CN115420457B - 一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置，包括：分体设置的套筒、夹具和迎角调节机构，套筒套接机翼的边部的主梁，夹具夹持固定套筒，夹具远离套筒的一端与迎角调节机构的一端采用角度可调节的方式连接，迎角调节机构的另一端与测力天平固定装配，装置本身可以固定在地面上，只需要确保来流风向不变，调整迎角并固定即可。螺栓固定与机翼主梁没有任何影响。
Description
技术领域
本发明涉及风洞试验技术领域，具体而言，涉及一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置。
背景技术
现代飞行器设计通常需要进行风洞试验来模拟飞行器在大气中的飞行情况从而校验设计是否满足要求，因此风洞试验是飞行器设计的不可或缺的一环。风洞试验依据的是运动的相对性原理，将飞行器试验模型固定在风洞中，人为制造气流流过达到模拟飞行的效果。虽然现在计算流体力学(ComputationalFluidDynamics,CFD)飞速发展，但是目前风洞试验还是不可替代的；
风洞试验中，天平测量得到的气动力在转换到气流坐标系上要考虑气动迎角，而且一般情况下迎角的改变对模型的气动效应影响会比较明显，因此迎角的的调整和确定是风洞试验中的重要内容；
虽然有的风洞里具备调节迎角的装置，但是大多是需要模型进行适配设计，而且不同风洞之间没有通用的适配规范，因此为了克服风洞试验中机翼的迎角调节装置适用性问题，本发明设计了一种直接安装在机翼上的应用于风洞试验的迎角可调节固定装置。而且针对不同材料的主梁，固定装置不会影响其结构固有的力学性能。
发明内容
本发明旨在提供一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置，以解决或改善上述技术问题中的至少之一。
有鉴于此，本发明的第一方面在于提供一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置。
本发明的第一方面提供了一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置，包括：分体设置的套筒、夹具和迎角调节机构，所述套筒套接所述机翼的边部的主梁，所述夹具夹持固定所述套筒，所述夹具远离所述套筒的一端与所述迎角调节机构的一端采用角度可调节的方式连接，所述迎角调节机构的另一端与测力天平固定装配；所述套筒的内壁和所述主梁的外壁之间采用填充物填充，以使所述主梁能够紧固在所述套筒的内部；所述夹具靠近所述迎角调节机构的一端周向开设有多个第一孔体，以及所述迎角调节机构与所述夹具相对的一端周向开设有多个第二孔体，且采用螺栓插接固定，多个周向设置的所述第二孔体具有一个对称中心，每个所述第二孔体沿所述对称中心周向延伸；其中，所述延伸的范围为以所述对称中心为圆心偏转5°-10°。
本发明提供的一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置，采用分体设置的套筒、夹具和迎角调节机构，可对不同的机翼的边部的主梁进行适配加工，且套筒的内壁和主梁的外壁之间采用填充物填充，可使得套筒与主梁的套接固定更加牢固，由于采用套接的方式，无需在主梁和套筒固定时采用打孔插接螺栓的方式，一方面降低了临时装配实验的难度，另一方面避免当主梁是复合材料时，开孔对力学性能产生不好的影响，即该固定方式对金属材质和复合材料的机翼主梁通用；
夹具和迎角调节机构之间为角度可调节的固定，能够应对机翼的不同实验角度需求，且采用迎角调节机构与测力天平固定装配的方式对整体进行固定支撑，将角度调节和整体固定支撑采用不同的部位承担，降低单一部件的加工难度，降低了装配的门槛，且分别对不同机翼和不同风洞的固定进行适应和固定；
对第二孔体设置一定范围的偏转延伸，可使得对余机翼转换角度实验时能够在一定范围内进行调节，只需松开螺栓上的螺母，即可调节，操作简单方便。
另外，根据本发明的实施例提供的技术方案还可以具有如下附加技术特征：
