CN110887633A - 一种弹性阵风响应风洞试验装置 - Google Patents

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Abstract

本发明实施例公开了一种弹性阵风响应风洞试验装置，包括：机翼、转接件、机翼连接件和试验支持件，试验支持件包括导轨、分别设置于导轨两端的支撑底座，嵌套在导轨上的滑动组件；机翼包括对称设置的左部机翼和右部机翼，转接件包括左部机翼转接件和右部机翼转接件，左部机翼通过左部机翼转接件设置于机翼连接件的一侧，右部机翼通过右部机翼转接件设置于机翼连接件的另一侧，机翼连接件和转接件套接在滑动组件的外部，通过滑动组件在导轨轴向上的滑动带动机翼运动。本发明实施例解决了现有刚性模型形式的阵风响应模型，无法对阵风响应试验中的弹性情况进行模拟，以及模型支持方式单一，不能满足多种边界条件下的阵风响应试验的问题。

Description

一种弹性阵风响应风洞试验装置
技术领域
本申请涉及但不限于气动弹性试验技术领域，尤指一种弹性阵风响应风洞试验装置。
背景技术
飞行(尤其是大型飞机)在飞行过程中，遭遇阵风的情况下，飞机会产生较大响应，对飞机结构和乘客带来安全隐患，因此，通过试验模型验证阵风情况下的响应对飞行安全具有重要意义。
由于目前的阵风响应模型以刚性模型为主，而大型飞机在飞行过程弹性变形较大，上述刚性模型没有考虑弹性影响；并且模型的支持方式单一，不能满足多种边界条件下的阵风响应试验。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种弹性阵风响应风洞试验装置，以解决现有刚性模型形式的阵风响应模型，无法对阵风响应试验中的弹性情况进行模拟，以及模型支持方式单一，不能满足多种边界条件下的阵风响应试验的问题。
本发明实施例提供一种弹性阵风响应风洞试验装置，包括：机翼、转接件、机翼连接件和试验支持件，所述试验支持件包括导轨、分别设置于导轨两端的支撑底座，嵌套在导轨上的滑动组件；
所述机翼包括对称设置的左部机翼和右部机翼，所述转接件包括左部机翼转接件和右部机翼转接件，所述左部机翼通过左部机翼转接件设置于所述机翼连接件的一侧，所述右部机翼通过右部机翼转接件设置于所述机翼连接件的另一侧，所述机翼连接件和所述转接件套接在所述滑动组件的外部，通过所述滑动组件在导轨轴向上的滑动带动机翼运动。
可选地，如上所述的弹性阵风响应风洞试验装置中，所述左部机翼和所述右部机翼分别包括：机翼前缘、机翼后缘，设置于机翼前缘和机翼后缘之间的多个翼肋，以及穿过所述多个翼肋的机翼梁，所述机翼梁接近所述导轨的一端设置有连接孔。
可选地，如上所述的弹性阵风响应风洞试验装置中，所述机翼梁采用三段阶梯式扁平梁，所述机翼梁位于机翼中接近机翼前缘的位置。
可选地，如上所述的弹性阵风响应风洞试验装置中，所述左部机翼转接件和所述右部机翼转接件，分别包括具有凸台的圆盘，垂直设置在圆盘上的转接平板，所述的圆盘和转接平板上均设置有连接孔；
所述左部机翼通过其机翼梁上的连接孔、左部机翼转接件的转接平板上的连接孔以及紧固件与所述左部机翼转接件连接，所述右部机翼通过其机翼梁上的连接孔、右部机翼转接件的转接平板上的连接孔以及紧固件与所述右部机翼转接件连接。
可选地，如上所述的弹性阵风响应风洞试验装置中，
所述凸台中设置有弧形限位孔，所述弧形限位孔内插设有限位销，所述限位销用于限制机翼俯仰运动的角度；其中，所述限位销通过螺栓紧固的情况下，机翼不能进行俯仰运动。
可选地，如上所述的弹性阵风响应风洞试验装置中，所述机翼连接件包括：通过左部机翼转接件的圆盘上的连接孔设置在所述左部机翼转接件前后两侧的前连接支持板和后连接支持板，通过右部机翼转接件的圆盘上的连接孔设置在所述右部机翼转接件前后两侧的前连接支持板和后连接支持板；
