CN112781826B - 一种升力面部件测力天平一体化设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于飞机风洞试验技术领域，公开了一种升力面部件测力天平一体化设计方法，将测力天平设计成测力部件和固定模型连接座的连接部件，并且根据测力部件和固定模型的外形结构，在测力天平周边设计上、下盖板和前、后缘填块；其中，测力天平的自由端与测力部件连接，测力天平的固定端与固定模型连接座连接，测力部件与测力天平的固定座之间设有间隙。通过对飞机多天平部件测力试验中升力面测力部件测力天平与模型部件结构一体化设计，不但能够减少天平加工数量，降低成本；还可以在没有空间布置测力天平的情况下完成对升力面部件载荷的测量。测力部件与天平一体化设计还可以减小缝隙的串流影响，提高了测力部件和全机载荷测量的准确性。

Description

一种升力面部件测力天平一体化设计方法
技术领域
本发明属于飞机风洞试验技术领域，涉及一种飞机风洞模型的设计方法，具体涉及一种升力面部件测力天平一体化设计方法。
背景技术
多天平部件测力风洞试验为在全机状态下对飞机的主要部件，如机翼、平尾、垂尾、短舱等进行集中力测量的一种特种试验。部件测力试验是型号研制中的一项重要的风洞试验。该试验就像一座桥梁，“连接”全机测力试验得到的气动总载荷和部件测压试验得到的分布气动载荷，为协调和校核全机载荷分配提供重要设计输入。
国内过去进行过许多型号的多天平部件测力试验，包括机翼、平尾、平尾+垂尾及短舱等高速部件测力试验。
在以往的多天平部件测力试验中，均是单独设计一台测力天平进行部件载荷的测量，天平往往被布置在测力部件的相邻部件中，测力部件与天平自由端相连，测力天平固定在相邻部件中。在进行部件测力试验时，需要被测力部件与相邻部件见保留有一定的缝隙以防止两者相碰撞而导致载荷测量失效。
某些测力部件如翼稍小翼、平尾或者垂尾受飞机布局的限制而无法布置天平，需要将天平与测力部件整体设计加工，才能满足布局和部件载荷测量要求。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供了一种升力面部件测力天平一体化设计方法，具有满足上述所有要求的能力。
本发明的技术方案是：
一种升力面部件测力天平一体化设计方法，将测力天平设计成测力部件和固定模型连接座的连接部件，并且根据测力部件和固定模型的外形结构，在测力天平周边设计上、下盖板和前、后缘填块；其中，测力天平的自由端与测力部件连接，测力天平的固定端与固定模型连接座连接，测力部件与测力天平的固定座之间设有间隙。
进一步的，根据测力部件尺寸和预估载荷设计测力天平的尺寸，保证测力天平尺寸不大于测力部件本身尺寸。
进一步的，测力天平的前部和后部与固定模型及测力部件分开。
进一步的，单独设计前缘填块和后缘填块，前缘填块和后缘填块分别用于填充模型在测力天平部分的前缘和后缘，形成风洞试验的翼型。
进一步的，前缘填块和后缘填块分别与测力部件的连接，前缘填块连接在测力部件与测力天平连接端的前缘端，后缘填块连接在测力部件与测力天平连接端的后缘端，前缘填块与测力天平之间具有间隙，后缘填块与测力天平之间具有间隙。
进一步的，单独设计上盖板和下盖板，上盖板和下盖板分别用于补充模型在测力天平部分的上翼面和下翼面，形成风洞试验的翼型。
进一步的，上盖板和下盖板分别安装在前缘填块和后缘填块的上下两侧，将测力天平覆盖在其中。
进一步的，上盖板与测力天平之间具有间隙，下盖板与测力天平之间具有间隙。
本发明的优点是：
通过对飞机多天平部件测力试验中升力面测力部件测力天平与模型部件结构一体化设计，不但能够减少天平加工数量，降低成本；还可以在没有空间布置测力天平的情况下完成对升力面部件载荷的测量。测力部件与天平一体化设计还可以减小缝隙的串流影响，提高了测力部件和全机载荷测量的准确性。
附图说明
图1是本发明无人机巡航状态侧视图；
其中，1—测力部件，2—测力天平，3—前缘填块，4—后缘填块，5—上盖板，6—下盖板。
具体实施方式
本部分是本发明的实施例，用于解释和说明本发明的技术方案。
一种升力面部件测力天平一体化设计方法，将测力天平2设计成测力部件1和固定模型连接座的连接部件，并且根据测力部件1和固定模型的外形结构，在测力天平2周边设计上、下盖板和前、后缘填块；其中，测力天平的自由端与测力部件1连接，测力天平2的固定端与固定模型连接座连接，测力部件1与测力天平2的固定座之间设有间隙。
根据测力部件1尺寸和预估载荷设计测力天平2的尺寸，保证测力天平2尺寸不大于测力部件本身尺寸。
测力天平2的前部和后部与固定模型及测力部件分开。
单独设计前缘填块3和后缘填块4，前缘填块3和后缘填块4分别用于填充模型在测力天平2部分的前缘和后缘，形成风洞试验的翼型。
前缘填块3和后缘填块4分别与测力部件的连接，前缘填块3连接在测力部件1与测力天平2连接端的前缘端，后缘填块4连接在测力部件1与测力天平2连接端的后缘端，前缘填块3与测力天平2之间具有间隙，后缘填块4与测力2天平之间具有间隙。
单独设计上盖板5和下盖板6，上盖板5和下盖板6分别用于补充模型在测力天平2部分的上翼面和下翼面，形成风洞试验的翼型。
上盖板5和下盖板6分别安装在前缘填块3和后缘填块4的上下两侧，将测力天平2覆盖在其中。
上盖板5与测力天平2之间具有间隙，下盖板6与测力天平2之间具有间隙。
下面结合附图说明本发明另一个实施例。
根据测力部件1尺寸和预估载荷进行测力天平2设计。测力天平2的尺寸首先不能够大于模型部件本身尺寸，由于已经有了预估的测力部件载荷，测力天平2的结构形式和尺寸基本确定，测力天平2设计的主要约束还是模型的外形尺寸，测力部件1内部不但要设计有天平，还要与留有一定的盖板装配空间。测力天平2一端与固定模型的连接座连接，为固定端；另一端与测力部件1相连接，为自由端，测力部件2需要与固定端留有一定的缝隙。
为了满足天平应变梁的实际加工要求，需要对测力部件1和测力天平2的前部和后部与模型分割开，并单独设计前缘填块3和后缘填块4，前缘填块3和后缘填块4分别与测力部件1装配连接并与测力天平2留有一定的间隙
设计测力天平2此处的测力部件1的盖板，盖板主要用来恢复测力部件的局部外形尺寸，包括上盖板5和下盖板6，上下盖板与模型的前缘填块和后缘填块装配并与天平之间保留有一定的缝隙。

