CN207487930U - 风洞试验平台 - Google Patents

Abstract

本实用新型是一种风洞试验平台，涉及机翼测试设备技术领域，为解决现有风洞试验平台测试准确性低，且仅能够用于进行二维流动试验的问题而设计。该风洞试验平台包括设置在试验区中的第一壁面和用于使第一壁面靠近或远离机翼运动的移动组件，第一壁面设置在机翼的上端与上风洞壁之间，机翼的下端靠近所述下风洞壁设置；或者，第一壁面设置在机翼的下端与下风洞壁之间，机翼的上端靠近上风洞壁设置。本实用新型提供的风洞试验平台用于测试机翼的空气动力学性能。

Description

风洞试验平台

技术领域

本实用新型涉及机翼测试设备技术领域，尤其涉及一种风洞试验平台。

背景技术

随着航空工业的高速发展，飞机项目受到了世界范围内的广泛关注。风洞试验作为研究飞机气动特性的基本手段，其主要任务是利用风洞进行飞机模型试验，测量与研究飞机的空气动力特性、舵面效率和表面压力，从而为飞机气动性能评估、操纵系统设计等提供数据支撑。任何一款飞机试飞前，都必须进行风洞试验。

现有技术中，风洞试验平台如图1所示，该风洞试验平台包括两个间隔设置的风洞壁面1，机翼3在二者形成的空间中进行试验，试验区包括一个虚拟平面2，该虚拟平面2将试验区与上方的风洞壁面1隔开，以使试验区远离风洞壁面1边界层的影响。并且，机翼3上设置有配重4，试验前，利用配重4对机翼3的攻角进行调节；试验过程中，利用配重4实现对机翼3位置的确定，并保证其平衡性。该风洞试验平台虽在一定程度上满足了对机翼3性能参数进行测试的需求，但是，由于虚拟平面2并非实际存在，隔离效果较差，因而大大降低了测试的准确性。此外，配重4对机翼3攻角的调节范围有限，精度不高，且其用于平衡机翼3迎风时转矩的能力有限。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种风洞试验平台，以解决现有风洞试验平台测试准确性低，且仅能够用于进行二维流动试验的技术问题。

本实用新型提供的风洞试验平台，包括上风洞壁、下风洞壁、第一壁面和移动组件。

所述上风洞壁和所述下风洞壁间隔设置，且二者之间形成试验区，所述第一壁面设置在所述试验区中，所述移动组件用于使第一壁面靠近或远离机翼运动。

所述第一壁面设置在所述机翼的上端与所述上风洞壁之间，所述机翼的下端靠近所述下风洞壁设置；

或者，所述第一壁面设置在所述机翼的下端与所述下风洞壁之间，所述机翼的上端靠近所述上风洞壁设置。

进一步的，所述第一壁面设置在所述机翼的上端与所述上风洞壁之间，所述移动组件包括固设在所述第一壁面上的拉杆，所述拉杆穿过所述上风洞壁，且所述拉杆上设置有用于将其固定于所述上风洞壁的锁紧件。

所述拉杆至少为一个。

进一步的，所述拉杆伸出所述上风洞壁的一端包括螺纹段，所述锁紧件包括锁紧螺母，所述锁紧螺母旋接在所述螺纹段上。

进一步的，所述移动组件还包括用于驱动所述第一壁面运动的第一动力装置，所述第一动力装置包括固设在所述第一壁面上的牵引件和与所述牵引件驱动连接的第一驱动件，所述牵引件穿过所述上风洞壁。

所述第一驱动件工作，能够通过所述牵引件带动所述第一壁面上下运动。

所述第一动力装置至少为一组。

进一步的，所述牵引件包括蜗杆，所述第一驱动件包括与所述蜗杆啮合传动的蜗轮和用于驱动所述蜗轮转动的第一电机，所述第一电机安装在所述上风洞壁上。

进一步的，还包括用于调节所述机翼攻角的攻角调节组件。

所述攻角调节组件包括连接于所述机翼的调节件和用于驱动所述调节件转动的第二动力装置，所述调节件依次穿过所述第一壁面和所述上风洞壁，所述机翼能够跟随所述调节件同步转动。

