CN205102999U

CN205102999U - 飞机模型混合支撑结构

Info

Publication number: CN205102999U
Application number: CN201520844933.9U
Authority: CN
Inventors: 林鹏; 黎军; 宗宁; 韩江旭; 李海泉; 陈同银
Original assignee: Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC; AVIC Shenyang Aerodynamics Research Institute
Current assignee: Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC; AVIC Shenyang Aerodynamics Research Institute
Priority date: 2015-10-28
Filing date: 2015-10-28
Publication date: 2016-03-23
Anticipated expiration: 2025-10-28

Abstract

一种飞机模型混合支撑结构，用于对飞机模型提供支撑，所述飞机模型混合支撑结构包括一个设置于风洞下壁的转动圆盘以及两根将所述飞机模型的机头分别连接于所述风洞的上壁和下壁的上张线和下张线，所述转动圆盘上固定焊接有两根支撑杆；所述支撑杆包括一个第一支臂、一个第二支臂以及一个斜撑支臂；所述第一支臂和所述第二支臂之间的夹角在100-170度之间调整变化。本实用新型的飞机模型混合支撑结构兼具有张线支撑系统和硬式支撑系统的特点，在张线支撑系统难以连接的翼尖位置采用了硬式支撑结构，而在机头位置保持了张线支撑，从而兼具了硬式支撑系统稳定性好以及张线支撑气动干扰小的优点。

Description

飞机模型混合支撑结构

技术领域

本实用新型涉及飞机风洞试验设备，尤其是一种飞机模型混合支撑结构。

背景技术

风洞是进行空气动力学研究与飞机研制最基本的试验设备，每一种新型飞机的研制都需要在风洞中进行大量的试验。飞机要进行风洞试验离不开风洞模型支撑系统，现有风洞模型支撑系统主要有硬式支撑系统和张线支撑系统等。支撑系统会对模型绕流产生干扰，使模型试验结果与真实飞机气动特性产生差别，这种差别称为支撑干扰。因此，对于支撑系统，除了要求其对风洞流场干扰小和不影响模型气动外形外，还要求其具有结构简单、体积小、动态性能好、应用范围广和成本低等优点。然而在减少支撑系统的气动干扰的同时，气动力所造成的支撑系统的振动也难以避免，因而使得增加支撑刚度与减少支撑系统的气动干扰之间的矛盾变得更为突出，这在硬式支撑系统中表现的尤其明显。

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题是提供一种飞机模型混合支撑结构，其提供了一种改进的支撑结构，用以在飞机风洞试验中对其提供稳定的支撑，同时兼具张线支撑系统气动干扰小的优点。

为解决上述技术问题，本实用新型提出了一种飞机模型混合支撑结构，用于对飞机模型提供支撑，所述飞机模型混合支撑结构包括一个设置于风洞下壁的转动圆盘以及两根将所述飞机模型的机头分别连接于所述风洞的上壁和下壁的上张线和下张线，所述转动圆盘上固定焊接有两根支撑杆，所述两根支撑杆上端通过球轴承分别与所述飞机模型的左右翼尖转动连接；所述支撑杆包括一个第一支臂、一个第二支臂以及一个斜撑支臂；所述第一支臂的下端与所述转动圆盘焊接，所述第一支臂的上端与所述第二支臂的下端通过球轴承转动连接；所述第二支臂的上端与所述飞机模型的翼尖转动连接；所述斜撑支臂分别与所述第一支臂和所述第二支臂的中部可转动的铰接；所述第一支臂和所述第二支臂之间的夹角在100-170度之间调整变化。

优选地，所述斜撑支臂为可伸缩的套筒结构。

本实用新型的飞机模型混合支撑结构兼具有张线支撑系统和硬式支撑系统的特点，在张线支撑系统难以连接的翼尖位置采用了硬式支撑结构，而在机头位置保持了张线支撑，从而兼具了硬式支撑系统稳定性好以及张线支撑气动干扰小的优点。