Claims (4)

1.一种升力面部件测力天平一体化设计方法，其特征在于，将测力天平设计成测力部件和固定模型连接座的连接部件，并且根据测力部件和固定模型的外形结构，在测力天平周边设计上、下盖板和前、后缘填块；其中，测力天平的自由端与测力部件连接，测力天平的固定端与固定模型连接座连接，测力部件与测力天平的固定座之间设有间隙；根据测力部件尺寸和预估载荷设计测力天平的尺寸，保证测力天平尺寸不大于测力部件本身尺寸；测力天平的前部和后部与固定模型及测力部件分开，单独设计前缘填块和后缘填块，前缘填块和后缘填块分别用于填充模型在测力天平部分的前缘和后缘，形成风洞试验的翼型，前缘填块和后缘填块分别与测力部件连接，前缘填块连接在测力部件与测力天平连接端的前缘端，后缘填块连接在测力部件与测力天平连接端的后缘端，前缘填块与测力天平之间具有间隙，后缘填块与测力天平之间具有间隙。
2.根据权利要求1所述的一种升力面部件测力天平一体化设计方法，其特征在于，单独设计上盖板和下盖板，上盖板和下盖板分别用于补充模型在测力天平部分的上翼面和下翼面，形成风洞试验的翼型。
3.根据权利要求2所述的一种升力面部件测力天平一体化设计方法，其特征在于，上盖板和下盖板分别安装在前缘填块和后缘填块的上下两侧，将测力天平覆盖在其中。
4.根据权利要求3所述的一种升力面部件测力天平一体化设计方法，其特征在于，上盖板与测力天平之间具有间隙，下盖板与测力天平之间具有间隙。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113670560B (zh) * 2021-10-21 2022-02-11 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种平尾气动载荷测量装置

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4107986A (en) * 1977-04-04 1978-08-22 Mcdonnell Douglas Corporation Five component strain gauge balance
CN102765476A (zh) * 2012-08-08 2012-11-07 南昌航空大学 环量可控变翼式飞行器
CN104713694A (zh) * 2015-04-08 2015-06-17 中国航天空气动力技术研究院 应用于低速风洞的高升阻比天平
CN106153289A (zh) * 2015-04-08 2016-11-23 大连理工大学 风洞试验模型的一种测力装置
CN106525385A (zh) * 2016-12-02 2017-03-22 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 模型一体式平垂尾气动力测量装置
JP2017166870A (ja) * 2016-03-14 2017-09-21 三菱重工業株式会社 風洞試験用天秤及び風洞試験装置
CN111473945A (zh) * 2020-04-26 2020-07-31 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种六分量环式天平

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4107986A (en) * 1977-04-04 1978-08-22 Mcdonnell Douglas Corporation Five component strain gauge balance
CN102765476A (zh) * 2012-08-08 2012-11-07 南昌航空大学 环量可控变翼式飞行器
CN104713694A (zh) * 2015-04-08 2015-06-17 中国航天空气动力技术研究院 应用于低速风洞的高升阻比天平
CN106153289A (zh) * 2015-04-08 2016-11-23 大连理工大学 风洞试验模型的一种测力装置
JP2017166870A (ja) * 2016-03-14 2017-09-21 三菱重工業株式会社 風洞試験用天秤及び風洞試験装置
CN106525385A (zh) * 2016-12-02 2017-03-22 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 模型一体式平垂尾气动力测量装置
CN111473945A (zh) * 2020-04-26 2020-07-31 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种六分量环式天平

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
一体化五分量铰链力矩天平研制;张逊等;《弹箭与制导学报》;20200831;第40卷(第4期);正文第2页，图5 *
某飞机部件测力风洞试验天平研制与应用;潘华烨等;《实验力学》;20141231(第06期);全文 *

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