[发明专利]飞机全机测压试验支撑系统

说明书

技术领域

本发明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。

背景技术

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。

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1期，2001年1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。

发明内容

本发明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，本发明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，本发明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，本发明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。