CN112098041B - 一种机翼低速颤振风洞试验模型的刚度调整装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提供公开了一种机翼低速颤振风洞试验模型的刚度调整装置，属于机翼颤振模型设计领域，本发明的装置安装在模拟机翼刚度的机翼主梁的截断处，左连接板与截断处左端的梁连接，右连接板与截断处右端的梁连接，左、右连接板外圆周线附近按90°间隔，分别为0°、90°、180°、270°对应位置开燕尾槽，用来安装四个变参数梁，两个相对的变参数梁为一组，分别模拟机翼的面外抗弯刚度和面内抗弯刚度，通过调整变参数梁的截面尺寸就可以调整机翼颤振模型的刚度参数范围。本发明的装置可用于风洞试验中研究机翼面内、面外抗弯刚度的变化对机翼动强度特性的影响。

Description

一种机翼低速颤振风洞试验模型的刚度调整装置
技术领域
本发明属于机翼颤振模型设计领域，具体涉及一种可用于机翼低速颤振风洞试验模型刚度调整的装置。
背景技术
在机翼低速颤振风洞试验过程中，要通过调整一系列参数如布局参数、刚度参数、质量参数等，研究这些参数变化对机翼颤振特性的影响，确定这些设计参数的可行域等，获得不同参数影响下飞行器机翼的颤振特性有益于改善飞机的设计过程。
就变刚度参数而言，由于机翼模型的复杂性，变刚度的实现有一定的困难；而且在可用于风洞试验的实际模型中，结构的复杂性使变刚度过程操作困难，难以兼顾试验效率。目前尚无简单有效的装置设计方案来进行机翼刚度的快速变换调节。
目前已有的变刚度实现方案有：换弹簧片、换梁端等。而这些方案都有一些共同的缺陷：
一、操作困难，需要进行整体的拆除与安装，影响实验效率。
二、面内刚度与面外刚度互相制约，难以实现独立的面内刚度或者面外刚度调节。
在过去的机翼设计过程中，由于机翼大多采用小展弦比等原因，主要考虑面外刚度而忽略面内刚度的影响；而在当前，由于开裂式阻力舵及大展弦比机翼的应用，面内刚度的影响变得不可忽略。因此，颤振试验中机翼面内面外刚度刚度的解耦成为必要。
因而，提供一种面内面外刚度独立、快速调整的装置设计方案是本领域技术人员亟需解决的问题。
发明内容
本发明针对现有技术中存在的缺陷，提供一种机翼低速颤振风洞试验模型的刚度控制装置的设计方案，可用于风洞试验中研究机翼面内、面外抗弯刚度的变化对机翼动强度特性的影响。
本发明是这样实现的：
本发明公开了一种机翼低速颤振风洞试验模型的刚度调整装置，包括翼梁，其特征在于，所述的翼梁截面处设置有刚度控制装置；
所述的刚度控制装置包括左右对称的左右连接板，所述的左右连接板外侧设置连接套筒，通过连接套筒将刚度控制装置与断开的翼梁连接；所述的左右连接板的内侧均分别设置连接支撑板，所述的连接支撑板是具有一定厚度的圆盘；
两侧的连接支撑板中间设置有距离控制系统；两侧的连接支撑板的圆周均匀设置四个变参数梁，通过在连接支撑板的圆周均匀设置四组燕尾槽，即四个变参数梁插在连接支撑板的四个燕尾槽上，均匀地分布在连接支撑板圆周，两两的变参数梁之间间隔90°且为一组，即0°、180°设置的变参数梁为一组， 90°、270°设置的变参数梁为一组，通过变参数梁截面参数的改变调节其对应的抗弯刚度，燕尾槽作用为固定变参数梁，防止其横向滑动脱落，在机翼受弯时为使对应槽内的变参数梁有较大的受力面积，因此燕尾槽采用较小的坡角，防止变参数梁滑动脱落即可。
进一步，当装置受面内弯矩作用时，90°、270°变参数梁为主受弯梁，即面内弯矩对应的一组变参数梁即为90°、270°变参数梁，通过调节90°、270°变参数梁的截面参数调整其抗弯刚度，来调节装置整体的面内抗弯刚度；
当装置受面外弯矩作用时，0°、180°变参数梁为主要受弯梁，即面外弯矩对应的一组变参数梁即为0°、180°变参数梁，通过调节0°、180°变参数梁的截面参数来调整其抗弯刚度，来调节装置整体的面外抗弯刚度。
进一步，由于变参数梁通过插入方式安装到燕尾槽中，因此有轴向位移趋势，为防止变参数梁的轴向滑脱，因此在变参数梁的一端，且在连接支撑板外的位置设置有紧固销；所述的变参数梁的另一端的末端设置一个凸起块；通过调整变参数梁的截面尺寸调整机翼颤振模型的刚度参数范围。由于变参数梁采用插入的固定方式，因此在进行刚度调节时，只需拔出紧固销抽出变参数梁进行截面参数调整即可，不用进行整体装置拆除，简单易施行，能有效提高试验工作效率。