附图说明

以下附图仅旨在于对本实用新型做示意性说明和解释，并不限定本实用新型的范围。其中，

图1显示的是根据本实用新型的一个具体实施例的一种飞机模型混合支撑结构的结构示意图。

具体实施方式

为了对本实用新型的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本实用新型的具体实施方式。其中，相同的部件采用相同的标号。

图1显示的是根据本实用新型的一个具体实施例的一种飞机模型混合支撑结构的结构示意图，其中，图1中显示的飞机模型10是一种飞翼形式的无人机飞机模型来说，由于飞机模型10的机体小，尾部和机翼整体上都非常薄，在布置张线支撑系统的时候，往往难以找到强度适当的位置设置支撑点，例如，由于机翼边缘非常薄，强度不高，如果设置张线支撑点，很容易在风洞试验中将机翼破坏，并且在机翼很薄的位置也难以设置测力天平等机构。

针对上述问题，本实用新型提供了一种飞机模型混合支撑结构，该支撑系统用于在飞机风洞试验中将飞机模型10支撑在风洞(图中未示出)中。参见图1，本实施例中的飞机模型混合支撑结构1包括一个设置于风洞下壁的转动圆盘11以及两根将所述飞机模型10的机头分别连接于风洞的上壁和下壁的上张线12和下张线13，转动圆盘11上固定焊接有两根支撑杆14、15，这两根支撑杆14、15上端通过球轴承16，16’分别与飞机模型10的左右翼尖转动连接。其中，上张线12和下张线13分别通过固定于风洞上壁和下壁上的上张线轮17以及下张线轮18操纵飞机模型10的俯仰角度。

从图中可见，本实用新型的飞机模型混合支撑结构1乃是一种混合有张线支撑系统和硬式支撑系统的特点的支撑结构，也就是在张线支撑系统难以连接的部位，例如翼尖位置采用了硬式支撑结构，而在机头位置保持了张线支撑，从而兼具了张线支撑气动干扰小的优点，以及硬式支撑系统稳定性好、技术成熟的优点。

在实际的飞机风洞试验中，可以通过张线轮17、18的配合动作，调整张线12、13的长度，从而使得机头可以以飞机模型10的左右翼尖转动连接的球轴承16，16’为支撑点作上下俯仰动作，以此测量飞机模型10在不同俯仰角度下的气动特性。当需要测量飞机模型10在不同偏航角度下的气动特性时，可以通过使转动圆盘11转动，带动两根支撑杆14、15使飞机模型10左右偏转。很明显，由于支撑杆14、15与飞机模型10之间属于硬式支撑，因此在转动圆盘11转动的过程中，可以很方便带动飞机模型10偏转，而且支撑与转动的稳定性要明显优于张线支撑。

另外，当转动圆盘11转动时，可以放松张线轮17、18的张紧度，调整张线12、13的长度，使机头偏转。这一点相对于现有的张线支撑系统来说尤为不同，现有张线支撑系统为了调整飞机模型的偏转角度，需要在风洞的上壁和下壁分别设置一个连接各个张线的转动圆盘，上下两个转动圆盘配合起来转动才能调整飞机模型的偏转角度，而且还需要在调整之后重新调整各个张线的长度，以确保飞机模型的状态符合试验要求，劳动量非常大，调整工作繁复，参数多，容易失误导致返工。

而本实用新型的飞机模型混合支撑结构1中，仅需要设置一个转动圆盘11于风洞的下壁上，用于支撑两根支撑杆14、15就可以了，结构上进行了较大的简化，不需要像现有张线支撑系统中那样设置两个转动圆盘，而且，机头部位的张线与风洞的固定点(张线轮所在的位置)也不需要随着飞机模型的偏转而移动。也就是说，本实用新型的飞机模型混合支撑结构1中，上张线12和下张线13是分别连接着固定于风洞上壁和下壁上的张线轮17、18的，张线轮17、18的位置相对风洞固定，不需要将其固定在转动机构上随着飞机模型的偏转而转动，因此，本实用新型的张线12、13以及与其连接的操纵系统，例如张线轮17、18等可以无需考虑重量、操纵性等参数，反而由于其固定连接的属性，可以在其上设置多种复杂的联合测量装置。进一步的，由于张线12、13以及与其连接的操纵系统，例如张线轮17、18等非移动设置的缘故，调整张线12、13的长度就会变得非常方便，当飞机模型调整偏转之后，仅需要调整两根张线12、13的长度就可以确定飞机模型的状态，工作量大大减轻，某种程度上来说节省了人力，提高了效率，避免了调整步骤繁复所带来的反复返工、测量、计算等问题。

