飞机全机测压试验支撑系统技术方案

本发明专利技术公开了一种飞机全机测压试验支撑系统，用于在风洞中对飞机模型进行全机测压试验时对其提供支撑，所述飞机全机测压试验支撑系统包括一个设置于所述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。本发明专利技术所提供的飞机全机测压试验支撑系统混合有张线支撑系统和硬式支撑系统的特点，其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。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种航空空气动力学试验设备，尤其是一种用于飞机模型风洞试验过程中，对飞机模型进行支撑的结构系统，特别是一种飞机全机测压试验中的支撑系统，适用于针对特定形式的飞机模型，例如飞翼形式的无人机飞机模型等，提供一种改进的支撑结构。
技术介绍
风洞试验是依据空气动力学原理，将飞行器模型或其部件，例如机身、机翼等固定在风洞中，通过施加人工气流流过飞行器模型或其部件，以此模拟空中各种复杂的飞行状态，获取试验数据。风洞是进行空气动力学研究与飞行器研制最基本的试验设备，每一种新型飞行器的研制都需要在风洞中进行大量的试验。风洞试验的主要目的是要获取飞机模型的各种空气动力参数的变化规律。评价每一种飞行器的飞行性能，除了如速度、高度、飞机 重量及发动机推力等要素外，最重要的标准之一是飞行器的空气动力性能。飞机全机测压试验是飞机设计中十分重要的风洞试验项目，它是气动力特性研究和载荷设计的重要的数据来源。飞机全机测压试验需要将整个飞机模型支撑在风洞中，在人工气流环境下通过压力测试设备测量整个飞机模型各部件在特定飞行条件下的压力分布数据，以此获得飞机的流动特征。飞行器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。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。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另O，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。在名为“低速风洞大攻角张线式支撑系统”(杨恩霞等，《应用科技》第28卷第I期，2001年I月)的现有技术中，作者认为张线支撑系统能够较好地平衡增加支撑刚度与减少支撑系统的气动干扰之间的矛盾。然而，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，对于如今非常流行的飞翼形式的无人机来说，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。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。因此，有必要在上述现有技术的基础上，针对特定形式的飞机模型，例如飞翼形式的无人机飞机模型等，提供一种改进的支撑结构，用以在飞机全机测压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。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是提供一种飞机全机测压试验支撑系统，以减少或避免前面所提到的问题。具体来说，本专利技术提供了一种飞机全机测压试验支撑系统，其可以针对特定形式的飞机模型，例如飞翼形式的无人机飞机模型等，提供一种改进的支撑结构，用以在飞机全机测压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。 进一步的，本专利技术提供了一种飞机全机测压试验支撑系统，其兼具张线支撑系统和硬式支撑系统的特点，能够提供对飞机模型稳定支撑，并具有气动干扰小的优点，同时，该支撑系统还可以精确改变飞机模型的姿态，提供各种角度和方向下飞机模型的测量状态。为解决上述技术问题，本专利技术提出了一种飞机全机测压试验支撑系统，用于在风洞中对飞机模型进行全机测压试验时对其提供支撑，其中，所述飞机全机测压试验支撑系统包括一个设置于所述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。优选地，用于操纵所述飞机模型的俯仰角度的所述上张线和下张线分别与固定于所述风洞上壁和下壁上的上张线轮以及下张线轮连接。优选地，所述两根支撑杆从所述飞机模型的左右翼尖向所述转动圆盘方向收拢延伸。优选地，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。优选地，所述斜撑支臂为可伸缩的套筒结构。优选地，所述第一支臂为可伸缩的套筒结构。优选地，所述转动圆盘的边缘设置有刻度。本专利技术所提供的飞机全机测压试验支撑系统混合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。另外，本专利技术的飞机全机测压试验支撑系统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，机头部位的张线固定点(张线轮)也不需要随着飞机模型的偏转而移动，因此，调整张线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的长度就可以确定飞机模型的状态，工作量大大减轻，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。附图说明以下附图仅旨在于对本专利技术做示意性说明和解释，并不限定本专利技术的范围。其中，图I显示的是一种典型的无人机飞机模型的俯视图；图2为图I所示飞机模型头部方向的侧视图；图3为图I所示飞机模型的立体示意图；图4显示的是根据本专利技术的一个具体实施例的一种飞机全机测压试验支撑系统的结构不意图；图5显示的是根据本专利技术的另一个具体实施例的一种飞机全机测压试验支撑系统的结构示意图。具体实施例方式为了对本专利技术的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本专利技术的具体实施方式。其中，相同的部件采用相同的标号。图1-3显示的是一种典型的飞翼形式的无人机飞机模型100，其中，图I显示的是该飞翼形式的无人机飞机模型100的俯视图，图2为该飞机模型100头部方向的侧视图，图3为该飞机模型100的立体示意图。从图1-3可见，对于这种飞翼形式的无人机飞机模型来说，由于飞机模型100的机体小，尾部和机翼整体上都非常薄(图中可见几乎没有明显的尾翼，或者说尾翼部分相当薄弱)，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。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。针对上述问题，本专利技术提供了一种飞机全机测压试验支撑系统，如图4所示，其中显示的是根本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞机全机测压试验支撑系统，用于在风洞中对飞机模型（100）进行全机测压试验时对其提供支撑，其特征在于，所述飞机全机测压试验支撑系统（1）包括一个设置于所述风洞下壁的转动圆盘（11）以及两根将所述飞机模型（100）的机头分别连接于所述风洞的上壁和下壁的上张线（12）和下张线（13），所述转动圆盘（11）上固定焊接有两根支撑杆（14、15），所述两根支撑杆（14、15）上端通过球轴承（16，16’）分别与所述飞机模型（100）的左右翼尖转动连接。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：韩江旭，宗宁，王孜孜，黎军，邓立东，裴志刚，马维，邹德印，王文倬，聂鹏飞，李俊华，王卫明，张家齐，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所，中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：