进一步的，所述第二动力装置包括第二驱动件和用于将所述第二驱动件输出的动力传递至所述调节件的传动装置。

进一步的，所述调节件旋接固定于所述机翼，所述机翼远离所述调节件的一端旋接固定有支撑件，所述支撑件枢接于所述下风洞壁。

所述调节件的旋向与所述支撑件的旋向相反。

进一步的，所述支撑件包括中空结构，且所述支撑件的侧壁设有开口，所述机翼内部的管线通道与所述中空结构连通，所述中空结构与所述开口连通。

进一步的，还包括用于测试所述机翼力学性能的压力传感器，所述压力传感器抵接于所述支撑件。

本实用新型风洞试验平台带来的有益效果是：

通过设置第一壁面和移动组件，其中，第一壁面设置在上风洞壁和下风洞壁之间形成的试验区中，移动组件用于使第一壁面靠近机翼运动或远离机翼运动。并且，第一壁面可以设置在机翼的上端与上风洞壁之间，此时，机翼的下端靠近下风洞壁设置；或者，第一壁面还可以设置在机翼的下端与下风洞壁之间，此时，机翼的上端靠近上风洞壁设置。

该风洞试验平台的试验原理与试验过程为：当第一壁面设置在机翼的上端与上风洞壁之间时，若需要进行二维流动试验，则利用移动组件使第一壁面朝向机翼一侧的方向运动，使其靠近机翼的上端，此时，第一壁面和下风洞壁之间形成用于使气流通过的二维流动试验区，以满足对机翼进行二维流动试验的要求；若需要进行三维流动试验，则再次利用移动组件，使第一壁面沿与上述运动方向相反的方向运动，即：使第一壁面朝向上风洞壁一侧的方向运动，使其远离机翼的上端，此时，第一壁面和下风洞壁之间形成用于使气流通过的三维流动试验区，以满足对机翼进行三维流动试验的要求。当第一壁面设置在机翼的下端与下风洞壁之间时，其试验原理与上述第一壁面设置在机翼的上端与上风洞壁之间的原理相似，在此不再赘述。

通过在试验区中设置实体的第一壁面，有效地加强了试验区与风洞壁边界层之间的隔离效果，从而降低了风洞壁边界层对试验效果的影响，提高了试验的准确性。并且，第一壁面的可移动式设置形式，使得该风洞试验平台能够自由地在二维流动试验区和三维流动试验区两种状态下切换，以满足机翼在不同条件下的测试要求，增加了风洞试验平台的功能，便捷性程度更高。此外，该风洞试验平台结构简单，方案易于实现，成本较低，对于航天部件的性能试验具有重要意义。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本实用新型的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为现有技术中风洞试验平台的结构示意图；

图2为本实用新型实施例风洞试验平台的主视剖视结构示意图；

图3为本实用新型实施例风洞试验平台的俯视结构示意图；

图4为图3中的A-A剖视结构示意图；

图5为本实用新型实施例风洞试验平台中，攻角调节组件的结构示意图；

图6为本实用新型实施例风洞试验平台中，移动组件的结构示意图；

图7为本实用新型实施例风洞试验平台中，支撑杆的剖视结构示意图。

图标：1-风洞壁面；2-虚拟平面；3-机翼；4-配重；10-上风洞壁；20-攻角调节组件；30-移动组件；40-第一壁面；50-机翼；60-第二壁面；70-支撑杆；80-压力传感器；90-下风洞壁；21-第二电机；22-主动齿轮；23-从动齿轮；24-调节杆；31-蜗杆；32-蜗轮；33-第一电机；34-拉杆；35-锁紧螺母；71-过线管。

具体实施方式

为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本实用新型的技术方案进行清楚、完整的描述。显然，所描述的实施例仅是本实用新型的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。

在本实用新型的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”等指示的方位或位置关系均为基于附图所示的方位或位置关系，仅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的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。