进一步，所述的紧固销的位置通过计算得到，根据受弯时的轴向位移决定，原则为：在受一个方向的弯矩时，对应的另一组的两变参数梁通过紧固销与连接支撑板直接预留的距离发生轴向位移而不承担弯矩，从而只由该方向对应的两梁来进行抗弯刚度调节。
进一步，所述的两侧的连接支撑板中心均设置对称的连接孔，孔内制有螺纹，用于距离控制系统的连接；所述的距离控制系统包括左右对称设置的连接螺柱，分为左连接螺柱、右连接螺柱，以及中间设置的距离调整套；所述的距离调整套通过两个紧固螺钉与左右两侧的左连接螺柱、右连接螺柱连接。
进一步，所述的连接螺柱一头设置有螺纹，用于与连接支撑板连接，连接螺柱的另一头横向开有通孔，距离调整套轴向开通孔，与连接螺柱相配合；距离调整套的横向也开有通孔，与连接螺柱横向通孔位置对应，用于安装紧固螺钉。
进一步，所述的距离调整套中间为突出的六边形扳手空间，用于扳手操作，调节距离调整套的旋向；距离控制系统以中间面为分割，左右两侧连接支撑板和连接螺柱上的螺纹旋向相反，以此来确保用扳手对连接调整套进行操作时，距离控制系统可以控制两连接板的靠近或者远离。
本发明与现有技术的有益效果在于：
本发明公开的调节装置利用变参数梁与整体结构的巧妙结合，可以快速调节该装置的刚度参数，变换翼梁的刚度状态，从而快速便捷地进行变刚度机翼的低速颤振风洞试验；
为了满足现代飞机尤其是客机高空飞行、续航性能强的设计要求，在现代飞机机翼的设计过程中，往往会采用展弦比较大的机翼结构模式，相对于普通机翼主要受面外刚度的特点，大展弦比机翼同时受到面内面外刚度的影响。本装置利用多梁的结构组成，将面内抗弯刚度和面外抗弯刚度的调节控制区分开来，可以单独调节面内刚度或面外刚度，更有利于风洞试验中对机翼颤振特性的研究；
本发明是一种简单易施行的机翼刚度调整装置，可以独立调整面内或面外抗弯刚度，并且可以快速变换机翼模型的抗弯刚度状态，该装置应用于低速颤振风洞试验模型上，有利于工程人员进一步了解机翼抗弯刚度的变化对机翼动强度特性特别是颤振特性的影响，从而提高飞机机翼的设计水平。
附图说明
图1是本发明机翼模型刚度调整装置的整体结构示意图；
图2是本发明的连接支撑板左右两方向的示意图；
图3是本发明的距离控制系统的零件分拆图；
图4是本发明的变参数梁的示意图；
图5是本发明的翼梁与连接套筒装配示意图；
其中，1-翼梁、2-连接套筒、3-连接支撑板、4-变参数梁、5-距离调整套、6-紧固螺钉、7-连接螺柱、8-紧固销、9-燕尾槽、10-连接孔、11-左连接螺柱（左旋）、12-右连接螺柱（右旋）。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚，明确，以下列举实例对本发明进一步详细说明。应当指出此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
如图1~5所示，本发明包括翼梁1，将翼梁1主梁断开加入机翼模型刚度控制装置以调节相应位置面内、面外抗弯刚度。
如图1所示，本发明的刚度控制装置包括左连接板、右连接板、变参数梁以及距离控制系统。本发明的刚度控制装置主要通过变参数梁来进行抗弯刚度调节。连接板分别有左右两块，左右连接板外侧为连接套筒2，用于连接两侧断开的翼梁部分；左右连接板内侧为连接支撑板3，与变参数梁4及距离控制系统相连接。变参数梁共四个，通过插在连接支撑板3的四个燕尾槽9上，均匀地分布在连接支撑板3的圆周，两个一组，分别用于调节装置面内抗弯刚度以及面外抗弯刚度。本发明在变参数梁4的一端，且在连接支撑板外的位置设置有紧固销8；所述的变参数梁4的另一端的末端设置一个凸起块；通过调整变参数梁4的截面尺寸调整机翼颤振模型的刚度参数范围
距离控制系统通过连接支撑板中心的连接孔10与刚度控制装置整体相连，用于控制左右两个连接板之间的距离，使其既不能相互靠近，也不能相互离开。需要注意的是，距离调整系统作为两板之间的轴向装置，在装置整体受弯时同样会受弯，因此应使距离控制系统尽量少受弯矩作用，以此减少对刚度调节的影响。
使用本装置时，在我们关心的机翼位置将机翼主梁断开，如图5所示，用连接套筒2分别与两侧断开主梁相接，并用螺钉紧固，这样将左右连接板固定在机翼主梁上；之后安装如图3所示的距离控制系统，将连接螺柱7旋入连接支撑板上的连接孔中，再将距离调整套完全套在此螺柱上，再将另一端连接螺柱旋入连接支撑板3上连接孔10中，再将距离调整套5移到对应位置，用紧固螺钉6将两连接螺柱与距离调整套5固连；这样由于左右螺纹旋向不同，就可以通过距离调整套上的扳手空间来控制两板的靠近或者远离并依此完成紧固。最后在如图2所示连接支撑板3四周的燕尾槽9中插入图4所示的四个相同的变参数梁，并在另一端预留位移空间后插入紧固销完成限位，最后连接图如图1所示。
