CN111780941B - 飞行器测力试验模型及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞行器测力试验模型及方法，该飞行器测力试验模型包括：飞行器本体测力试验模型和进气道整流罩模型；飞行器本体测力试验模型的前端设有第一紧固结构；进气道整流罩模型设有与飞行器本体测力试验模型的前端相配合的套接槽，并且进气道整流罩模型设有第二紧固结构，第二紧固结构与第一紧固结构可拆卸地配合，能够将进气道整流罩模型固定于飞行器本体测力试验模型的前端。通过本发明，缓解了现有技术中对飞行器带/不带进气道整流罩两种气动外形状态分别进行测力试验耗费时间较长、模型加工费用较高等问题。

Description

飞行器测力试验模型及方法

技术领域

本发明涉及飞行器风洞试验的技术领域，尤其涉及一种高速飞行器兼顾两种气动外形状态的测力试验模型及方法。

背景技术

风洞试验是获取高速飞行器气动性能的重要手段，飞行器带与不带进气道整流罩是两种不同的气动外形，两种外形对应的马赫数范围不同，因此对测力试验的模型的设计要求也不相同。为了准确对两种状态进行试验，通常加工两套试验模型，分别完成带进气道整流罩状态和不带进气道整流罩状态的风洞试验研究。在试验过程中，需要分别将两种状态的测力试验模型安装到风洞进行试验，这个过程中包括对两种模型的拆卸和重装，需要耗费大量的时间，制约了风洞试验进度。

发明内容

本发明的目的是提供一种高速飞行器兼顾两种试验状态的测力试验模型及方法，以缓解现有技术中对飞行器带/不带进气道整流罩两种状态分别进行测力试验耗费时间较长、模型加工费用较高等问题。

本发明的上述目的可采用下列技术方案来实现：

本发明提供一种飞行器测力试验模型，包括：飞行器本体测力试验模型和进气道整流罩模型；所述飞行器本体测力试验模型的前端设有第一紧固结构；所述进气道整流罩模型设有与所述飞行器本体测力试验模型的前端相配合的套接槽，并且所述进气道整流罩模型设有第二紧固结构，所述第二紧固结构与所述第一紧固结构可拆卸地配合，能够将所述进气道整流罩模型固定于所述飞行器本体测力试验模型的前端。

在优选的实施方式中，所述进气道整流罩模型包括下罩体部和上延伸部，所述上延伸部连接于所述下罩体部的外轮廓，且向内延伸，所述套接槽设于所述上延伸部与所述下罩体部之间。

在优选的实施方式中，所述第二紧固结构包括设于所述上延伸部的多个螺钉连接孔，所述第一紧固结构包括与所述螺钉连接孔相配合的螺纹孔。

在优选的实施方式中，多个所述螺钉连接孔包括设于所述上延伸部的前端的第一螺钉连接孔、和设于所述上延伸部的后端的2个第二螺钉连接孔。

在优选的实施方式中，所述第一螺钉连接孔和2个所述第二螺钉连接孔呈等腰三角形分布。

在优选的实施方式中，所述上延伸部在水平面的投影呈V形。

在优选的实施方式中，所述下罩体部和上延伸部一体成型。

在优选的实施方式中，所述飞行器本体测力试验模型包括水平舵面模型。

在优选的实施方式中，所述飞行器本体测力试验模型包括垂直舵面模型。

本发明提供一种飞行器测力试验方法，采用上述的飞行器测力试验模型，包括：

模型安装步骤，将飞行器本体测力试验模型安装到风洞中；

带进气道整流罩模型测力试验步骤，将进气道整流罩模型安装于飞行器本体测力试验模型，进行带进气道整流罩状态测力试验；

不带进气道整流罩模型测力试验步骤，将进气道整流罩模型从飞行器本体测力试验模型上拆除，进行不带进气道整流罩状态测力试验。

本发明的特点是：

风洞试验的过程中，将飞行器本体测力试验模型安装到风洞中，并通过套接槽、第一紧固结构和第二紧固结构，将进气道整流罩模型固定到飞行器本体测力试验模型上，可以进行带进气道整流罩状态测力试验。将进气道整流罩模型从飞行器本体测力试验模型上拆除，就可以进行不带进气道整流罩状态的测力试验。

