CN112378620A - 柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型及制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型及制造方法，包括：机身主体，机身主体的前端设有头罩，头罩通过3D打印制得；机翼，机翼可拆卸的安装于机身主体上；尾翼角度调节块，尾翼角度调节块可拆卸的安装于机身主体的尾端，尾翼角度调节块上设有尾翼插槽，尾翼插槽中设有固定结构，尾翼角度调节块为多个且每个尾翼角度调节块上的尾翼插槽与尾翼角度调节块的底面之间形成的夹角不同；尾翼，尾翼通过固定结构可拆卸的安装于尾翼插槽中。本发明能够在保证模型气动相似与缩比相似的基础上，降低模型加工成本，缩短加工周期，并实现机翼与尾翼的便捷拆装、模块化迭代。

Description

柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型及制造方法

技术领域

本发明属于气动弹性风洞试验领域，更具体地，涉及一种柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型及制造方法。

背景技术

风洞静气动弹性试验是通过测量飞行器不同飞行速度下机翼载荷与气动弹性变形，以得到飞行器配平数据的重要手段。随着大展弦比、长航时飞行器的研发，机翼刚度越来越小，静气动弹性效应愈发明显。因此，现代飞行器设计对静气动弹性特性要求越来越严苛。

在现有技术中，用于飞行器风洞静气动弹性试验的模型多为机械加工传统构型，多针对机翼刚度大变形小的常规飞行器。然而高空长航时飞行器多具有复杂气动外形，要求采用大展弦比柔性机翼，且对附加质量与附加刚度敏感，所以，采用机械加工等传统手段难以解决气动弹性模型轻质化要求，且会导致成本激增、加工周期过长及复杂曲面难以制造等问题。

因此期待研发一种柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型及制造方法，能够在保证模型气动相似与缩比相似的基础上，降低模型加工成本，缩短加工周期，并实现机翼与尾翼的便捷拆装、模块化迭代。

发明内容

本发明的目的是提供一种柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型及制造方法，使实验模型便于在风洞中直接拆装，有利于进行迭代试验，降低模型加工成本，缩短加工周期。

为了实现上述目的，本发明提供一种柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型，包括：

机身主体，所述机身主体的前端设有头罩，所述头罩通过3D打印制得；

机翼，所述机翼可拆卸的安装于所述机身主体上；

尾翼角度调节块，所述尾翼角度调节块可拆卸的安装于所述机身主体的尾端，所述尾翼角度调节块上设有尾翼插槽，所述尾翼插槽中设有固定结构，所述尾翼角度调节块为多个且每个所述尾翼角度调节块上的尾翼插槽与所述尾翼角度调节块的底面之间形成的夹角不同；

尾翼，所述尾翼通过所述固定结构可拆卸的安装于所述尾翼插槽中。

可选地，所述机翼包括机翼主梁、多个翼肋及蒙皮，所述机翼主梁的中部设有第一螺纹孔，在所述机翼主梁上，沿所述机翼主梁的长度方向，在所述第一螺纹孔的两侧对称设置有多个所述翼肋，所述蒙皮将所述机翼主梁及所述多个翼肋包裹在内；

所述机身主体的底部设有机翼安装卡槽，所述机翼安装卡槽的底部设有第二螺纹孔，所述机翼安装于所述安装卡槽中，并通过螺栓与所述第一螺纹孔和所述第二螺纹孔的配合与所述机身主体固定连接。

可选地，所述翼肋呈工字型，包括第一横向部、竖向部及第二横向部，所述翼肋的材质为尼龙，所述翼肋通过3D打印制得，所述翼肋的竖向部铆接于所述机翼主梁上并通过胶水固定，所述第一横向部和所述第二横向部的延伸方向与所述机翼主梁平行。

可选地，所述尾翼的中部设有固定槽，所述尾翼角度调节块的前端设有铆接孔，所述尾翼角度调节块通过所述铆接孔与所述机身主体连接，所述尾翼插槽贯穿所述尾翼角度调节块，所述固定结构包括销孔和定位销，所述销孔由所述尾翼角度调节块的顶面贯穿至所述尾翼插槽中，所述定位销的一端通过所述销孔插入所述尾翼的固定槽中。