上述任一技术方案中，所述填充物为胶水。
在该技术方案中，采用胶水作为填充，在充满主梁和套筒之间的缝隙后，能够凝固增强装配的牢固性，且不会损伤主梁的结构。
上述任一技术方案中，所述主梁为方形柱体，以及所述套筒开设有与所述主梁相适配的方形孔。
在该技术方案中，对主梁设置为方形柱体，且采用方形孔的套筒内壁进行适配插接，可在装配固定后，避免主梁产生周向的转动，使得固定的作用更加稳定。
上述任一技术方案中，所述套筒沿所述主梁的轴向上开设多个第一通孔，且多个所述第一通孔沿所述方形孔的轴线对称设置，所述第一通孔与所述方形孔的内部相互不通，且所述第一通孔和所述方形孔的轴线相互垂直；所述夹具包括有两个用于夹持所述套筒的夹片，所述夹片上开设有多个第二通孔；当两个所述夹片夹持所述套筒时，所述第一通孔与所述第二通孔相对应，且采用螺栓插接固定。
在该技术方案中，通过第一通孔和第二通孔插接螺栓固定，使得套筒更够固定两个夹片之间，进而固定在夹具上，将多个所述第一通孔沿所述方形孔的轴线对称设置，且与所述方形孔的内部相互不通，使得插接第一通孔的螺栓不会与主梁接触，保证了主梁的结构完整，且沿方形孔的轴线设置，能够在主梁的对称两侧进行固定，保证了带有主梁的套筒固定在夹具上时能够更加的牢固。
上述任一技术方案中，所述夹具还包括有第一圆盘，所述第一孔体开设在所述第一圆盘的端壁上，两个所述夹片设置在所述第一圆盘的同一侧；所述迎角调节机构包括有第二圆盘，所述第二孔体开设在所述第二圆盘的端壁上。
在该技术方案中，将第一孔体设置在第一圆盘上，并将第二孔体设置在第二圆盘上，可使得第一孔体和第二孔体采用螺栓插接时，第一圆盘和第二圆盘，进行端壁贴合，保证了固定后的接触面平整，避免晃动。
上述任一技术方案中，所述第一圆盘具有轴线，周向开设的多个所述第一孔体的对称中心位于所述第一圆盘的轴线上；所述第二圆盘具有轴线，周向开设的多个所述第二孔体的对称中心位于所述第二圆盘的轴线上。
在该技术方案中，多个第一孔体的对称中心位于第一圆盘的轴线上，以及多个第二孔体的对称中心位于第二圆盘的轴线上，使得第一孔体中的螺栓在第二孔体内部滑动，对主梁进行角度调节时，第一盘体和第二盘体之间只发生相对转动，不发生偏移，使得在转动后的第一盘体和第二盘体稳定贴合，保证接触面积不会减少。
上述任一技术方案中，所述第二圆盘上以所述对称中心为中心沿周向开设有与所述第二孔体相对应的刻度。
在该技术方案中，增设刻度，实现比较精确的迎角定位。
上述任一技术方案中，所述迎角调节机构还包括：方形盘，所述测力天平上开设有第一固定孔，以及所述方形盘侧壁开设有与所述第一固定孔相适配的第二固定孔，所述第一固定孔和所述第二固定孔用于插接螺柱，以使所述方形盘和所述测力天平固定装配；连接柱，所述连接柱的端壁分别连接所述方形盘表面中部和所述第二圆盘表面中部。
在该技术方案中，通过连接柱连接方形盘和第二圆盘，使得负责角度调节的第二圆盘和负责固定支撑的方形盘能够彼此相连和固定，同时二者在行使各自功能时不会相互干扰，保证了整体结构在试验中的紧固不晃动。
上述任一技术方案中，所述第二固定孔沿所述连接柱的轴线周向设置多个，且所述第二固定孔在所述第二圆盘上的投影均位于相邻的两个所述第二孔体之间。
在该技术方案中，将第二固定孔沿连接柱的轴线周向设置多个，可保证负责整体结构固定支撑的方形盘和测力天平之间固定牢固，且第二固定孔在第二圆盘上的投影位于相邻的两个第二孔体之间，螺柱产生的固定力通过连接柱传递到第二盘体时，不会沿着第二孔体和第二盘体之间的连线传播，保证了盘体在试验中不会出现裂纹或者破裂的破损发生。
根据本发明的实施例的附加方面和优点将在下面的描述部分中变得明显，或通过根据本发明的实施例的实践了解到。
附图说明
附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制。
图1为本发明的机翼模型示意图；
图2为本发明的机翼主梁套筒的示意图；
图3为本发明的夹具的示意图；
图4为本发明的迎角调节机构的示意图；
图5为本发明的组合后的机翼示意图。