如图2-图4所示，本实施例提供了一种风洞试验平台，包括上风洞壁10、下风洞壁90、第一壁面40和移动组件30，具体的，上风洞壁10和下风洞壁90间隔设置，上风洞壁10和下风洞壁90之间形成试验区，第一壁面40设置在上述试验区中，移动组件30用于使第一壁面40靠近或远离机翼50运动。其中，第一壁面40可以设置在机翼50的上端与上风洞壁10之间，此时，机翼50的下端靠近下风洞壁90设置；或者，第一壁面40还可以设置在机翼50的下端与下风洞壁90之间，此时，机翼50的上端靠近上风洞壁10设置。

该风洞试验平台的试验原理与试验过程为：当第一壁面40设置在机翼50的上端与上风洞壁10之间时，若需要进行二维流动试验，则利用移动组件30使第一壁面40朝向机翼50一侧的方向运动，使其靠近机翼50的上端，此时，第一壁面40和下风洞壁90之间形成用于使气流通过的二维流动试验区，以满足对机翼50进行二维流动试验的要求；若需要进行三维流动试验，则再次利用移动组件30，使第一壁面40沿与上述运动方向相反的方向运动，即：使第一壁面40朝向上风洞壁10一侧的方向运动，使其远离机翼50的上端，此时，第一壁面40和下风洞壁90之间形成用于使气流通过的三维流动试验区，以满足对机翼50进行三维流动试验的要求。当第一壁面40设置在机翼50的下端与下风洞壁90之间时，其试验原理与上述第一壁面40设置在机翼50的上端与上风洞壁10之间的原理相似，在此不再赘述。

通过在试验区中设置实体的第一壁面40，有效地加强了试验区与风洞壁边界层之间的隔离效果，从而降低了风洞壁边界层对试验效果的影响，提高了试验的准确性。并且，第一壁面40的可移动式设置形式，使得该风洞试验平台能够自由地在二维流动试验区和三维流动试验区两种状态下切换，以满足机翼50在不同条件下的测试要求，增加了风洞试验平台的功能，便捷性程度更高。此外，该风洞试验平台结构简单，方案易于实现，成本较低，对于航天部件的性能试验具有重要意义。

需要说明的是，本实施例中，第一壁面40的材质可以为有机玻璃。有机玻璃表面光滑，且强度较高，保证了风洞试验的可靠性。

请继续参照图2-图4，本实施例中，第一壁面40设置在机翼50的上端与上风洞壁10之间，移动组件30包括固设在第一壁面40上的拉杆34，具体的，拉杆34穿过上风洞壁10，且拉杆34上设置有用于将其固定于上风洞壁10的锁紧件。并且，拉杆34至少为一个。

本实施例中，拉杆34伸出上风洞壁10的一端包括螺纹段，锁紧件包括锁紧螺母35，其中，锁紧螺母35旋接在螺纹段上。

当第一壁面40的位置调节完成后，旋紧上述锁紧螺母35，即可实现拉杆34在上风洞壁10的固定，进而实现第一壁面40位置的固定。螺纹连接的形式，结构简单且连接可靠。

需要说明的是，本实施例中，锁紧螺母35可以为两个，且两个锁紧螺母35紧密抵接。对顶螺母的设置形式，在一定程度上防止了拉杆34的松动，从而保证了第一壁面40在试验过程中的稳定性，进一步保证了本实施例风洞试验平台的工作可靠性。

请继续参照图2和图4，本实施例中，该风洞试验平台还可以包括第二壁面60，其中，第二壁面60固设在下风洞壁90上，试验区为第一壁面40和第二壁面60之间的区域。

请继续参照图6，本实施例中，拉杆34可以为螺纹杆，其一端伸出上风洞壁10，由锁紧螺母35锁紧，另一端旋接固定于第一壁面40。

请继续参照图2、图3、图4和图6，本实施例中，移动组件30还可以包括用于驱动第一壁面40运动的第一动力装置，具体的，第一动力装置包括固设在第一壁面40上的牵引件和与牵引件驱动连接的第一驱动件，牵引件穿过上风洞壁10。当第一驱动件工作时，驱动牵引件上下运动，进而带动第一壁面40上下运动，从而实现对第一壁面40位置的调节。