可选地，所述机身主体中设有配重件，所述配重件包括铅粒，所述铅粒粘接于所述机身主体的内壁上。

可选地，还包括支撑杆，所述机身主体的底部设有接头，所述接头上设有连接孔，所述连接孔的轴线与所述机翼的长度方向平行，所述支撑杆顶部铰接于所述连接孔中。

可选地，所述头罩的材质为光敏树脂，所述头罩的一端嵌设于所述机身主体的前端，并与所述机身主体通过粘接连接。

可选地，所述机身主体及所述尾翼均为铝合金材质。

本发明还提供一种上述的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型的制造方法，所述方法包括如下步骤：

通过机加工制得所述机身主体；

通过3D打印制得所述头罩；

制作所述机翼；

制作所述尾翼及多个不同角度的所述尾翼角度调节块；

采用激光三维扫描技术对所述头罩及所述机翼进行检测，以保证加工精度满足试验需求；

将所述机身主体、所述头罩、所述机翼、所述尾翼角度调节块及所述尾翼组装成实验模型。

可选地，所述机翼包括机翼主梁、翼肋及蒙皮，制作所述机翼包括以下步骤：

将金属梁条通过机加工制成所述机翼主梁；

通过3D打印技术制得所述翼肋；

将所述翼肋固定于所述机翼主梁上；

在所述翼肋及所述机翼主梁上覆盖所述蒙皮。

本发明的有益效果在于：

1、本发明的头罩采用3D打印制造，在保证较高的气动相似的基础上缩短了加工周期，降低了加工成本，使得试验模型的附加质量和附加刚度大大降低，并具有更高的精度；机翼、尾翼角度调节块及尾翼与机身主体可拆卸连接，方便在风洞中直接拆装，通过制造多个不同角度的尾翼角度调节块，可快速进行更换，实现对同种模型的不同角度的尾翼的迭代试验。本发明的实验模型能够用于大柔性飞行器气动弹性的试验研究，并对其配平特性进行试验，其设计原理清晰，结构简单，各部件之间接口简单，方便替换，具有较强的通用性。

2、本方法能够在保证试验模型气动相似与缩比相似的基础上，大大降低加工成本，缩短加工周期，同时通过模块化加工，实现不同机翼与不同角度尾翼的快速拆装、模块化迭代。

本发明的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。

附图说明

通过结合附图对本发明示例性实施方式进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本发明示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。

图1示出了根据本发明的一个实施例的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型的示意性结构图。

图2示出了根据本发明的一个实施例的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型的底部结构示意图。

图3示出了根据本发明的一个实施例的机翼的示意性结构图。

图4示出了根据本发明的一个实施例的尾翼角度调节块的示意性结构图。

附图标记说明

1、机身主体；2、头罩；3、机翼；4、机翼主梁；5、翼肋；6、尾翼角度调节块；7、尾翼插槽；8、销孔；9、定位销；10、尾翼；11、机翼安装卡槽；12、连接孔；13、螺栓；14、铆接孔。

具体实施方式

下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

本发明公开了一种柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型，包括：

机身主体，机身主体的前端设有头罩，头罩通过3D打印制得；

机翼，机翼可拆卸的安装于机身主体上；

尾翼角度调节块，尾翼角度调节块可拆卸的安装于机身主体的尾端，尾翼角度调节块上设有尾翼插槽，尾翼插槽中设有固定结构，尾翼角度调节块为多个且每个尾翼角度调节块上的尾翼插槽与尾翼角度调节块的底面之间形成的夹角不同；