除此之外，相较于现有的张线支撑系统，本实用新型的飞机模型混合支撑结构1还具有一个明显的优点，也就是说，由于本实用新型的张线12、13不需要与转动圆盘11连接在一起转动，张线轮17、18无需固定连接在转动圆盘11上，因此，转动圆盘11的大小无需考虑张线12、13的固定位置问题，在实际工作中这一点也非常重要，因为风洞的大小毕竟有限，如果能够尽量减小固定在风洞中的支撑结构的大小就可以尽量减少气流的干扰。

在本实用新型中，由于转动圆盘11的大小与张线12、13的固定安装位置无关，也就是无需考虑张线轮17、18的固定问题，因此，转动圆盘11可以在强度足够的情况下尽可能减小其面积。从图中可见，转动圆盘11的面积明显小于飞机模型10的投影面积，其直径也明显小于两个翼尖之间的距离，因此，在一个具体实施例中，两根支撑杆14、15可以从飞机模型的左右翼尖向转动圆盘11方向收拢延伸，以此达到减小转动圆盘11的面积的目的。

在一个具体实施例中，支撑杆14、15均分别包括一个第一支臂141、151、一个第二支臂142、152以及一个斜撑支臂143、153；第一支臂141、151的下端与转动圆盘11焊接，第一支臂141、151的上端与第二支臂142、152的下端通过球轴承19，19’转动连接；第二支臂142、152的上端与飞机模型的翼尖通过球轴承16，16’转动连接；斜撑支臂143、153分别与第一支臂141、151和第二支臂142、152的中部可转动的铰接。其中，斜撑支臂143、153为可伸缩的套筒结构。本实施例中，支撑杆14、15被拆分成了两截的形式，通过斜撑支臂143、153可以调整第二支臂142、152的角度，从而调整飞机模型10的侧滑角，用以测量飞机模型10在不同侧滑角度下的气动特性。在另一个具体实施例中，为了平衡面积减小以及支撑稳定性的矛盾，优选第一支臂141、151和第二支臂142、152之间的夹角可在100-170度之间调整变化，例如通过可伸缩的套筒结构的斜撑支臂143、153调整变化。

以上所述仅为本实用新型示意性的具体实施方式，并非用以限定本实用新型的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本实用新型的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合，均应属于本实用新型保护的范围。

Claims

1.一种飞机模型混合支撑结构，用于对飞机模型提供支撑，其特征在于，所述飞机模型混合支撑结构包括一个设置于风洞下壁的转动圆盘以及两根将所述飞机模型的机头分别连接于所述风洞的上壁和下壁的上张线和下张线，所述转动圆盘上固定焊接有两根支撑杆，所述两根支撑杆上端通过球轴承分别与所述飞机模型的左右翼尖转动连接；所述支撑杆包括一个第一支臂、一个第二支臂以及一个斜撑支臂；所述第一支臂的下端与所述转动圆盘焊接，所述第一支臂的上端与所述第二支臂的下端通过球轴承转动连接；所述第二支臂的上端与所述飞机模型的翼尖转动连接；所述斜撑支臂分别与所述第一支臂和所述第二支臂的中部可转动的铰接；所述第一支臂和所述第二支臂之间的夹角在100-170度之间调整变化。

2.根据权利要求1所述的飞机模型混合支撑结构，其特征在于，所述斜撑支臂为可伸缩的套筒结构。