CN114061887A - 一种水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，包括试验模型、通气支杆，及设置于试验模型内的模型天平、天平连接件、支杆连接件、螺旋桨天平、空气桥和七通道流量控制单元；试验模型包括机身、主机翼、襟翼、方向舵、升降舵和螺旋桨；模型天平的浮动端与天平连接件连接，模型天平的固定端与通气支杆连接；七通道流量控制单元的一端与通气支杆连通，七通道流量控制单元的另一端分别连通设置舵面吹气缝的舵面；螺旋桨设置于桨毂上，桨毂与螺旋桨电机相连，螺旋桨天平的浮动端与螺旋桨电机相连，螺旋桨天平的固定端通过天平安装座与试验模型相连。采用本发明的一种水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置能够开展动力增升全模风洞试验。

Description

一种水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置
技术领域
本发明涉及一种水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，属于水陆两栖飞机风洞试验技术领域。
背景技术
水陆两栖飞机的抗浪能力是制约其海上出勤率的重要因素之一，海洋环境的复杂多变对水陆两栖飞机的抗浪能力提出了更高的要求。通过提高起降状态的升力系数来降低起降速度、减小起降距离，可进一步提升飞机的抗浪水平。研究表明，仅靠常规的增升装置，难以满足高抗浪水陆两栖飞机对较高升力系数的需求，动力增升技术可以使飞机的升力大幅提升，是水陆两栖飞机提高抗浪性的一项关键技术。
风洞试验能精确地控制试验条件，如气流的速度、压力、温度、流量、动量系数等，是评估气动特性的重要手段，是新技术走向型号应用的关键环节。国内尚未配备大尺寸全模动力增升试验装置。
发明内容
本发明的发明目的在于：针对上述存在的问题，提供一种水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，本发明能够开展动力增升全模风洞试验。
一种水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，包括试验模型、通气支杆，及设置于试验模型内的模型天平、天平连接件、支杆连接件、螺旋桨天平、空气桥和七通道流量控制单元；
试验模型包括机身、主机翼、襟翼、方向舵、升降舵和螺旋桨；
所述模型天平的浮动端与天平连接件连接，模型天平的固定端通过支杆连接件与通气支杆连接；
所述七通道流量控制单元的一端通过空气桥、支杆连接件与通气支杆连通，七通道流量控制单元的另一端分别连通设置舵面吹气缝的左内襟翼、左外襟翼、右内襟翼、右外襟翼、方向舵、左升降舵和右升降舵的舵面；
螺旋桨设置于桨毂上，桨毂与螺旋桨电机相连，所述螺旋桨天平的浮动端与螺旋桨电机相连，螺旋桨天平的固定端通过天平安装座与试验模型相连。
在本发明中，压缩空气由供气系统通过供气管路引入到通气支杆，再通过支杆天平连接件进入到空气桥，再进入到七通道流量控制单元中，经过七通道流量控制单元分配成七路，分别进入到左内襟翼、左外襟翼、右内襟翼、右外襟翼、方向舵、左升降舵和右升降舵七个舵面中，经舵面吹气缝向外喷出；螺旋桨桨叶安装在桨毂上，桨毂与电机相连，螺旋桨天平浮动端与电机相连，固定端通过天平安装座与模型相连；试验时电机驱动螺旋桨模拟螺旋桨滑流影响，七通道流量控制单元精确分配七个舵面的流量，螺旋桨天平测量螺旋桨转动产生的气动力，模型天平测量全机气动力，实现相似参数动量系数的精确控制，开展动力增升全模风洞试验。
作为优选，所述通气支杆的横截面形状为对称翼型，内部具有三个通孔。
在上述方案中，对称翼型具有整流作用，内部具有三个圆形通孔，其中一个用于通气，两外两个用于布置电机管线和测量管线。
作为优选，所述通气支杆固定在风洞的支撑装置上，实现姿态角的变化。
在上述方案中，通过支撑装置调整模型的姿态角。
作为优选，所述空气桥为两路进气空气桥。
作为优选，所述空气桥固定在模型天平上，每路空气桥包括两个横置的柔性节和一个竖置的柔性节、两个温度传感器和两个压力传感器。
在上述方案中，空气桥设置于模型天平外围，空气桥可降低供气管路对天平的约束影响问题，用于消除通气后对模型天平的影响，保证数据精度。
作为优选，所述舵面吹气缝为高0.2-0.4mm的狭缝，舵面吹气缝设有堵块。