尾翼，尾翼通过固定结构可拆卸的安装于尾翼插槽中。

具体地，本发明的头罩采用3D打印制造，在保证较高的气动相似的基础上缩短了加工周期，降低了加工成本，使得试验模型的附加质量和附加刚度大大降低，并具有更高的精度；机翼、尾翼角度调节块及尾翼与机身主体可拆卸连接，方便在风洞中直接拆装，通过制造多个不同角度的尾翼角度调节块，可快速进行更换，实现对同种模型的不同角度的尾翼的迭代试验。本发明的实验模型能够用于大柔性飞行器气动弹性的试验研究，并对其配平特性进行试验，其设计原理清晰，结构简单，各部件之间接口简单，方便替换，具有较强的通用性。

作为可选方案，机翼包括机翼主梁、多个翼肋及蒙皮，机翼主梁的中部设有第一螺纹孔，在机翼主梁上，沿机翼主梁的长度方向，在第一螺纹孔的两侧对称设置有多个翼肋，蒙皮将机翼主梁及多个翼肋包裹在内；

机身主体的底部设有机翼安装卡槽，机翼安装卡槽的底部设有第二螺纹孔，机翼主梁安装于安装卡槽中，并通过螺栓与第一螺纹孔和第二螺纹孔的配合与机身主体固定连接。

具体地，机身主体与机翼之间采用机翼安装卡槽及螺栓配合连接，固定牢固的同时便于安装及拆卸。

作为可选方案，翼肋呈工字型，包括第一横向部、竖向部及第二横向部，翼肋的材质为尼龙，翼肋通过3D打印制得，翼肋的竖向部铆接于机翼主梁上并通过胶水固定，第一横向部和第二横向部的延伸方向与机翼主梁平行。

具体地，翼肋上带有复杂曲面，采用机械加工工艺复杂且加工周期长，通过3D打印制得，既能够保证加工精度有提高可加工效率。

作为可选方案，尾翼的中部设有固定槽，尾翼角度调节块的前端设有铆接孔，尾翼角度调节块通过铆接孔与机身主体连接，尾翼插槽贯穿尾翼角度调节块，固定结构包括销孔和定位销，销孔由尾翼角度调节块的顶面贯穿至尾翼插槽中，定位销的一端通过销孔插入尾翼的固定槽中。

具体地，可以按照试验设计选择不同的尾翼角度调节块，进行快速拆装，保证的尾翼角度。满足试验设计需求。

作为可选方案，机身主体中设有配重件，配重件包括铅粒，铅粒粘接于机身主体的内壁上。

具体地，铅粒重量较小，通过粘接不同数量的铅粒，能够实现对模型缩比条件的重量精确模拟。

作为可选方案，还包括支撑杆，机身主体的底部设有接头，接头上设有连接孔，连接孔的轴线与机翼的长度方向平行，支撑杆顶部铰接于连接孔中。

具体地，连接孔的轴线与机翼的长度方向平行，并与支撑杆顶部转铰连接，能够在试验过程中保证试验模型俯仰方向自由度。

作为可选方案，头罩的材质为光敏树脂，头罩的一端嵌设于机身主体的前端，并与机身主体通过粘接连接。

具体地，头罩具有外形曲面复杂、所受载荷较小的特点，因此采用光敏树脂材质，并且通过3D打印制得，头罩与机身主体通过嵌套及胶粘配合的方式连接，能够保证模型气动相似。

作为可选方案，机身主体及尾翼均为铝合金材质。

具体地，铝合金材质质量轻，强度高，能够满足机身主体及尾翼的性能需求，并且容易通过机加工成型。

本发明还公开了一种上述的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型的制造方法，方法包括如下步骤：

通过机加工制得机身主体；

通过3D打印制得头罩；

制作机翼；

制作尾翼及多个不同角度的尾翼角度调节块；

采用激光三维扫描技术对头罩及机翼进行检测，以保证加工精度满足试验需求；

将机身主体、头罩、机翼、尾翼角度调节块及尾翼组装成实验模型。

具体地，本方法能够在保证试验模型气动相似与缩比相似的基础上，大大降低加工成本，缩短加工周期，同时通过模块化加工，实现不同机翼与不同角度尾翼的快速拆装、模块化迭代。