该发明实现了采用一套模型，通过拆装进气道整流罩模型，带/不带进气道整流罩两种状态的测力试验，具有以下优点：

(一)节省试验模型的换装时间，有利于加快试验进度，提高风洞试验效率；

(二)减少模型数量，缩减模型加工工作量，节约加工时间和加工成本。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明提供的飞行器测力试验模型中的飞行器本体测力试验模型的结构示意图；

图2为本发明提供的飞行器测力试验模型中的飞行器本体测力试验模型与进气道整流罩模型的连接示意图；

图3为本发明提供的飞行器带进气道整流罩状态测力试验模型的左视图；

图4为本发明提供的飞行器带进气道整流罩状态测力试验模型的仰视图；

图5为本发明提供的飞行器测力试验模型中的进气道整流罩模型仰视图；

图6为本发明提供的飞行器测力试验模型中的进气道整流罩模型俯视图；

图7为本发明提供的飞行器测力试验模型中的进气道整流罩模型左视图；

图8为本发明提供的飞行器测力试验模型中的进气道整流罩模型前视图；

图9为本发明提供的飞行器测力试验方法的示意图。

附图标号说明：

10、飞行器本体测力试验模型；101、飞行器本体测力试验模型的前端；11、前体进气道；12、燃烧室；13、尾喷管；14、试验模型与天平的接口；15、模型内腔；16、垂直舵面模型；17、水平舵面模型；

20、第一紧固结构；21、螺纹孔；

30、进气道整流罩模型；301、套接槽；302、外表面；303、内表面；31、下罩体部；32、上延伸部；

40、第二紧固结构；41、螺钉连接孔；411、第一螺钉连接孔；412、第二螺钉连接孔。

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，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例一

本发明提供了一种飞行器测力试验模型，如图1-图4和图6所示，该飞行器测力试验模型包括：飞行器本体测力试验模型10和进气道整流罩模型30；飞行器本体测力试验模型的前端101设有第一紧固结构20；进气道整流罩模型30设有与飞行器本体测力试验模型的前端101相配合的套接槽301，并且进气道整流罩模型30设有第二紧固结构40，第二紧固结构40与第一紧固结构20可拆卸地配合，能够将进气道整流罩模型30固定于飞行器本体测力试验模型的前端101。

风洞试验的过程中，将飞行器本体测力试验模型10安装到风洞中，并通过套接槽301、第一紧固结构20和第二紧固结构40，将进气道整流罩模型30固定到飞行器本体测力试验模型10上，可以模拟飞行器带进气道整流罩状态外形，进行带进气道整流罩状态的测力试验。将进气道整流罩模型30从飞行器本体测力试验模型10上拆除，就可以模拟飞行器的不带进气道整流罩状态外形，进行不带进气道整流罩状态的测力试验。

该发明实现了采用一套模型，通过拆装进气道整流罩模型30，来进行带/不带进气道整流罩两种状态的测力试验，具有以下优点：

(一)节省试验模型的换装时间，有利于加快试验进度，提高风洞试验效率；

(二)减少模型数量，缩减模型加工工作量，节约加工时间和加工成本。

在本发明的一实施方式中，该飞行器测力试验模型应用于高速飞行器。飞行器本体测力试验模型10为高速飞行器的不带进气道整流罩状态的测力试验模型。

如图1所示，飞行器本体测力试验模型10上设有前体进气道11、燃烧室12、尾喷管13、模型内腔15、和试验模型与天平的接口14，通过试验模型与天平的接口14，来将飞行器本体测力试验模型10安装到风洞中。