在上述方案中，设置堵块保证结构强度。
作为优选，所述七通道流量控制单元通过控制单元安装座安装在模型内部。
作为优选，所述七通道流量控制单元通过试验模型内部的橡胶管连通各舵面安定面的安定面驻室。
作为优选，所述安定面驻室通过通气角度块与舵面驻室连通，舵面驻室上布置多个测压孔，舵面驻室内设置孔板用于整流，舵面驻室与舵面吹气缝连通。
作为优选，所述模型天平为六通道杆式天平。
作为优选，所述螺旋桨天平六通道盒式天平。
作为优选，所述七通道流量控制单元包括上位控制计算机、流量控制系统、流量测量系统和进排气管路；
流量控制系统包括针阀机构和电作动筒；针阀机构包括针阀驻室、针阀孔板、针阀喷管、针阀顶针，针阀顶针的锥形前端穿过针阀孔板伸入到针阀喷管内，针阀孔板置于针阀驻室内部；电作动筒由无刷直流伺服电机、驱动器、控制器、绝对光栅传感器、滚珠丝杠、滑轨、滑块组成，滚珠丝杠通过连杆与针阀顶针连接，针阀顶针在电作动筒的作用下做水平运动；
流量测量系统由文丘里喷管、测量耙、流量计内套和流量计外套组成；总压总温测量耙设置在连接钢管上；流量控制装置中的高压气流依次经过进气管道、驻室、针阀孔板、针阀喷管、连接钢管、文丘里喷管后由排气管排出；
上位控制计算机同步控制若干路流量控制系统和流量测量系统，每一路流量控制系统和流量测量系统独立运行。
在上述方案中，七个驱动器在同一平面采用阵列方式均匀分布，一端与支座连接，另一端为通讯端口与上位控制计算机相连；圆形驻室固定在支座上，一侧通过转接块与进气管相通相连，另一侧与七路通气管路连接；七个电作动筒均匀分布在圆盘驻室一侧，电作动筒由无刷直流伺服电机、驱动器、控制器、绝对光栅、滚珠丝杠、滑轨、滑块组成，滚珠丝杠通过连杆与针阀顶针连接，针阀顶针在电作动筒的作用下做水平运动；圆盘驻室内腔含有七个针阀机构，滑块和针阀在电作动筒作用下做水平移动；滑块上固定有光栅传感器，与光栅尺感应，获取电作动筒的位移量，根据驱动器不同的位移可实现风洞试验中供气流量的操纵。
首先上位控制计算机通过控制器将设定的初始值指令发送给驱动器，由驱动器控制电机运动，连接于电机上的编码器将电机实际位置反馈给驱动器，构成第一个位置控制回路；采用绝对光栅测量针阀顶针的实际位移，由驱动器读取绝对光栅传感器的位移反馈值，根据给定位移值和实际位移值之差，对位移误差进行修正，构成第二个位置控制回路；高压气流从进气管道进入针阀喷管，由电作动筒控制针阀顶针在针阀喷管中移动，移动的针阀顶针使得针阀喷管凸出的曲面与针阀顶针之间的距离改变，从而改变气流流通的面积；流量测量系统同步测试由针阀喷管流过的气流，并反馈给上位控制计算机，通过对比预设数值再次对控制器进行修正，控制针阀顶针的移动达到所需的目标值。
本发明的一种水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，能够开展动力增升全模风洞试验，同时可模拟螺旋桨带动力情况下的舵面吹气对全机气动性能的影响；模拟范围更广，试验数据更精确。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
1、大尺寸全模风洞试验装置，模拟范围更广，试验数据更精确；
2、七通道流量控制单元控制七个舵面流量，进一步提高了舵面动量系数的精准度；
3、同时可模拟螺旋桨带动力情况下的舵面吹气对全机气动性能的影响，提升了国内水陆两栖飞机动力增升试验能力。
附图说明
本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：
图1是全模风洞试验装置的结构示意图；
图2是全模风洞试验装置的局部剖视图(沿螺旋桨中心线)；
图3是全模风洞试验装置的(沿内襟角度块中心线)。
图中标记：1-试验模型，2-通气支杆，3-支杆连接件，4-模型天平，5-天平连接件，6-空气桥，7-七通道流量控制单元，8-控制单元安装座，11-螺旋桨，12-发动机短舱，13-机翼，14-方向舵，15-升降舵，121-螺旋桨电机，122-螺旋桨天平，123-天平安装座，124-桨毂，131-安定面，132-安定面驻室，133-通气角度块，134-舵面吹气缝，135-孔板，136-襟翼，137-舵面驻室。
具体实施方式
本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。
