CN205201460U - 一种支撑装置 - Google Patents
一种支撑装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN205201460U CN205201460U CN201521009718.3U CN201521009718U CN205201460U CN 205201460 U CN205201460 U CN 205201460U CN 201521009718 U CN201521009718 U CN 201521009718U CN 205201460 U CN205201460 U CN 205201460U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- bracing
- supporting mechanism
- bracing cable
- model
- utility
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
本实用新型涉及风洞试验设备设计领域，特别涉及一种支撑装置，以解决现有支撑装置稳定性不高，容易影响测试精度的问题。支撑装置用于对风洞试验室中的测试飞机进行支撑，包括：转动圆盘；硬式支撑机构，一端固定连接至所述转动圆盘上表面，另一端与所述测试飞机的一个翼尖固定连接；张线支撑机构，一端固定连接至所述风洞试验室中预定位置，另一端通过张线与所述测试飞机的机头固定连接。本实用新型的支撑装置中，通过硬式支撑机构与测试飞机的翼尖固定连接，同时还采用张线支撑机构与测试飞机的机头连接，使得支撑装置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。
Description
技术领域
本实用新型涉及风洞试验设备设计领域，特别涉及一种支撑装置。
背景技术
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。进行飞机全机测压风洞试验时，通常采用模型支架将整个飞行器模型固定于风洞试验段中，支架型式主要有：尾支撑、腹支撑、侧壁支撑、翼尖支撑、张线支撑等。
通常，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。如何减小或修正支撑干扰问题是试验空气动力学研究的一个重要内容，它能够有效提高风洞试验数据的准确度。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。
张线支撑系统在某些机型的飞机全机测压试验中却存在明显的局限；例如飞翼形式的无人机，由于飞机模型的机体小，尾部和机翼整体上都非常薄，在布置张线支撑系统的时，往往难以找到强度适当的位置设置支撑点；如果在其强度不高的机翼边缘设置张线支撑点，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；而如果将张线支撑点集中在机身等较厚的部分，则张线支撑系统将会由于支撑点过于集中而暴露该支撑系统稳定性不高的固有缺陷，容易在风洞试验中发生摇摆，影响测试精度。
发明内容
本实用新型的目的是提供了一种支撑装置，以解决现有支撑装置稳定性不高，容易影响测试精度的问题。
本实用新型的技术方案是：
一种支撑装置，用于对风洞试验室中的测试飞机进行支撑，所述支撑装置包括：
转动圆盘；
硬式支撑机构，一端固定连接至所述转动圆盘上表面，另一端与所述测试飞机的一个翼尖固定连接；
张线支撑机构，一端固定连接至所述风洞试验室中预定位置，另一端通过张线与所述测试飞机的机头固定连接。
可选的，所述硬式支撑机构包括两根支撑杆，且两根支撑杆是沿测试飞机的一个翼尖到另一个翼尖方向布置；
所述支撑杆一端固定连接至所述转动圆盘上表面，另一端与所述测试飞机的一个翼尖固定连接。
可选的，所述张线支撑机构包括两个，分别固定在所述风洞试验室的顶部和底部，且两个所述张线支撑机构分别通过一根张线固定连接至所述测试飞机的机头同一个位置处。
本实用新型的优点在于：
本实用新型的支撑装置中，通过硬式支撑机构与测试飞机的翼尖固定连接，同时还采用张线支撑机构与测试飞机的机头连接，使得支撑装置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。
附图说明
图1是本实用新型支撑装置的结构示意图。
具体实施方式
为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。
在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“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实用新型和简化描述，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实用新型保护范围的限制。
下面结合附图1对本实用新型支撑装置做进一步详细说明。
本实用新型提供了一种支撑装置，用于对风洞试验室中的测试飞机1进行支撑；支撑装置可以包括转动圆盘2、硬式支撑机构3以及张线支撑机构4。
转动圆盘2为整个支撑装置的底座，可以采用已知的多种适合的结构，可带动相应的测试飞机1绕自身轴线转动，满足相应的试验要求。
硬式支撑机构3一端与测试飞机1的翼尖固定连接，另一端固定连接至转动圆盘2。
张线支撑机构4一端固定连接至风洞试验室中预定位置(例如天花板、地面等)，另一端通过张线41与测试飞机1的机头固定连接。
本实用新型的硬式支撑机构3可以采用多种适合的结构；本实施例中，硬式支撑机构3包括两根支撑杆，且两根支撑杆是沿测试飞机1的一个翼尖到另一个翼尖方向布置。其中，每根支撑杆一端固定连接至转动圆盘2上表面，另一端与测试飞机1的一个翼尖固定连接。
进一步，张线支撑机构4可以包括两个，分别固定在风洞试验室的顶部和底部，且两个张线支撑机构4分别通过一根张线41固定连接至测试飞机1的机头同一个位置处。
本实用新型的支撑装置是混合有张线支撑系统和硬式支撑系统的特点的支撑结构，在张线支撑机构4难以连接的部位，例如翼尖位置采用了硬式支撑机构3，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，以及硬式支撑稳定性好、技术成熟的优点。
以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (3)
1.一种支撑装置，用于对风洞试验室中的测试飞机(1)进行支撑，其特征在于，所述支撑装置包括：
转动圆盘(2)；
硬式支撑机构(3)，一端固定连接至所述转动圆盘(2)上表面，另一端与所述测试飞机(1)的一个翼尖固定连接；
张线支撑机构(4)，一端固定连接至所述风洞试验室中预定位置，另一端通过张线(41)与所述测试飞机(1)的机头固定连接。
2.根据权利要求1所述的支撑装置，其特征在于，所述硬式支撑机构(3)包括两根支撑杆，且两根支撑杆是沿测试飞机(1)的一个翼尖到另一个翼尖方向布置；
所述支撑杆一端固定连接至所述转动圆盘(2)上表面，另一端与所述测试飞机(1)的一个翼尖固定连接。