在实施刚度调节时，如需调节面内抗弯刚度，则将90°、270°变参数梁紧固销拔出，抽出两梁根据刚度参数变化要求进行对应截面参数调整，再将调整后的梁插入，并重新用紧固销限位，完成一次面内抗弯刚度调节。如需调节面外抗弯刚度，则将0°、180°变参数梁紧固销拔出，抽出两梁根据刚度参数变化要求进行对应截面参数调整，再将调整后的梁插入，并重新用紧固销限位，完成一次面外抗弯刚度调节。如需同时调整面内、面外抗弯刚度，则同时进行以上两步骤即可。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种机翼低速颤振风洞试验模型的刚度调整装置，包括翼梁（1），其特征在于，所述的翼梁（1）截面处设置有刚度控制装置；
所述的刚度控制装置包括左右对称的左右连接板，所述的左右连接板外侧设置连接套筒（2），通过连接套筒（2）将刚度控制装置与断开的翼梁（1）连接；所述的左右连接板的内侧均分别设置连接支撑板（3）；
两侧的连接支撑板（3）中间设置有距离控制系统；
两侧的连接支撑板（3）的圆周均匀设置四个变参数梁（4），通过在连接支撑板（3）的圆周均匀设置四组燕尾槽（9），即四个变参数梁（4）插在连接支撑板（3）的四个燕尾槽上，均匀地分布在连接支撑板圆周，0°、180°设置的变参数梁为一组， 用于调节刚度控制装置面外抗弯刚度；90°、270°设置的变参数梁为一组，用于调节刚度控制装置面内抗弯刚度；
1）、当刚度控制装置受面内弯矩作用时，90°、270°变参数梁为主受弯梁，即面内弯矩对应的一组变参数梁即为90°、270°变参数梁，通过调节90°、270°变参数梁的截面参数调整抗弯刚度，来调节刚度控制装置整体的面内抗弯刚度；
2）、当刚度控制装置受面外弯矩作用时，0°、180°变参数梁为主要受弯梁，即面外弯矩对应的一组变参数梁即为0°、180°变参数梁，通过调节0°、180°变参数梁的截面参数来调整抗弯刚度，来调节刚度控制装置整体的面外抗弯刚度。
2.根据权利要求1所述的一种机翼低速颤振风洞试验模型的刚度调整装置，其特征在于，所述的变参数梁（4）的一端，且在连接支撑板外的位置设置有紧固销（8）；所述的变参数梁（4）的另一端的末端设置一个凸起块；通过调整变参数梁（4）的截面尺寸调整机翼颤振模型的刚度参数范围。
3.根据权利要求2所述的一种机翼低速颤振风洞试验模型的刚度调整装置，其特征在于，所述的紧固销（8）的位置通过计算得到，根据受弯时的轴向位移决定，原则为：在受一个方向的弯矩时，对应的另一组的两变参数梁通过紧固销（8）与连接支撑板直接预留的距离发生轴向位移而不承担弯矩，从而只由该方向对应的两梁来进行抗弯刚度调节。
4.根据权利要求1所述的一种机翼低速颤振风洞试验模型的刚度调整装置，其特征在于，所述的两侧的连接支撑板（3）中心均设置对称的连接孔（10），孔内制有螺纹，用于距离控制系统的连接；所述的距离控制系统包括左右对称设置的连接螺柱（7），分为左连接螺柱（11）、右连接螺柱（12），以及中间设置的距离调整套（5）；所述的距离调整套（5）通过两个紧固螺钉（6）与左右两侧的左连接螺柱（11）、右连接螺柱（12）连接。
5.根据权利要求4所述的一种机翼低速颤振风洞试验模型的刚度调整装置，其特征在于，所述的连接螺柱一头设置有螺纹，用于与连接支撑板（3）连接，连接螺柱的另一头横向开有通孔，距离调整套（5）轴向开通孔，与连接螺柱（7）相配合；距离调整套（5）的横向也开有通孔，与连接螺柱（7）横向通孔位置对应，用于安装紧固螺钉。
6.根据权利要求4所述的一种机翼低速颤振风洞试验模型的刚度调整装置，其特征在于，所述的距离调整套（5）中间为突出的六边形扳手空间，用于扳手操作，调节距离调整套的旋向；距离控制系统以中间面为分割，左右两侧连接支撑板和连接螺柱上的螺纹旋向相反，以此来确保用扳手对连接调整套进行操作时，距离控制系统可以控制左右连接板的靠近或者远离。
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