两个前连接支持板的端部之间设置有前连接杆，两个后连接支持板的端部之间设置有后连接杆，两个前连接支持板、左部机翼转接件、两个后连接支持板、右部机翼转接件，以及前连接杆和后连接杆形成的环形结构嵌套在所述滑动组件的外部，且通过所述机翼连接件和所述转接件连接的左部机翼和右部机翼同步运动。
可选地，如上所述的弹性阵风响应风洞试验装置中，所述试验支持件中的滑动组件包括：连接框，设置在连接框内侧、且与导轨接触的滑块，分别设置在连接框相对两侧的连接轴承，一侧连接轴承通过左部机翼转接件与左部机翼相连接，另一侧连接轴承通过右部机翼转接件与右部机翼相连接；
所述滑动组件，用于通过所述滑块在导轨的轴向上滑动。
可选地，如上所述的弹性阵风响应风洞试验装置中，所述滑动组件还包括：分别设置在连接框沿导轨轴向上的固定吊环；
所述滑动组件，还用于通过钢索和所述固定吊环与风洞地面和风洞顶壁固定，使得所述滑动组件和机翼的位置固定。
本发明实施例提供的弹性阵风响应风洞试验装置，通过多种支撑方式可以对弹性阵风响应风洞试验中的多种情况进行模拟，为一种具有多种支撑方式的弹性阵风响应风洞试验模型；该模型(即弹性阵风响应风洞试验装置)不仅考虑了弹性影响，其弹性频率与阵风发生频率接近；而且能够提供多种约束方式，可以进行不同约束状态下的阵风响应试验；另外，通过转接件的设计可以重复利用支持系统。
附图说明
附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。
图1为本发明实施例提供的一种弹性阵风响应风洞试验装置的结构示意图；
图2为本发明实施例提供的弹性阵风响应风洞试验装置中一种试验支持件的结构示意图；
图3为本发明实施例提供的弹性阵风响应风洞试验装置中一种机翼的结构示意图；
图4为本发明实施例提供的弹性阵风响应风洞试验装置中一种转接件的结构示意图；
图5为本发明实施例提供的弹性阵风响应风洞试验装置中一种机翼连接件的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
图1为本发明实施例提供的一种弹性阵风响应风洞试验装置的结构示意图。本实施例提供的弹性阵风响应风洞试验装置可以包括：机翼1、转接件2、机翼连接件3和试验支持件4。
如图2所示，为本发明实施例提供的弹性阵风响应风洞试验装置中一种试验支持件的结构示意图，试验支持件4包括导轨42、分别设置于导轨42两端的支撑底座41，嵌套在导轨42上的滑动组件(包括图中的43到46)；
参考图1和图2所示，机翼1包括对称设置的左部机翼和右部机翼，转接件2包括左部机翼转接件和右部机翼转接件，左部机翼通过左部机翼转接件设置于机翼连接件3的一侧，右部机翼通过右部机翼转接件设置于机翼连接件3的另一侧，机翼连接件3和转接件2套接在滑动组件的外部，通过滑动组件在导轨42轴向上的滑动带动机翼1运动。
可选地，图3为本发明实施例提供的弹性阵风响应风洞试验装置中一种机翼的结构示意图，本发明实施例中的左部机翼11和右部机翼12分别包括：机翼前缘12、机翼后缘13，设置于机翼前缘12和机翼后缘13之间的多个翼肋14，以及穿过多个翼肋14的机翼梁11，机翼梁11接近导轨的一端设置有连接孔15。
可选地，本发明实施例中的机翼梁11可以采用三段阶梯式扁平梁，机翼梁11位于机翼中接近机翼前缘的位置。在实际应用中，机翼梁11的位置靠近前缘，通常位于20％弦长处，能够保证阵风发生时，不会发生颤振；另外，机翼梁11是三段阶梯式扁平梁，机翼1的弹性主要由该机翼梁11提供，通常可以提供较大的弹性，保证本发明实施例提供的弹性阵风响应风洞模型的弹性频率与阵风频率接近。实际应用中，机翼梁11根部可以设置4个螺栓孔，通过螺栓与转接件2相连.
