本发明专利技术公开了一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用，目的在于解决大飞机采用现有凹型弯折支撑机构进行风洞试验时，存在试验结果部分失真，存在一定的安全隐患，影响试验数据准确性的问题。本发明专利技术通过对现有凹型弯折支撑结构的改进，使得试验结果更加准确，同时将承载方式改为拉压承载，增大了支撑纵向承载面积和刚度、强度，减小了试验过程中的模型抖动。本发明专利技术通过线型支撑杆与风洞弯刀的配合，使得本发明专利技术能实现连续变迎角试验，且迎角变化范围增加，试验效率得到极大提高。本发明专利技术设计合理，结构简单，能够有效提升数据的准确性和试验的效率，减少试验过程中的抖动现象，具有较好的应用前景。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及风洞试验领域，具体为。
技术介绍
风洞试验指在风洞中安置飞行器或其他物体模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器或其他物体的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。目前，风洞试验是获取大飞机气动特性的主要手段。在风洞试验过程中，飞机模型通过支撑装置固定于试验段中，支撑装置连接处的模型外形会受到不同程度的破坏。由于大飞机后机身呈船尾型上翘收缩，外形严重破坏会影响对其巡航阻力的测定。因此，必须选择合适的支撑方式，才能避免模型尾部畸变，提高试验准度。目前，大飞机在大型跨声速风洞中试验的模型支撑方式大多采用凹型弯折支撑形式，该支撑形式示意图如图1所示。图1中，I为飞机模型，2为天平元件，3为凹型支撑前段，4为凹型支撑中段，5为凹型支撑后段，6为风洞弯刀，7为试验段上壁板，8为试验段下壁板。图1中，试验段上壁板、试验段下壁板共同构成试验段，风洞弯刀设置在试验段的一侧。凹型支撑前段、凹型支撑中段、凹型支撑后段依次相连构成凹型支撑件，凹型支撑件的凹型支撑后段与风洞弯刀相连，且风洞弯刀能带动凹型支撑件运动；凹型支撑件的凹型支撑前段与大飞机模型相连，且凹型支撑前段能够为大飞机模型提供支撑。然而，现有方法采用凹型弯折支撑进行大飞机跨声速风洞试验存在诸多不足之处。首先，凹型支撑中段、凹型支撑后段与大飞机模型机身的距离较近，影响大飞机模型的尾部流场，导致试验结果部分失真。其次，大飞机模型在进行大迎角试验时，凹型支撑件整体均位于风洞试验段中，增大了试验的堵塞度。另外，在试验过程中，凹型支撑前段需要承受非常大的纵向载荷，加之这种凹型支撑方式的刚度弱，易造成模型抖动，不仅会带来安全隐患，也会影响试验数据的精准性。最后，凹型支撑中段与试验段下壁板的距离较近，试验过程中最大迎角受到影响，迎角变化范围受限。为此，迫切需要一种新的装置或方法，以解决上述问题。
技术实现思路
本专利技术的专利技术目的在于:针对大飞机采用现有凹型弯折支撑机构进行风洞试验时，存在试验结果部分失真，存在一定的安全隐患，影响试验数据准确性的问题，提供。本专利技术通过对现有凹型弯折支撑结构的改进，使得试验结果更加准确，同时将承载方式改为拉压承载，增大了支撑纵向承载面积和刚度、强度，减小了试验过程中的模型抖动。本专利技术通过线型支撑杆与风洞弯刀的配合，使得本专利技术能实现连续变迎角试验，且迎角变化范围增加，试验效率得到极大提高。本专利技术设计合理，结构简单，能够有效提升数据的准确性和试验的效率，减少试验过程中的抖动现象，具有较好的应用前景。为了实现上述目的，本专利技术采用如下技术方案: 一种跨声速风洞试验支撑装置，包括试验段上壁板、试验段下壁板、飞机模型、设置在飞机模型内的天平元件、风洞弯刀，所述试验段上壁板、试验段下壁板构成试验段，所述风洞弯刀设置在试验段的一侧，所述飞机模型设置在试验段内； 还包括线型支撑杆，所述试验段下壁板上设置有与线型支撑杆相配合的开槽，所述线型支撑杆的上端与飞机模型内的天平元件相连，所述线型支撑杆的下端穿过开槽与风洞弯刀相连，所述线型支撑杆与风洞弯刀相连呈V型结构。所述线型支撑杆的上端通过天平连接锥与飞机模型内的天平元件相连。所述线型支撑杆的下端与风洞弯刀固定连接。所述线型支撑杆的下端与风洞弯刀通过螺钉或螺杆固定连接。