本说明书中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。
如图1所示，本实施例的一种水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，包括试验模型1、通气支杆2，及设置于试验模型1内的模型天平4、天平连接件5、支杆连接件3、螺旋桨天平12、两路进气空气桥6和七通道流量控制单元7；试验模型1包括机身、主机翼13、襟翼136、方向舵14、升降舵15和螺旋桨11；通气支杆2固定在风洞的支撑装置上实现姿态角的变化，通气支杆2的横截面形状为对称翼型用于整流，内部具有三个圆形通孔，其中一个用于通气，另外两个用于布置电机管线和测量管线；两路进气空气桥6固定在模型天平4上，每路空气桥6包括两个横置的柔性节和一个竖置的柔性节、两个温度传感器和两个压力传感器；七通道流量控制单元7通过控制单元安装座8安装在模型内部；
模型天平4的浮动端与天平连接件5连接，模型天平4的固定端通过支杆连接件3与通气支杆2连接；七通道流量控制单元7的一端通过空气桥6、支杆连接件3与通气支杆2连通，七通道流量控制单元7的另一端分别连通设置舵面吹气缝134的左内襟翼136、左外襟翼136、右内襟翼136、右外襟翼136、方向舵14、左升降舵15和右升降舵15的舵面；图2-3示出襟翼136的吹气结构，七通道流量控制单元7通过试验模型1内部的橡胶管连通各舵面安定面131的安定面驻室132，安定面驻室132通过通气角度块133与舵面驻室137连通，舵面驻室137上布置多个测压孔，舵面驻室137内设置孔板135用于整流，舵面驻室137与舵面吹气缝134连通，舵面吹气缝134为高0.2-0.4mm的狭缝，舵面吹气缝134设有堵块保证结构强度；压缩空气由供气系统通过供气管路引入到通气支杆2，再通过支杆天平连接件5分两路进入到空气桥6，跨越天平固定端和浮动端进入到七通道流量控制单元7中，经过七通道流量控制单元7分配成七路，通过橡胶管分别进入到左内襟翼、左外襟翼、右内襟翼、右外襟翼、方向舵、左升降舵和右升降舵七个舵面中，经各舵面内的舵面吹气缝134向外喷出；
七通道流量控制单元包括上位控制计算机、流量控制系统、流量测量系统和进排气管路；流量控制系统包括针阀机构和电作动筒；针阀机构包括针阀驻室、针阀孔板、针阀喷管、针阀顶针，针阀顶针的锥形前端穿过针阀孔板伸入到针阀喷管内，针阀孔板置于针阀驻室内部；电作动筒由无刷直流伺服电机、驱动器、控制器、绝对光栅传感器、滚珠丝杠、滑轨、滑块组成，滚珠丝杠通过连杆与针阀顶针连接，针阀顶针在电作动筒的作用下做水平运动；流量测量系统由文丘里喷管、测量耙、流量计内套和流量计外套组成；总压总温测量耙设置在连接钢管上；流量控制装置中的高压气流依次经过进气管道、驻室、针阀孔板、针阀喷管、连接钢管、文丘里喷管后由排气管排出；上位控制计算机同步控制若干路流量控制系统和流量测量系统，每一路流量控制系统和流量测量系统独立运行，通过七通道流量控制单元7精确分配七个舵面的流量；
螺旋桨11设置于桨毂124上，桨毂124与螺旋桨11电机相连，螺旋桨天平12的浮动端与螺旋桨11电机相连，螺旋桨天平12的固定端通过天平安装座123与试验模型1相连；螺旋桨11电机供电、控制线路和冷却管路经机身背部和通气支杆2外接到控制柜，通过电机驱动螺旋桨11模拟螺旋桨11滑流影响。
在本实施例中，试验时通过电机驱动螺旋桨11模拟螺旋桨11滑流影响，七通道流量控制单元7精确分配七个舵面的流量舵面吹气缝134向外喷出，螺旋桨天平12测量螺旋桨11转动产生的气动力，模型天平4测量全机气动力，实现相似参数动量系数的精确控制，实现同时模拟螺旋桨11带动力情况下的舵面吹气对全机气动性能的影响。
作为优选，模型天平4为六通道杆式天平。
作为优选，螺旋桨天平12六通道盒式天平。
综上所述，采用本发明的一种水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，大尺寸全模风洞试验装置，模拟范围更广，试验数据更精确；七通道流量控制单元7控制七个舵面流量，进一步提高了舵面动量系数的精准度；同时可模拟螺旋桨11带动力情况下的舵面吹气对全机气动性能的影响，提升了国内水陆两栖飞机动力增升试验能力。本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (10)