可选地，图4为本发明实施例提供的弹性阵风响应风洞试验装置中一种转接件的结构示意图。本发明实施例中的左部机翼转接件21和右部机翼转接件22，分别包括具有凸台21的圆盘22，垂直设置在圆盘22上的转接平板23，的圆盘22和转接平板23上均设置有连接孔。
本发明实施例中的左部机翼通过其机翼梁上的连接孔15、左部机翼转接件的转接平板23上的连接孔以及紧固件(例如为螺栓)与左部机翼转接件连接，右部机翼通过其机翼梁上的连接孔15、右部机翼转接件的转接平板23上的连接孔以及紧固件(例如为螺栓)与右部机翼转接件连接。
本发明实施例中，转接件2的凸台21中设置有弧形限位孔，弧形限位孔内插设有限位销，限位销用于限制机翼俯仰运动的角度；限位销通过螺栓紧固的情况下，机翼不能进行俯仰运动。
本发明实施例中的转接件2，用于连接机翼梁11和支持件4，连接件2上开除了有螺栓孔之外还有弧形限位孔，当弧形限位孔用螺栓紧固时，相当于机翼俯仰自由度约束；当弧形限位孔上的螺栓松开时，相当于机翼俯仰自由度放开。
可选地，图5为本发明实施例提供的弹性阵风响应风洞试验装置中一种机翼连接件的结构示意图。本发明实施例中的机翼连接件可以包括：通过左部机翼转接件的圆盘22上的连接孔设置在左部机翼转接件前后两侧的前连接支持板31和后连接支持板32，通过右部机翼转接件的圆盘22上的连接孔设置在右部机翼转接件前后两侧的前连接支持板31和后连接支持板32；
参考图5和图2所示，该连接件的两个前连接支持板31的端部之间设置有前连接杆33，两个后连接支持板32的端部之间设置有后连接杆34，两个前连接支持板31、左部机翼转接件、两个后连接支持板32、右部机翼转接件，以及前连接杆33和后连接杆34形成的环形结构嵌套在滑动组件的外部；可以看出，通过机翼连接件3的主要作用是，与转接件2配合连接左部机翼和右部机翼，以保证左部机翼和右部机翼同步运动。
参考图2所示试验支持件的结构，本发明实施例中的试验支持件中的滑动组件可以包括：连接框44，设置在连接框44内侧、且与导轨42接触的滑块43，分别设置在连接框44相对两侧的连接轴承45，一侧连接轴承通过左部机翼转接件与左部机翼相连接，另一侧连接轴承通过右部机翼转接件与右部机翼相连接；
本发明实施例中的滑动组件，用于通过滑块43在导轨42的轴向上滑动。
本发明实施例中的滑动组件还可以包括：分别设置在连接框44沿导轨42轴向上的固定吊环46；
该滑动组件，还用于通过钢索和固定吊环46与风洞地面和风洞顶壁固定，使得滑动组件和机翼的位置固定。
本发明实施例中试验支持件4的两个支持底座41分部固定在风洞地面和风洞顶壁上，滑块43在导轨42上滑动，可以模拟沉浮自由度放开状态，当用钢索通过固定吊环46与风洞地面和风洞顶壁固定时，滑块不能滑动，可以模拟沉浮自由度约束状态，连接框44连接滑块43和轴承45，轴承45又通过转接件2可以与机翼梁11相连接。采用本发明实施例中的试验支持件4，滑块43通过连接框44与转接件2通过轴承45用螺栓连接，机翼1可在导轨42上滑动，相当于机翼1沉浮自由度放开；连接框44可用钢索固定于风洞顶和风洞地面，相当于沉浮自由度约束。
本发明实施例提供的弹性阵风响应风洞试验装置，通过多种支撑方式可以对弹性阵风响应风洞试验中的多种情况进行模拟，为一种具有多种支撑方式的弹性阵风响应风洞试验模型；该模型(即弹性阵风响应风洞试验装置)不仅考虑了弹性影响，其弹性频率与阵风发生频率接近；而且能够提供多种约束方式，可以进行不同约束状态下的阵风响应试验；另外，通过转接件的设计可以重复利用支持系统。
虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (8)

