全。最终，数据采集系统可以将数据采集卡9得到的实验数据反馈给工控上位机10，通过Qt编写的图形界面直观地展示数据，并以sqlite数据库存储数据。

根据本发明的一个实施例，通过CAN-BUS总线系统，将数据采集与监控系统中天平传感器3、数据采集卡9、工控上位机10等各部分高效连接，实现了数据的低延时、大带宽传输。

本发明的有益效果包括：

1、本发明技术方案的攻角可调节的可变形机翼的风洞测试装置同现有的风洞测试装置相比，具有机械方面与电子方面两方面的优点。

2、在机械结构方面，本发明具有结构简单、安装方便、调节灵活、模块化互换性强、装置成本低、可靠性好等优点，可以大幅降低风洞实验的经济成本和时间成本。在这套攻角可调节的可变形机翼的风洞测试装置的机械结构中，最重要的装置之一是带有四个弧形槽的转盘，弧形槽可以调整机翼相对于来流的攻角，而通过螺纹螺母可以固定转盘，操作容易，调节方便。

3、在电子方面，本发明具有传输高效、结果直观、存储合理等优点。CAN-BUS总线系统将传感器数据、舵机、上位机、工控机之间的数据实现了高效传输。数据采集采集卡得到的数据可以实时地直观地反映在图表当中，并以sqlite数据库的形式存储实验数据，数据库文件较通常的文本格式数据文件，具有读写效率更高、占用存储空间更小、易于备份不易失效、方便后续数据处理等优点、

根据本发明的一个实施例，根据本发明的一种可变形机翼的风洞测试装置的构造包括：

步骤一，用三个M10的螺栓和螺母将角铁1固定到风洞壁上。

步骤二，用三个M8的螺栓和螺母将天平平台2和角铁1固连

步骤三，用4个M8的螺栓将天平平台2和测力天平3固连。

步骤四，用4个m5的螺栓螺母将变形机翼轴套和攻角调节转盘固连。

步骤五，用插销将变形机翼和轴套固连。

步骤六，将测力天平和变形机翼与测控系统联连，并进行调试。

步骤七，第四步，选定攻角角度，用4个M8的螺栓穿过弧形槽，将测力天平3和攻角调节转盘5固连。

步骤八，进行吹风实验，进行实验数据。

步骤九，改变攻角，重复第四步，直至所有测试状态完成。

Claims (10)

1.一种风洞测试装置，其特征在于包括：

低速风洞,其具有框架(8)，

与框架(8)相连接的L型的角铁(1)，

固定于角铁(1)上的第一天平平台(2)，其中，L型的一面通过螺钉与框架(8)固定连接，L型的另一面通过螺钉与第一天平平台(2)连接，

转盘(5)，用于调节机翼与来流的攻角，

轴套(6)，用于连接转盘(5)与用于测试的可变形机翼(7)，

力学传感器(3)，其被设置在第一天平平台(2)与第二天平平台(4)之间，并通过螺钉与第一天平平台(2)和第二天平平台(4)连接，用于将采集到的升力、阻力、俯仰力矩转化为模拟电压信号，

与转盘(5)连接的第二天平平台(4)，其与第一天平平台(2)通过螺钉连接，

数据采集与试验监控部分，包括：

低通滤波器(17)，用于将天平平台(4)的采集信号中的高频噪声信号滤掉，

数据采集卡(9)，用于以预定的采样频率采集力学传感器(3)产生的模拟电压信号，

A/D转换器，用于将所述模拟电压信号转换成数字信号，

工控上位机(10)，其接收所述数字信号，并根据所述数字信号产生控制指令，该控制指令被传给可变形机翼上的舵机(16)，用于控制可变形机翼(7)的翼型弯度，

监控机(11)，用于实时监控试验数据，保证试验模型的安全。

2.根据权利要求1所述的风洞测试装置，其特征在于：

所述轴套(6)通过螺钉连接转盘(5)上的孔(5.2)与转盘(5)连接，并插入可变性机翼(7)的主梁进行固定，

第一天平平台(2)为凸台，该凸台的凸出面(2.1)直接与角铁螺钉连接，

该凸台的位于凸台凸出面背面的平面上设有四个第一通孔(2.2)，用于通过沉头螺钉分别连接测力传感器(3)上的四个对应通孔(3.1)，

四个沉头螺钉同样连接另外一侧的

第二天平平台(4)上设有四个第二通孔(4.1)，沉头螺钉通过通孔(4.1)连接调节攻角的转盘(5)上的弧形槽(5.1)，

转盘(5)上设有四个中心对称布置的弧形槽(5.1)，该槽的宽度与四个第一通孔(2.2)、第二通孔(4.1)的直径一致，

转盘(5)为凸台形，其凸起的一面的四个通孔(5.2)通过四个螺丝与轴套(6)及可变形机翼(7)连接。

3.根据权利要求2所述的风洞测试装置，其特征在于：

在进行风洞试验前调节攻角时，在角铁(1)、第一天平平台(2)、力学传感器(3)、第二天平平台(4)安装在框架(8)上之后，固定住机翼(7)、轴套(6)与转盘(5)，

随后，按照对应的角度通过转动转盘(5)使机翼(7)与来流的相对位置满足对应的攻角，

再将螺母安装至弧形槽(5.1)外伸出的沉头螺钉上，从而实现转盘(5)与第一天平平台(2)在相对位置上的固定。

4.根据权利要求2所述的风洞测试装置，其特征在于：

转盘(5)的平面(5.3)印有角度刻度盘，以便精确到度的角度调节。

5.根据权利要求1-4之一所述的风洞测试装置，其特征在于进一步包括：

稳压电源，用于给第二天平平台(4)供电。

6.根据权利要求1-4之一所述的风洞测试装置，其特征在于：

数据采集卡(9)采集的信号被工控上位机(10)通过Qt编写的图形界面直观地进行展示，并以sqlite数据库存储数据。

7.根据权利要求1-4之一所述的风洞测试装置，其特征在于：

通过CAN-BUS总线系统，将力学传感器(3)、数据采集卡(9)、工控上位机(10)连接，以实现数据的低延时、大带宽传输。

8.基于根据权利要求1或2所述的风洞测试装置的风洞测试方法，其特征在于包括：

在进行风洞试验前调节攻角时，在角铁(1)、第一天平平台(2)、力学传感器(3)、第二天平平台(4)安装在框架(8)上之后，先固定住机翼(7)、轴套(6)与转盘(5)，

随后，按照对应的角度通过转动转盘(5)使机翼(7)与来流的相对位置满足对应的攻角，

再将螺母安装至弧形槽(5.1)外伸出的沉头螺钉上，从而实现转盘(5)与第一天平平台(2)在相对位置上的固定。

9.根据权利要求8所述的风洞测试方法，其特征在于进一步包括：

利用工控上位机(10)，通过Qt编写的图形界面，直观地展示数据采集卡(9)采集的信号，并以sqlite数据库存储数据。

10.根据权利要求8所述的风洞测试方法，其特征在于进一步包括：

通过CAN-BUS总线系统，将力学传感器(3)、数据采集卡(9)、工控上位机(10)连接，以实现数据的低延时、大带宽传输。

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