其中，图1-5中附图标记与部件名称之间的对应关系为：
1套筒、101方形孔、102第一通孔、2夹具、201第一孔体、202夹片、203第二通孔、204第一圆盘、3迎角调节机构、301第二孔体、302第二圆盘、303方形盘、304第二固定孔、305连接柱、4机翼、401主梁、5测力天平。
具体实施方式
为了可以更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是，本发明还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。
请参阅图1-5，本发明的第一方面提供了一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置，包括：分体设置的套筒1、夹具2和迎角调节机构3，套筒1套接机翼4的边部的主梁401，夹具2夹持固定套筒1，夹具2远离套筒1的一端与迎角调节机构3的一端采用角度可调节的方式连接，迎角调节机构3的另一端与测力天平5固定装配；套筒1的内壁和主梁401的外壁之间采用填充物填充，以使主梁401能够紧固在套筒1的内部；夹具2靠近迎角调节机构3的一端周向开设有多个第一孔体201，以及迎角调节机构3与夹具2相对的一端周向开设有多个第二孔体301，且采用螺栓插接固定，多个周向设置的第二孔体301具有一个对称中心，每个第二孔体301沿对称中心周向延伸；其中，延伸的范围为以对称中心为圆心偏转5°-10°。
本发明提供的一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置，采用分体设置的套筒1、夹具2和迎角调节机构3，可对不同的机翼4的边部的主梁401进行适配加工，且套筒1的内壁和主梁401的外壁之间采用填充物填充，可使得套筒1与主梁401的套接固定更加牢固，由于采用套接的方式，无需在主梁401和套筒1固定时采用打孔插接螺栓的方式，一方面降低了临时装配实验的难度，另一方面避免当主梁401是复合材料时，开孔对力学性能产生不好的影响，即该固定方式对金属材质和复合材料的机翼4主梁401通用；
夹具2和迎角调节机构3之间为角度可调节的固定，能够应对机翼4的不同实验角度需求，且采用迎角调节机构3与测力天平5固定装配的方式对整体进行固定支撑，将角度调节和整体固定支撑采用不同的部位承担，降低单一部件的加工难度，降低了装配的门槛，且分别对不同机翼4和不同风洞的固定进行适应和固定；
对第二孔体301设置一定范围的偏转延伸，可使得对余机翼4转换角度实验时能够在一定范围内进行调节，只需松开螺栓上的螺母，即可调节，操作简单方便；
装置本身可以固定在地面上，只需要确保来流风向不变，调整迎角并固定即可。螺栓固定与机翼主梁没有任何影响。
具体地，翼型选用NACA0015对称翼型，翼根完全固支。机翼4参数如下：翼根弦长100mm，翼尖弦长300mm，展长1600mm，后掠角0Deg，无扭转角。机翼4主梁401采用矩形薄壁截面，截面长40m，截面宽30mm，壁厚5mm,位于机翼440％弦长处，且使用复合材料制作。
具体地，第二孔体设置四个，且以对称中心为圆心周向等间距设置，以及可选地第二孔体设置为弧形孔。
上述任一实施例中，如图1-5所示，填充物为胶水。
在该实施例中，采用胶水作为填充，在充满主梁401和套筒1之间的缝隙后，能够凝固增强装配的牢固性，且不会损伤主梁401的结构。
上述任一实施例中，如图1-5所示，主梁401为方形柱体，以及套筒1开设有与主梁401相适配的方形孔101。
在该实施例中，对主梁401设置为方形柱体，且采用方形孔101的套筒1内壁进行适配插接，可在装配固定后，避免主梁401产生周向的转动，使得固定的作用更加稳定。
上述任一实施例中，如图1-5所示，套筒1沿主梁401的轴向上开设多个第一通孔102，且多个第一通孔102沿方形孔101的轴线对称设置，第一通孔102与方形孔101的内部相互不通，且第一通孔和方形孔的轴线相互垂直；夹具2包括有两个用于夹持套筒1的夹片202，夹片202上开设有多个第二通孔203；当两个夹片202夹持套筒1时，第一通孔102与第二通孔203相对应，且采用螺栓插接固定。