1.一种弹性阵风响应风洞试验装置，其特征在于，包括：机翼、转接件、机翼连接件和试验支持件，所述试验支持件包括导轨、分别设置于导轨两端的支撑底座，嵌套在导轨上的滑动组件；
所述机翼包括对称设置的左部机翼和右部机翼，所述转接件包括左部机翼转接件和右部机翼转接件，所述左部机翼通过左部机翼转接件设置于所述机翼连接件的一侧，所述右部机翼通过右部机翼转接件设置于所述机翼连接件的另一侧，所述机翼连接件和所述转接件套接在所述滑动组件的外部，通过所述滑动组件在导轨轴向上的滑动带动机翼运动。
2.根据权利要求1所述的弹性阵风响应风洞试验装置，其特征在于，所述左部机翼和所述右部机翼分别包括：机翼前缘、机翼后缘，设置于机翼前缘和机翼后缘之间的多个翼肋，以及穿过所述多个翼肋的机翼梁，所述机翼梁接近所述导轨的一端设置有连接孔。
3.根据权利要求2所述的弹性阵风响应风洞试验装置，其特征在于，所述机翼梁采用三段阶梯式扁平梁，所述机翼梁位于机翼中接近机翼前缘的位置。
4.根据权利要求2所述的弹性阵风响应风洞试验装置，其特征在于，所述左部机翼转接件和所述右部机翼转接件，分别包括具有凸台的圆盘，垂直设置在圆盘上的转接平板，所述的圆盘和转接平板上均设置有连接孔；
所述左部机翼通过其机翼梁上的连接孔、左部机翼转接件的转接平板上的连接孔以及紧固件与所述左部机翼转接件连接，所述右部机翼通过其机翼梁上的连接孔、右部机翼转接件的转接平板上的连接孔以及紧固件与所述右部机翼转接件连接。
5.根据权利要求4所述的弹性阵风响应风洞试验装置，其特征在于，
所述凸台中设置有弧形限位孔，所述弧形限位孔内插设有限位销，所述限位销用于限制机翼俯仰运动的角度；其中，所述限位销通过螺栓紧固的情况下，机翼不能进行俯仰运动。
6.根据权利要求5所述的弹性阵风响应风洞试验装置，其特征在于，所述机翼连接件包括：通过左部机翼转接件的圆盘上的连接孔设置在所述左部机翼转接件前后两侧的前连接支持板和后连接支持板，通过右部机翼转接件的圆盘上的连接孔设置在所述右部机翼转接件前后两侧的前连接支持板和后连接支持板；
两个前连接支持板的端部之间设置有前连接杆，两个后连接支持板的端部之间设置有后连接杆，两个前连接支持板、左部机翼转接件、两个后连接支持板、右部机翼转接件，以及前连接杆和后连接杆形成的环形结构嵌套在所述滑动组件的外部，且通过所述机翼连接件和所述转接件连接的左部机翼和右部机翼同步运动。
7.根据权利要求1所述的弹性阵风响应风洞试验装置，其特征在于，所述试验支持件中的滑动组件包括：连接框，设置在连接框内侧、且与导轨接触的滑块，分别设置在连接框相对两侧的连接轴承，一侧连接轴承通过左部机翼转接件与左部机翼相连接，另一侧连接轴承通过右部机翼转接件与右部机翼相连接；
所述滑动组件，用于通过所述滑块在导轨的轴向上滑动。
8.根据权利要求7所述的弹性阵风响应风洞试验装置，其特征在于，所述滑动组件还包括：分别设置在连接框沿导轨轴向上的固定吊环；
所述滑动组件，还用于通过钢索和所述固定吊环与风洞地面和风洞顶壁固定，使得所述滑动组件和机翼的位置固定。
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Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113465867A (zh) * 2021-08-20 2021-10-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种单侧单叶栅高速风洞阵风模拟装置
CN113465870A (zh) * 2021-08-20 2021-10-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种单侧并联叶栅高速风洞阵风模拟装置
CN113465869A (zh) * 2021-08-20 2021-10-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种两侧叶栅高速风洞阵风模拟装置
CN113465871A (zh) * 2021-08-20 2021-10-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种并联二元叶栅高速风洞阵风模拟装置
CN113465868A (zh) * 2021-08-20 2021-10-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种两侧并联叶栅高速风洞阵风模拟装置
CN113567085A (zh) * 2021-08-20 2021-10-29 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种二元叶栅高速风洞阵风模拟装置
CN113899524A (zh) * 2021-09-30 2022-01-07 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种阵风流场校测装置
CN114400926A (zh) * 2021-12-28 2022-04-26 中国航天空气动力技术研究院 一种两自由度翼段的颤振能量收集装置及风力发电设备