需要说明的是，为了保证驱动的可靠性和第一壁面40受力的稳定性，本实施例中，第一动力装置可以为两组，而且，拉杆34也可以为两个，两组第一动力装置和两个拉杆34环形均布在第一壁面40的轴线周围，且第一动力装置和拉杆34间隔设置。

本实施例中，“第一驱动件与牵引件驱动连接”指的是：第一驱动件工作时，能够驱动牵引件运动。

请继续参照图2、图3、图4和图6，本实施例中，牵引件可以包括蜗杆31，第一驱动件包括与蜗杆31啮合传动的蜗轮32和用于驱动蜗轮32转动的第一电机33，其中，第一电机33安装在上风洞壁10上。

当需要对第一壁面40的位置进行调节时，启动第一电机33，驱动蜗轮32转动，进而驱动与之相啮合的蜗杆31上升或下降，从而实现对第一壁面40位置的调节。蜗杆机构传动可靠，易于实现。

需要说明的是，本实施例中，第一动力装置可以是上述蜗杆机构的设置形式，但不仅仅局限于此，还可以采用其他设置形式，如：采用牵引绳与卷扬相配合的驱动方式，具体的，牵引绳的一端与第一壁面40固定连接，另一端缠绕在卷扬上。当卷扬工作时，带动牵引绳收放，从而实现对第一壁面40位置的调节。其只要是通过这种结构形式的第一动力装置，能够实现对第一壁面40位置的调节即可。

请继续参照图2-图4，并结合图5，本实施例中，该风洞试验平台还可以包括用于调节机翼50攻角的攻角调节组件20。具体的，攻角调节组件20包括连接于机翼50的调节件和用于驱动调节件转动的第二动力装置，其中，调节件依次穿过第一壁面40和上风洞壁10，并且，机翼50能够跟随调节件同步转动。

本实施例中，调节件可以为调节杆24。

当需要调节机翼50攻角时，启动第二动力装置，以转动调节件，此时，机翼50同步转动一定角度，即实现了对机翼50攻角的调节。调节件的设置，使得该风洞试验平台能够方便地实现攻角的变化，以满足不同的试验需求，进一步增强了本实施例风洞试验平台的功能性。

请继续参照图2-图5，本实施例中，第二动力装置可以包括第二驱动件和用于将第二驱动件输出的动力传递至调节件的传动装置。具体的，第二驱动件可以为第二电机21，传动装置可以为固定套装在第二电机21输出轴上的主动齿轮22和与该主动齿轮22啮合传动的从动齿轮23，其中，从动齿轮23固定套装在调节杆24上。

当需要改变机翼50的攻角时，启动第二电机21，驱动主动齿轮22转动，进而带动从动齿轮23转动，从而实现调节杆24的转动，以实现机翼50攻角的改变。

本实施例中，可以通过控制第二电机21输出轴转动的圈数，以实现对攻角变化角度的调节，不仅自动化程度较高，而且调节精度较高，十分方便。具体的，本实施例中，机翼50攻角的调节范围可以在0-30°之间。

需要说明的是，本实施例中，传动装置可以是上述齿轮传动的结构形式，但不仅仅局限于此，还可以采用其他形式，如：带传动结构或链传动结构等，其只要是通过这种结构形式的传动装置，能够实现第二电机21向调节杆24的动力传递即可。

请继续参照图2和图4，本实施例中，机翼50远离调节杆24的一端旋接固定有支撑件，具体的，支撑件可以为支撑杆70。支撑杆70枢接于下风洞壁90，且调节杆24的旋向与支撑杆70的旋向相反。

当机翼50受到水平的气流扰动时，调节杆24与支撑杆70相反旋向的设置形式，使得调节杆24和支撑杆70互为彼此提供转动约束，在一定程度上避免了因二者旋向相同而导致二者与机翼50之间连接松动的不利情形，同时也防止了因支撑杆70产生扭矩而对抵接于其下部的压力传感器80造成试验干扰、进而无法对升力或阻力进行可靠试验，进一步保证了本实施例风洞试验平台的工作可靠性。

请继续参照图2和图4，并结合图7，本实施例中，支撑杆70包括中空结构，且支撑杆70的侧壁设有开口，其中，机翼50内部的管线通道与中空结构连通，中空结构与开口连通。