进气道整流罩模型30包括下罩体部31和上延伸部32，上延伸部32连接于下罩体部31的外轮廓，且向内延伸，套接槽301设于上延伸部32与下罩体部31之间。如图5-图8所示，进气道整流罩模型30包括内表面303和外表面302，其内表面303包括上延伸部32的下表面和下罩体部31的上表面，其外表面302包括上延伸部32的上表面和下罩体部31的下表面。如图2所示，进气道整流罩模型30安装到飞行器本体测力试验模型10时，飞行器本体测力试验模型10前端的边缘部伸入套接槽301中；套接槽301的内壁与飞行器本体测力试验模型10的外壁相接触，以对进气道整流罩模型30进行定位和支撑。下罩体部31与上延伸部32可以分别成型，采用焊接方式连接到一起，也可以一体成型；优选地，下罩体部31和上延伸部32一体成型。

为了便于对进气道整流罩模型30的拆装，进气道整流罩模型30与飞行器本体测力试验模型10之间采用螺纹连接，具体地，第二紧固结构40包括设于上延伸部32的多个螺钉连接孔41，第一紧固结构20包括与螺钉连接孔41相配合的螺纹孔21，螺钉穿过进气道整流罩模型30上的螺钉连接孔41，与飞行器本体测力试验模型10上的螺纹孔21螺纹配合，实现进气道整流罩模型30与飞行器本体测力试验模型10之间的紧固。

进一步地，多个螺钉连接孔41包括设于上延伸部32的前端的第一螺钉连接孔411、和设于上延伸部32的后端的2个第二螺钉连接孔412，2个第二螺钉连接孔412位于第一螺钉连接孔411的两侧，从而以较少的螺钉保证将进气道整流罩模型30稳定地紧固于飞行器本体测力试验模型10，提高拆装的效率。优选地，如图6所示，第一螺钉连接孔411和2个第二螺钉连接孔412呈等腰三角形分布，以使螺钉对进气道整流罩模型30施加的紧固力分布更加均匀，提高连接的稳固性。

如图2和图6所示，上延伸部32在水平面的投影呈V形，上延伸部32沿下罩体部31的外轮廓连续的延伸，上延伸部32与下罩体部31包住飞行器本体测力试验模型的前端101的边缘部。

在本发明的一实施方式中，飞行器本体测力试验模型10包括水平舵面模型17，水平舵面模型17通过角度块的方式与飞行器本体测力试验模型10的模型主体进行连接，通过更换不同角度块，来实现调整水平舵面的舵偏角。

在本发明的一实施方式中，飞行器本体测力试验模型10包括垂直舵面模型16，垂直舵面模型16通过角度块的方式与飞行器本体测力试验模型10的模型主体进行连接，通过更换不同角度块，来实现调整垂直舵面的舵偏角。

实施例二

本发明提供了一种飞行器测力试验方法，采用上述的飞行器测力试验模型，如图9所示，该方法包括：

模型安装步骤，将飞行器本体测力试验模型10安装到风洞中；

带进气道整流罩状态测力试验步骤，将进气道整流罩模型30安装于飞行器本体测力试验模型10，进行带进气道整流罩状态测力试验；

不带进气道整流罩状态测力试验步骤，将进气道整流罩模型30从飞行器本体测力试验模型10上拆除，进行不带进气道整流罩状态测力试验。

具体地，模型安装步骤中，在确定好模型缩比的情况下，针对安装尾支杆的试验模型尾喷管附近区域，确定能够满足尾支杆安装空间的尾喷管最小修型量。根据带/不带进气道整流罩两种状态模型在风洞中的载荷，选取合适的天平及支杆；根据天平及支杆的尺寸大小，确定试验模型与天平的接口14及模型内腔15。垂直舵面模型16、水平舵面模型17通过角度块的方式与模型主体进行连接，通过更换不同角度块，来实现调整角垂直舵面及水平舵面的舵偏角。带进气道整流罩状态测力试验步骤，可以在不带进气道整流罩状态测力试验步骤之前，也可以在不带进气道整流罩状态测力试验步骤之后。带/不带进气道整流罩两种状态外形对应的马赫数范围及试验风洞不同，风洞喷管进行相应更换。