作为可选方案，机翼包括机翼主梁、翼肋及蒙皮，制作机翼包括以下步骤：

将金属梁条通过机加工制成机翼主梁；

通过3D打印技术制得翼肋；

将翼肋固定于机翼主梁上；

在翼肋及机翼主梁上覆盖蒙皮。

具体地，蒙皮采用聚乙烯薄膜加工而成，起到维形作用。

实施例1

图1示出了本实施例的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型的示意性结构图；图2示出了本实施例的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型的底部结构示意图；图3示出了本实施例的机翼的示意性结构图；图4示出了本实施例的尾翼角度调节块的示意性结构图。

如图1、图2所示，本实施例的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型，包括机身主体1，机身主体1为铝合金材质，通过机加工制得，铅粒粘接于机身主体1的内壁上；头罩2的一端嵌设于机身主体1的前端，并与机身主体1通过粘接连接，其中，头罩2为光敏树脂材质，并通过3D打印制得；机身主体1的底部设有机翼安装卡槽11，机翼安装卡槽11的底面设有第二螺纹孔；如图3所示，机翼3包括机翼主梁4、翼肋5及蒙皮，机翼主梁4的中部设有第一螺纹孔，在机翼主梁4上，沿机翼主梁4的长度方向，在第一螺纹孔的两侧对称设置有多个翼肋5，蒙皮将机翼主梁4及多个翼肋5包裹在内，机翼主梁4安装于机翼安装卡槽11中，并通过螺栓13与第一螺纹孔和第二螺纹孔的配合与机身主体1固定连接，其中，翼肋5呈工字型，包括第一横向部、竖向部及第二横向部，翼肋的材质为尼龙，通过3D打印制得，翼肋5的竖向部铆接于机翼主梁4上并通过胶水固定，第一横向部和第二横向部的延伸方向与机翼主梁4平行；

尾翼角度调节块6通过铝合金机械加工制得，如图4所示，尾翼角度调节块6的前端设有铆接孔14，尾翼角度调节块6通过铆接孔14与机身主体1连接，尾翼插槽7贯穿尾翼角度调节块6，尾翼10插装于尾翼插槽7中，尾翼10的中部设有固定槽，固定结构包括销孔8和定位销9，销孔8由尾翼角度调节块6的顶面贯穿至尾翼插槽7中，定位销9的一端通过销孔8中插入尾翼10的固定槽中，其中，尾翼角度调节块6为多个，且多个尾翼角度调节块6上的尾翼插槽7与尾翼角度调节块6的底面之间形成的夹角不同；

机身主体1的底部设有接头，接头上设有连接孔12，连接孔12的轴线与机翼3的长度方向平行，支撑杆顶部铰接于连接12孔中，其中支撑杆的材质为铸铁。

本实施例公开的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型可以用于大柔性飞行器气动弹性进行试验研究，并对其配平特性进行试验。

其设计原理清晰，各组成结构之间接口简单，易于替换，方便在风洞中直接拆装，有利于进行迭代试验，具有较强的通用性；头罩及翼肋带有复杂曲面外形，采用3D打印制造，在保证较高的气动相似的基础上缩短了加工周期，降低了加工成本；相比传统机械加工，3D打印加工方式使得本试验模型附加质量和附加刚度大大降低，提高了试验模型的精度；其，加工周期短、制造成本低，具有很好的应用前景。

实施例2

本实施例公开了一种实施例1中的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型的制造方法，方法包括如下步骤：

通过机加工制得机身主体；

利用光敏树脂，通过3D打印制得头罩；

将铁条通过机加工制成机翼主梁，模拟机翼刚度特性；

采用尼龙，通过3D打印技术制得翼肋；

采用激光三维扫描技术对头罩及翼肋进行检测，以保证加工精度满足试验需求；

将翼肋依次铆接于机翼主梁上；

在翼肋及机翼主梁上覆盖蒙皮。

制作尾翼角度调节块及尾翼，其中尾翼角度调节块采用铝合金材质，且为框架结构，通过机加工制得；

将机身主体、头罩、机翼、尾翼角度调节块及尾翼组装成实验模型。

本方法能够在保证试验模型气动相似与缩比相似的基础上，大大降低加工成本，缩短加工周期，同时通过模块化加工，实现不同机翼与不同角度尾翼的快速拆装、模块化迭代。

以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。

Claims (10)