在该实施例中，通过第一通孔102和第二通孔203插接螺栓固定，使得套筒1更够固定两个夹片202之间，进而固定在夹具2上，将多个第一通孔102沿方形孔101的轴线对称设置，且与方形孔101的内部相互不通，使得插接第一通孔102的螺栓不会与主梁401接触，保证了主梁401的结构完整，且沿方形孔101的轴线设置，能够在主梁401的对称两侧进行固定，保证了带有主梁401的套筒1固定在夹具2上时能够更加的牢固。
具体地，套筒1截面的方形孔101，长40mm,宽30mm，长边壁厚3mm,短边壁厚17mm，第一通孔102贯穿两个长边壁，且位于短边壁的中部。
具体地，第一通孔102的内径为4.1mm，第二通孔203的内径为4.5mm。
上述任一实施例中，如图1-5所示，夹具2还包括有第一圆盘204，第一孔体201开设在第一圆盘204的端壁上，两个夹片202设置在第一圆盘204的同一侧；迎角调节机构3包括有第二圆盘302，第二孔体301开设在第二圆盘302的端壁上。
在该实施例中，将第一孔体201设置在第一圆盘204上，并将第二孔体301设置在第二圆盘302上，可使得第一孔体201和第二孔体301采用螺栓插接时，第一圆盘204和第二圆盘302，进行端壁贴合，保证了固定后的接触面平整，避免晃动。
具体地，第一孔体201为4.5mm的孔。
进一步地，第二通孔203沿第一圆盘204的轴向方向的投影位于相邻的第一孔体201之间。
上述任一实施例中，如图1-5所示，第一圆盘204具有轴线，周向开设的多个第一孔体201的对称中心位于第一圆盘204的轴线上；第二圆盘302具有轴线，周向开设的多个第二孔体301的对称中心位于第二圆盘302的轴线上。
在该实施例中，多个第一孔体201的对称中心位于第一圆盘204的轴线上，以及多个第二孔体301的对称中心位于第二圆盘302的轴线上，使得第一孔体201中的螺栓在第二孔体301内部滑动，对主梁401进行角度调节时，第一圆盘204和第二圆盘302之间只发生相对转动，不发生偏移，使得在转动后的第一圆盘204和第二圆盘302稳定贴合，保证接触面积不会减少。
上述任一实施例中，如图1-5所示，第二圆盘302上以对称中心为中心沿轴向开设有与第二孔体301相对应的刻度。
在该实施例中，增设刻度，实现比较精确的迎角定位。
上述任一实施例中，如图1-5所示，迎角调节机构3还包括：方形盘303，测力天平5上开设有第一固定孔，以及方形盘303侧壁开设有与第一固定孔相适配的第二固定孔304，第一固定孔和第二固定孔304用于插接螺柱，以使方形盘303和测力天平5固定装配；连接柱305，连接柱305的端壁分别连接方形盘303表面中部和第二圆盘302表面中部。
在该实施例中，通过连接柱305连接方形盘303和第二圆盘302，使得负责角度调节的第二圆盘302和负责固定支撑的方形盘303能够彼此相连和固定，同时二者在行使各自功能时不会相互干扰，保证了整体结构在试验中的紧固不晃动。
具体地，第一固定孔的内径为4mm，第二固定孔304的内径为4.5mm。
上述任一实施例中，如图1-5所示，第二固定孔304沿连接柱305的轴线周向设置多个，且第二固定孔304在第二圆盘302上的投影均位于相邻的两个第二孔体301之间。
在该实施例中，将第二固定孔304沿连接柱305的轴线周向设置多个，可保证负责整体结构固定支撑的方形盘303和测力天平5之间固定牢固，且第二固定孔304在第二圆盘302上的投影位于相邻的两个第二孔体301之间，螺柱产生的固定力通过连接柱305传递到第二圆盘302时，不会沿着第二孔体301和第二圆盘302之间的连线传播，保证了盘体在试验中不会出现裂纹或者破裂的破损发生。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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，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。