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202177502U (zh) * 2011-08-15 2012-03-28 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种大展弦比机翼跨声速颤振模型
CN104913899A (zh) * 2015-06-23 2015-09-16 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种风洞用支撑限位装置及具有其的风洞试验系统
CN205633011U (zh) * 2016-05-16 2016-10-12 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种机翼颤振模型
CN107356404A (zh) * 2017-07-13 2017-11-17 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种板元式机翼气动弹性风洞试验模型
CN107525646A (zh) * 2017-10-17 2017-12-29 上海交通大学 双自由度气动弹性实验测量装置
CN207991788U (zh) * 2018-04-23 2018-10-19 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种翼型横摆振荡风洞试验装置
CN108871726A (zh) * 2018-08-16 2018-11-23 山东同其智能科技有限公司 一种航空模型空气动力测试装置

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202177502U (zh) * 2011-08-15 2012-03-28 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种大展弦比机翼跨声速颤振模型
CN104913899A (zh) * 2015-06-23 2015-09-16 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种风洞用支撑限位装置及具有其的风洞试验系统
CN205633011U (zh) * 2016-05-16 2016-10-12 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种机翼颤振模型
CN107356404A (zh) * 2017-07-13 2017-11-17 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种板元式机翼气动弹性风洞试验模型
CN107525646A (zh) * 2017-10-17 2017-12-29 上海交通大学 双自由度气动弹性实验测量装置
CN207991788U (zh) * 2018-04-23 2018-10-19 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种翼型横摆振荡风洞试验装置
CN108871726A (zh) * 2018-08-16 2018-11-23 山东同其智能科技有限公司 一种航空模型空气动力测试装置

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113465867A (zh) * 2021-08-20 2021-10-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种单侧单叶栅高速风洞阵风模拟装置
CN113465870A (zh) * 2021-08-20 2021-10-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种单侧并联叶栅高速风洞阵风模拟装置
CN113465869A (zh) * 2021-08-20 2021-10-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种两侧叶栅高速风洞阵风模拟装置
CN113465871A (zh) * 2021-08-20 2021-10-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种并联二元叶栅高速风洞阵风模拟装置
CN113465868A (zh) * 2021-08-20 2021-10-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种两侧并联叶栅高速风洞阵风模拟装置
CN113567085A (zh) * 2021-08-20 2021-10-29 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种二元叶栅高速风洞阵风模拟装置
CN113899524A (zh) * 2021-09-30 2022-01-07 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种阵风流场校测装置
CN113899524B (zh) * 2021-09-30 2024-03-12 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种阵风流场校测装置
CN114400926A (zh) * 2021-12-28 2022-04-26 中国航天空气动力技术研究院 一种两自由度翼段的颤振能量收集装置及风力发电设备

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