1.一种柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型，其特征在于，包括：

机身主体，所述机身主体的前端设有头罩，所述头罩通过3D打印制得；

机翼，所述机翼可拆卸的安装于所述机身主体上；

尾翼角度调节块，所述尾翼角度调节块可拆卸的安装于所述机身主体的尾端，所述尾翼角度调节块上设有尾翼插槽，所述尾翼插槽中设有固定结构，所述尾翼角度调节块为多个且每个所述尾翼角度调节块上的尾翼插槽与所述尾翼角度调节块的底面之间形成的夹角不同；

尾翼，所述尾翼通过所述固定结构可拆卸的安装于所述尾翼插槽中。

2.根据权利要求1所述的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型，其特征在于，所述机翼包括机翼主梁、多个翼肋及蒙皮，所述机翼主梁的中部设有第一螺纹孔，在所述机翼主梁上，沿所述机翼主梁的长度方向，在所述第一螺纹孔的两侧对称设置有多个所述翼肋，所述蒙皮将所述机翼主梁及所述多个翼肋包裹在内；

所述机身主体的底部设有机翼安装卡槽，所述机翼安装卡槽的底部设有第二螺纹孔，所述机翼安装于所述安装卡槽中，并通过螺栓与所述第一螺纹孔和所述第二螺纹孔的配合与所述机身主体固定连接。

3.根据权利要求2所述的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型，其特征在于，所述翼肋呈工字型，包括第一横向部、竖向部及第二横向部，所述翼肋的材质为尼龙，所述翼肋通过3D打印制得，所述翼肋的竖向部铆接于所述机翼主梁上并通过胶水固定，所述第一横向部和所述第二横向部的延伸方向与所述机翼主梁平行。

4.根据权利要求1所述的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型，其特征在于，所述尾翼的中部设有固定槽，所述尾翼角度调节块的前端设有铆接孔，所述尾翼角度调节块通过所述铆接孔与所述机身主体连接，所述尾翼插槽贯穿所述尾翼角度调节块，所述固定结构包括销孔和定位销，所述销孔由所述尾翼角度调节块的顶面贯穿至所述尾翼插槽中，所述定位销的一端通过所述销孔插入所述尾翼的固定槽中。

5.根据权利要求1所述的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型，其特征在于，所述机身主体中设有配重件，所述配重件包括铅粒，所述铅粒粘接于所述机身主体的内壁上。

6.根据权利要求1所述的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型，其特征在于，还包括支撑杆，所述机身主体的底部设有接头，所述接头上设有连接孔，所述连接孔的轴线与所述机翼的长度方向平行，所述支撑杆顶部铰接于所述连接孔中。

7.根据权利要求1所述的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型，其特征在于，所述头罩的材质为光敏树脂，所述头罩的一端嵌设于所述机身主体的前端，并与所述机身主体通过粘接连接。

8.根据权利要求1所述的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型，其特征在于，所述机身主体及所述尾翼均为铝合金材质。

9.一种根据权利要求1～8中任意一项所述的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型的制造方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：

通过机加工制得所述机身主体；

通过3D打印制得所述头罩；

制作所述机翼；

制作所述尾翼角度调节块及所述尾翼；

采用激光三维扫描技术对所述头罩及所述机翼进行检测，以保证加工精度满足试验需求；

将所述机身主体、所述头罩、所述机翼、所述尾翼角度调节块及所述尾翼组装成实验模型。

10.根据权利要求9所述的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型的制造方法，其特征在于，所述机翼包括机翼主梁、翼肋及蒙皮，制作所述机翼包括以下步骤：

将金属梁条通过机加工制成所述机翼主梁；

通过3D打印技术制得所述翼肋；

将所述翼肋固定于所述机翼主梁上；

在所述翼肋及所述机翼主梁上覆盖所述蒙皮。

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