以上的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。
Claims (9)
1.一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置，其特征在于，包括：分体设置的套筒、夹具和迎角调节机构，所述套筒套接所述机翼的边部的主梁，所述夹具夹持固定所述套筒，所述夹具远离所述套筒的一端与所述迎角调节机构的一端采用角度可调节的方式连接，所述迎角调节机构的另一端与测力天平固定装配；
所述套筒的内壁和所述主梁的外壁之间采用填充物填充，以使所述主梁能够紧固在所述套筒的内部；
所述夹具靠近所述迎角调节机构的一端周向开设有多个第一孔体，以及所述迎角调节机构与所述夹具相对的一端周向开设有多个第二孔体，且采用螺栓插接固定，多个周向设置的所述第二孔体具有一个对称中心，每个所述第二孔体沿所述对称中心周向延伸；
其中，所述延伸的范围为以所述对称中心为圆心偏转5°-10°。
2.根据权利要求1所述的一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置，其特征在于，所述填充物为胶水。
3.根据权利要求1所述的一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置，其特征在于，所述主梁为方形柱体，以及所述套筒开设有与所述主梁相适配的方形孔。
4.根据权利要求3所述的一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置，其特征在于，所述套筒沿所述主梁的轴向上开设多个第一通孔，且多个所述第一通孔沿所述方形孔的轴线对称设置，所述第一通孔与所述方形孔的内部相互不通，且所述第一通孔和所述方形孔的轴线相互垂直；
所述夹具包括有两个用于夹持所述套筒的夹片，所述夹片上开设有多个第二通孔；
当两个所述夹片夹持所述套筒时，所述第一通孔与所述第二通孔相对应，且采用螺栓插接固定。
5.根据权利要求4所述的一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置，其特征在于，所述夹具还包括有第一圆盘，所述第一孔体开设在所述第一圆盘的端壁上，两个所述夹片设置在所述第一圆盘的同一侧；
所述迎角调节机构包括有第二圆盘，所述第二孔体开设在所述第二圆盘的端壁上。
6.根据权利要求5所述的一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置，其特征在于，所述第一圆盘具有轴线，周向开设的多个所述第一孔体的对称中心位于所述第一圆盘的轴线上；
所述第二圆盘具有轴线，周向开设的多个所述第二孔体的对称中心位于所述第二圆盘的轴线上。
7.根据权利要求5所述的一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置，其特征在于，所述第二圆盘上以所述对称中心为中心沿周向开设有与所述第二孔体相对应的刻度。
8.根据权利要求5所述的一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置，其特征在于，所述迎角调节机构还包括：
方形盘，所述测力天平上开设有第一固定孔，以及所述方形盘侧壁开设有与所述第一固定孔相适配的第二固定孔，所述第一固定孔和所述第二固定孔用于插接螺柱，以使所述方形盘和所述测力天平固定装配；
连接柱，所述连接柱的端壁分别连接所述方形盘表面中部和所述第二圆盘表面中部。
9.根据权利要求8所述的一种基于风洞试验的机翼迎角可调节固定装置，其特征在于，所述第二固定孔沿所述连接柱的轴线周向设置多个，且所述第二固定孔在所述第二圆盘上的投影位均于相邻的两个所述第二孔体之间。
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