[发明专利]连接于快速投放装置的可变攻角和侧滑角的模型支撑装置

说明书

本发明涉及风洞技术领域，尤其涉及一种连接于快速投放装置的可变攻角和侧滑角的模型支撑装置。该装置包括支撑座、变攻角弯臂、滑块和模型支杆，能够作为连接飞行器试验模型与快速投放装置的中间过渡结构的模型支撑装置，结构简单、减少对模型快送投放的影响，同时能够精确调整模型的攻角和侧滑角，整体沿风洞的轴向布置且质量相对较小，便于快速投放装置对模型快送投放，方便在风洞试验段内安装，不与其它设备发生干涉，结构简洁，减少对高速气流的阻滞，同时防止该装置产生的反射激波与飞行器试验模型相互作用，能够较好的满足试验需求。

技术领域

本发明涉及风洞技术领域，尤其涉及一种连接于快速投放装置的可变攻角和侧滑角的模型支撑装置。

背景技术

对飞行器研制来说，表面热流(物理单位为：瓦/平方米)地面预测数据是进行飞行器防热设计的主要依据。飞行器气动热地面预测数据主要通过风洞试验、模型自由飞和理论计算等手段获得。而风洞类似在地面建立的空中、太空飞行环境，在飞行器地面试验中发挥了举足轻重的作用。

在风洞试验中，测量模型表面热流的方法可分为两大类：一类是单点测量方法，它通过薄膜传感器、热电偶等测量模型表面局部点的温度，从而由温度梯度计算出表面热流。这类技术发展历史较长，比较成熟，属于经典测量的一类。另一类为热成像测量方法，该方法又可分为涂层热成像法和红外热成像法两类。涂层热成像法，是把某些示温材料，薄薄地喷涂在模型表面，试验时，通过记录模型表面涂层由于气动加热引起色变、相变等的历史历程，再通过适当的标定和数据处理即可获得相应的热流数据。涂层热成像法主要有相变热图、液晶热图、荧光热图三种。红外热成像法不需要在模型表面喷涂示温涂料，测量的温度范围宽，从-40℃的低温到3000℃的高温；可应用于多类风洞，从连续流风洞到稀薄气流风洞，从低速风洞、高速风洞一直到高超声速风洞；应用领域广泛，可用于流场显示、边界层转捩位置的确定、分离流判定及气动热测量。

现有风洞试验技术中，无论是单点测量热流还是热成像测量热流，一般是先测量飞行器试验模型表面的瞬态温度，然后通过相关的物理定律计算获得飞行器试验模型表面热流。在测量过程中需要对飞行器试验模型提供支撑并保持所需的姿态，以达到测量的要求。

而随着技术的发展，对风洞试验要求也越来越高，测量飞行器试验模型表面瞬态温度进而获得表面热流时，为了在试验前保持模型表面温度均匀，不被预先加热，需要将飞行器试验模型置于流场(试验区)外，当建立的流场稳定后，再通过模型的快速投放装置将飞行器试验模型快速地投放到流场中，在一些试验中，投放模型时间需要达到0.2s左右，甚至更快。此外，飞行器在飞行过程中，需要改变攻角(也称为迎角)、侧滑角等飞行姿态。由于热流测试窗口布置在风洞试验段侧壁、流场的对称性和飞行器试验模型三维构型，要求该支撑装置不仅在铅垂面内、水平面内能变换攻角，而且能获得正攻角与负攻角，同时还能够变换侧滑角。

也就是说，为了适应更高的试验要求，需要提供一种新的模型支撑装置，不但需要考虑满足飞行器试验模型的快速投放(满足移动性且减少对飞行器试验模型投放速度的影响)，还需要满足对模型攻角和侧滑角的调整，现有技术中尚未有一种能够满足需求模型支撑装置，因此亟需研制一种连接于飞行器试验模型的快速投放装置的可变攻角和侧滑角的模型支撑装置。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明的目的是提供一种连接于快速投放装置的可变攻角和侧滑角的模型支撑装置，能够作为连接飞行器试验模型与快速投放装置的中间过渡结构的模型支撑装置，结构简单、减少对模型快送投放的影响，同时能够调整模型的攻角和侧滑角。

(二)技术方案

为了实现上述目的，本发明提供了一种连接于快速投放装置的可变攻角和侧滑角的模型支撑装置，包括支撑座、变攻角弯臂、滑块和模型支杆；

支撑座设有弯臂安装孔以及用于与模型投放装置连接的安装基准面；