1.一种水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，其特征在于：包括试验模型(1)、通气支杆(2)，及设置于试验模型(1)内的模型天平(4)、天平连接件(5)、支杆连接件(3)、螺旋桨(11)天平、空气桥(6)和七通道流量控制单元(7)；
试验模型(1)包括机身、主机翼(13)、襟翼(136)、方向舵(14)、升降舵(15)和螺旋桨(11)；
所述模型天平(4)的浮动端与天平连接件(5)连接，模型天平(4)的固定端通过支杆连接件(3)与通气支杆(2)连接；
所述七通道流量控制单元(7)的一端通过空气桥(6)、支杆连接件(3)与通气支杆(2)连通，七通道流量控制单元(7)的另一端分别连通设置舵面吹气缝的左内襟翼、左外襟翼、右内襟翼、右外襟翼、方向舵、左升降舵和右升降舵的舵面；
螺旋桨(11)设置于桨毂(124)上，桨毂(124)与螺旋桨(11)电机相连，所述螺旋桨(11)天平的浮动端与螺旋桨(11)电机相连，螺旋桨(11)天平的固定端通过天平安装座(123)与试验模型(1)相连。
2.如权利要求1所述的水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，其特征在于：所述通气支杆(2)的横截面形状为对称翼型，内部具有三个通孔。
3.如权利要求1所述的水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，其特征在于：所述通气支杆(2)固定在风洞的支撑装置上，实现姿态角的变化。
4.如权利要求1所述的水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，其特征在于：所述空气桥(6)为两路进气空气桥(6)。
5.如权利要求1所述的水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，其特征在于：所述空气桥(6)固定在模型天平(4)上，每路空气桥(6)包括两个横置的柔性节和一个竖置的柔性节、两个温度传感器和两个压力传感器。
6.如权利要求1所述的水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，其特征在于：所述舵面吹气缝(134)为高0.2-0.4mm的狭缝，舵面吹气缝(134)设有堵块。
7.如权利要求1所述的水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，其特征在于：所述七通道流量控制单元(7)通过控制单元安装座(8)安装在模型内部。
8.如权利要求1所述的水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，其特征在于：所述七通道流量控制单元(7)通过试验模型(1)内部的橡胶管连通各舵面安定面(131)的安定面驻室(132)。
9.如权利要求8所述的水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，其特征在于：所述安定面驻室(132)通过通气角度块(133)与舵面驻室(137)连通，舵面驻室(137)上布置多个测压孔，舵面驻室(137)内设置孔板(135)，舵面驻室(137)与舵面吹气缝(134)连通。
10.如权利要求1所述的水陆两栖飞机动力增升全模风洞试验装置，其特征在于：所述七通道流量控制单元包括上位控制计算机、流量控制系统、流量测量系统和进排气管路；
流量控制系统包括针阀机构和电作动筒；针阀机构包括针阀驻室、针阀孔板、针阀喷管、针阀顶针，针阀顶针的锥形前端穿过针阀孔板伸入到针阀喷管内，针阀孔板置于针阀驻室内部；电作动筒由无刷直流伺服电机、驱动器、控制器、绝对光栅传感器、滚珠丝杠、滑轨、滑块组成，滚珠丝杠通过连杆与针阀顶针连接，针阀顶针在电作动筒的作用下做水平运动；
流量测量系统由文丘里喷管、测量耙、流量计内套和流量计外套组成；总压总温测量耙设置在连接钢管上；流量控制装置中的高压气流依次经过进气管道、驻室、针阀孔板、针阀喷管、连接钢管、文丘里喷管后由排气管排出；
上位控制计算机同步控制若干路流量控制系统和流量测量系统，每一路流量控制系统和流量测量系统独立运行。
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