该飞行器测力试验方法在开展高速飞行器风洞试验的过程中，通过拆装进气道整流罩模型30，实现两种气动外形的试验研究。试验模型严格按照原始气动外形进行缩比，保证了试验的真实性准确性；同时降低了模型加工费用，节省了繁琐的换装时间，减少了更换喷管的次数，大大提高了试验效率，因此节省了大量的时间以及经济成本。该飞行器测力试验方法经过了数值计算和风洞试验的有效检验，达到了预期效果，目前具备工程应用的条件。

以上所述仅为本发明的几个实施例，本领域的技术人员依据申请文件公开的内容可以对本发明实施例进行各种改动或变型而不脱离本发明的精神和范围。

Claims (10)

1.一种飞行器测力试验模型，其特征在于，包括：飞行器本体测力试验模型和进气道整流罩模型；所述飞行器本体测力试验模型的前端设有第一紧固结构；

所述进气道整流罩模型设有与所述飞行器本体测力试验模型的前端相配合的套接槽，并且所述进气道整流罩模型设有第二紧固结构，所述第二紧固结构与所述第一紧固结构可拆卸地配合，能够将所述进气道整流罩模型固定于所述飞行器本体测力试验模型的前端；

在进行带进气道整流罩测力试验时，将所述进气道整流罩模型安装于所述飞行器本体测力试验模型头部下侧，进行带进气道整流罩状态测力试验；

在进行不带进气道整流罩模型测力试验时，将所述进气道整流罩模型从所述飞行器本体测力试验模型上拆除，进行不带进气道整流罩状态测力试验。

2.根据权利要求1所述的飞行器测力试验模型，其特征在于，所述进气道整流罩模型包括下罩体部和上延伸部，所述上延伸部连接于所述下罩体部的外轮廓，且向内延伸，所述套接槽设于所述上延伸部与所述下罩体部之间。

3.根据权利要求2所述的飞行器测力试验模型，其特征在于，所述第二紧固结构包括设于所述上延伸部的多个螺钉连接孔，所述第一紧固结构包括与所述螺钉连接孔相配合的螺纹孔。

4.根据权利要求3所述的飞行器测力试验模型，其特征在于，多个所述螺钉连接孔包括设于所述上延伸部的前端的第一螺钉连接孔、和设于所述上延伸部的后端的2个第二螺钉连接孔。

5.根据权利要求4所述的飞行器测力试验模型，其特征在于，所述第一螺钉连接孔和2个所述第二螺钉连接孔呈等腰三角形分布。

6.根据权利要求2所述的飞行器测力试验模型，其特征在于，所述上延伸部在水平面的投影呈V形。

7.根据权利要求2所述的飞行器测力试验模型，其特征在于，所述下罩体部和上延伸部一体成型。

8.根据权利要求1所述的飞行器测力试验模型，其特征在于，所述飞行器本体测力试验模型包括水平舵面模型。

9.根据权利要求1所述的飞行器测力试验模型，其特征在于，所述飞行器本体测力试验模型包括垂直舵面模型。

10.一种飞行器测力试验方法，采用权利要求1-9中任一项所述的飞行器测力试验模型，其特征在于，包括：

模型安装步骤，将飞行器本体测力试验模型安装到风洞中；

带进气道整流罩测力试验步骤，将进气道整流罩模型安装于飞行器本体测力试验模型头部下侧，进行带进气道整流罩状态测力试验；

不带进气道整流罩模型测力试验步骤，将进气道整流罩模型从飞行器本体测力试验模型上拆除，进行不带进气道整流罩状态测力试验。

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