3.根据权利要求1或2所述的支撑装置，其特征在于，所述张线支撑机构(4)包括两个，分别固定在所述风洞试验室的顶部和底部，且两个所述张线支撑机构(4)分别通过一根张线(41)固定连接至所述测试飞机(1)的机头同一个位置处。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201521009718.3U CN205201460U (zh) | 2015-12-08 | 2015-12-08 | 一种支撑装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201521009718.3U CN205201460U (zh) | 2015-12-08 | 2015-12-08 | 一种支撑装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN205201460U true CN205201460U (zh) | 2016-05-04 |
Family
ID=55839200
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201521009718.3U Active CN205201460U (zh) | 2015-12-08 | 2015-12-08 | 一种支撑装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN205201460U (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111811770A (zh) * | 2020-09-02 | 2020-10-23 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种基于内式天平的风洞模型支撑装置及转接件 |
| CN112591139A (zh) * | 2020-12-25 | 2021-04-02 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种实装飞机低散射支撑系统 |
-
2015
- 2015-12-08 CN CN201521009718.3U patent/CN205201460U/zh active Active
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111811770A (zh) * | 2020-09-02 | 2020-10-23 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种基于内式天平的风洞模型支撑装置及转接件 |
| CN111811770B (zh) * | 2020-09-02 | 2020-11-27 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种基于内式天平的风洞模型支撑装置及转接件 |
| CN112591139A (zh) * | 2020-12-25 | 2021-04-02 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种实装飞机低散射支撑系统 |
| CN112591139B (zh) * | 2020-12-25 | 2023-02-28 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种实装飞机低散射支撑系统 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN102879171B (zh) | 飞机全机测压试验支撑系统 | |
| CN105258915B (zh) | 一种高速风洞中变侧滑角叶片腹撑装置 | |
| CN204355267U (zh) | 一种小型单兵作战飞行器机翼折叠结构 | |
| CN205201460U (zh) | 一种支撑装置 | |
| CN104691737B (zh) | 一种多旋翼飞行器支撑臂组件、机架以及飞行器 | |
| CN205102999U (zh) | 飞机模型混合支撑结构 | |
| CN205131658U (zh) | 用于无人机的螺旋桨保护装置 | |
| CN205642790U (zh) | 一种飞行器支撑装置 | |
| CN109632242B (zh) | 一种超音速风洞中材料表面阻力测量装置 | |
| CN105258912A (zh) | 一种基于内式天平的低速风洞模型试验支撑装置 | |
| CN206648802U (zh) | 一种尾振动的俯仰动导数实验测量装置 | |
| CN203921184U (zh) | 一种高超声速飞行器头锥 | |
| CN205209733U (zh) | 一种力矩测量天平 | |
| CN106767239B (zh) | 一种涡轮盘装配组件叶片安装位置测量装置 | |
| CN205157156U (zh) | 风洞试验支撑装置 | |
| CN205246271U (zh) | 一种用于旋翼飞机总压测量的探头 | |
| CN204177545U (zh) | 多相流航行体机动尾部滑行力测试装置 | |
| CN205300888U (zh) | 一种用于测量舵面铰链力矩的试验模型 | |
| CN110398317A (zh) | 无人机重心与推力线偏差测量装置及方法 | |
| CN205228763U (zh) | 一种基于内式天平的低速风洞模型试验支撑装置 | |
| CN104198156A (zh) | 多相流航行体机动尾部滑行力测试装置 | |
| CN205113700U (zh) | 一种六旋翼飞行器 | |
| CN204405096U (zh) | 一种土木工程用便携式测量仪支撑装置 | |
| AU2012101594A4 (en) | A Supporting System for Pressure Measuring Test of the Entire Aircraft | |
| CN204368414U (zh) | 一种新型双层旋翼无人机 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20201028 Address after: Building B, building 28, Jiangsu information service industry base, Guangling New Town, Yangzhou City, Jiangsu Province, 225002 Patentee after: Shenyang Aircraft Design Institute Yangzhou Collaborative Innovation Research Institute Co., Ltd Address before: Thavorn street in Huanggu District of Shenyang city of Liaoning Province, No. 40 110035 Patentee before: SHENYANG AIRCRAFT DESIGN INSTITUTE, AVIATION INDUSTRY CORPORATION OF CHINA |
|
| TR01 | Transfer of patent right |