中空结构的设置形式，使得机翼50内部的管线能够通过该中空结构从开口处引出，有效地隔离了线路或气管的震动，并减少了气流对其造成的扰动，保证了测量结果的准确性。

本实施例中，中空结构中设置有“L”型的过线管71。

请继续参照图2和图4，本实施例中，该风洞试验平台还可以包括用于测试机翼50力学性能的压力传感器80，具体的，压力传感器80抵接于支撑杆70。

压力传感器80的设置，进一步满足了该风洞试验平台对机翼50多种参数的试验需求，使得本实施例风洞试验平台的功能更加多样化。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种风洞试验平台，包括间隔设置的上风洞壁(10)和下风洞壁(90)，所述上风洞壁(10)和所述下风洞壁(90)之间形成试验区，其特征在于，还包括设置在所述试验区中的第一壁面(40)和用于使所述第一壁面(40)靠近或远离机翼(50)运动的移动组件(30)；

所述第一壁面(40)设置在所述机翼(50)的上端与所述上风洞壁(10)之间，所述机翼(50)的下端靠近所述下风洞壁(90)设置；

或者，所述第一壁面(40)设置在所述机翼(50)的下端与所述下风洞壁(90)之间，所述机翼(50)的上端靠近所述上风洞壁(10)设置。

2.根据权利要求1所述的风洞试验平台，其特征在于，所述第一壁面(40)设置在所述机翼(50)的上端与所述上风洞壁(10)之间，所述移动组件(30)包括固设在所述第一壁面(40)上的拉杆(34)，所述拉杆(34)穿过所述上风洞壁(10)，且所述拉杆(34)上设置有用于将其固定于所述上风洞壁(10)的锁紧件；

所述拉杆(34)至少为一个。

3.根据权利要求2所述的风洞试验平台，其特征在于，所述拉杆(34)伸出所述上风洞壁(10)的一端包括螺纹段，所述锁紧件包括锁紧螺母(35)，所述锁紧螺母(35)旋接在所述螺纹段上。

4.根据权利要求2所述的风洞试验平台，其特征在于，所述移动组件(30)还包括用于驱动所述第一壁面(40)运动的第一动力装置，所述第一动力装置包括固设在所述第一壁面(40)上的牵引件和与所述牵引件驱动连接的第一驱动件，所述牵引件穿过所述上风洞壁(10)；

所述第一驱动件工作，能够通过所述牵引件带动所述第一壁面(40)上下运动；

所述第一动力装置至少为一组。

5.根据权利要求4所述的风洞试验平台，其特征在于，所述牵引件包括蜗杆(31)，所述第一驱动件包括与所述蜗杆(31)啮合传动的蜗轮(32)和用于驱动所述蜗轮(32)转动的第一电机(33)，所述第一电机(33)安装在所述上风洞壁(10)上。

6.根据权利要求1所述的风洞试验平台，其特征在于，还包括用于调节所述机翼(50)攻角的攻角调节组件(20)；

所述攻角调节组件(20)包括连接于所述机翼(50)的调节件和用于驱动所述调节件转动的第二动力装置，所述调节件依次穿过所述第一壁面(40)和所述上风洞壁(10)，所述机翼(50)能够跟随所述调节件同步转动。

7.根据权利要求6所述的风洞试验平台，其特征在于，所述第二动力装置包括第二驱动件和用于将所述第二驱动件输出的动力传递至所述调节件的传动装置。

8.根据权利要求6所述的风洞试验平台，其特征在于，所述调节件旋接固定于所述机翼(50)，所述机翼(50)远离所述调节件的一端旋接固定有支撑件，所述支撑件枢接于所述下风洞壁(90)；

所述调节件的旋向与所述支撑件的旋向相反。

9.根据权利要求8所述的风洞试验平台，其特征在于，所述支撑件包括中空结构，且所述支撑件的侧壁设有开口，所述机翼(50)内部的管线通道与所述中空结构连通，所述中空结构与所述开口连通。

10.根据权利要求8所述的风洞试验平台，其特征在于，还包括用于测试所述机翼(50)力学性能的压力传感器(80)，所述压力传感器(80)抵接于所述支撑件。