所述线型支撑杆垂直于其轴向的剖面呈对称翼型。所述线型支撑杆垂直于其轴向的剖面呈顺流向对称翼型。前述跨声速风洞试验支撑装置的安装方法，包括如下步骤: (1)在试验段下壁板上设置开槽，试验段上壁板、试验段下壁板构成试验段，风洞弯刀设置在试验段的一侧； (2)在飞机模型的腹部设置开槽，将线型支撑杆的上端与飞机模型内的天平元件相连，所述飞机模型、天平元件能固定在支撑杆上； (3)线型支撑杆穿过试验段下壁板且支撑杆的下端与风洞弯刀相连，构成V型支撑，使支撑杆、飞机模型、天平元件固定在试验段内。前述跨声速风洞试验支撑装置的应用，将该支撑装置用于大飞机模型跨声速风洞试验。针对前述问题，本专利技术提供。该支撑装置包括试验段上壁板、试验段下壁板、飞机模型、设置在飞机模型内的天平元件、风洞弯刀，试验段上壁板、试验段下壁板构成试验段，风洞弯刀设置在试验段的一侧，飞机模型设置在试验段内。本专利技术还包括线型支撑杆，试验段下壁板上设置有与线型支撑杆相配合的开槽，线型支撑杆的上端与飞机模型内的天平元件相连，线型支撑杆的下端穿过开槽与风洞弯刀相连，线型支撑杆与风洞弯刀相连呈V型结构。本专利技术中，首先在试验段下壁板上设置开槽，以替代原试验段下壁板，流场校测结果表明:本专利技术带开槽的试验段下壁板与原有试验段下壁板流场品质无差别。然后，制作一根支撑杆，通过支撑杆进行支撑。再在飞机模型的腹部开槽，支撑杆的上端与飞机模型内的天平元件相连，进而使得飞机模型、天平元件固定在支撑杆上。最后，线型支撑杆穿过试验段下壁板且支撑杆的下端与风洞弯刀底部相连，构成V型支撑，使支撑杆、飞机模型、天平元件固定在试验段内。与现有凹型弯折支撑形式相比，本专利技术的结构特点在于:本专利技术在试验段下壁板上设置开槽，为改变支撑方式和结构提供空间；本专利技术采用新的连接方式，即用V型机构替代传统的凹型弯折支撑机构;本专利技术中，线型支撑杆的一端直接与风洞弯刀在驻室内的部分实现连接。现有的凹型弯折支撑机构中，凹型支撑中段、凹型支撑后段与飞机模型尾部相距较近，导致支撑干扰较为严重，且二次干扰无法扣除。而本专利技术将凹型弯折支撑改进为V型机构支撑，增大了飞机模型尾部与V型支撑装置间的距离，减小了 V型支撑装置对飞机模型尾部流场的影响，有效降低了试验结果的支撑干扰。换言之，本专利技术能够有效降低试验结果的支撑干扰，提高试验数据的准确性。在大飞机测力试验中，升力载荷最大。传统的凹型弯折支撑机构以悬臂方式承受升力载荷，多个弯折截面同时承受拉压和弯曲，整个凹型弯折支撑结构的稳定性差。本专利技术将凹型弯折支撑改进为V型机构支撑，其承载方式为拉压承载，增大了支撑纵向承载面积和刚度、强度，减小了试验过程中的模型抖动，确保试验过程安全和数据可靠。本专利技术的V型机构支撑处于最佳受力方式，结构稳定，安全可靠。现有的凹型弯折支撑方式，凹型支撑中段与试验段下壁板之间的距离较小，导致飞机模型迎角的变化受到限制。而本专利技术的V型机构支撑方式中，线型支撑杆的一端与驻室内的风洞弯刀底部相连，通过风洞弯刀机构带动线型支撑杆运动，从而实现飞机模型迎角连续变化;另外，本专利技术通过在试验段下壁板设置开槽，增大飞机模型迎角变化范围。这一问题的解决，有效提高了试验能力和工作效率。本专利技术能够实现连续变化当前第1页1 2 本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种跨声速风洞试验支撑装置，其特征在于，包括试验段上壁板、试验段下壁板、飞机模型、设置在飞机模型内的天平元件、风洞弯刀，所述试验段上壁板、试验段下壁板构成试验段，所述风洞弯刀设置在试验段的一侧，所述飞机模型设置在试验段内；还包括线型支撑杆，所述试验段下壁板上设置有与线型支撑杆相配合的开槽，所述线型支撑杆的上端与飞机模型内的天平元件相连，所述线型支撑杆的下端穿过开槽与风洞弯刀相连，所述线型支撑杆与风洞弯刀相连呈V型结构。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：陈德华，唐良锐，许新，刘大伟，姜明杰，刘光远，彭鑫，李强，史晓军，
申请(专利权)人：空气动力学国家重点实验室，
类型：发明
国别省市：四川;51
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