一种双体超大展弦比飞机风洞测力试验支撑装置的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及空气动力学领域，尤其是涉及一种双体超大展弦比飞机风洞测力试验支撑装置。
【背景技术】
[0002]临近空间太阳能飞行器是一种新概念的临近空间飞行器，目前其动力来源一般为太阳能，因此称为临近空间太阳能飞行器。这种飞行器的飞行高度在20km?30km之间，充分利用高空平流层大气太阳辐射强、风速低等特点，可以飞得更高、更久。它成本低、灵活性强、可对某一地区进行盘旋飞行、或者根据需要进行全球飞行，有助于解决传统空中平台飞行高度和续航时间受限等问题。这类飞行器可长时间留空进行军事侦察，可对敌方雷达、无线电通信、导航、遥测遥控等光电设备发出的信号进行搜索、截获和分析，为我方部队提供电子报警、实施电子干扰和其他军事行动提供依据，有效增强空间侦察和预警能力。临近空间太阳能无人机高度较高，干扰仰角大，所以干扰、压制敌方电子设备能力强，可代替卫星作为低成本的通信中继平台，还能实现信息获取与利用的多元化，对加强国防建设意义重大。临近空间太阳能无人机的这些特殊战略价值正受到各国越来越多的重视，世界主要军事强国纷纷投入大量的人力、物力进行研宄开发，争取尽早占据这一战略制高点，以期在未来的战争中获取优势主导地位。
[0003]临近空间太阳能无人机的主要设计指标包括飞行时间、飞行高度和有效载荷三个方面。临近空间太阳能无人机的续航时间要求达到数天，未来可能要达到几个月；飞行高度要达到20-30公里。临近空间太阳能无人机的技战术性能和飞行环境决定了该类飞行器的最突出的气动特点:高升阻比，高升力系数，低自重，小翼载。这就要求在飞行器研制过程中解决高升力、高升阻比翼型和机翼设计、气动布局综合优化、气动弹性耦合分析等关键问题。传统飞机的布局形式难以解决上述关键问题，必须采用新概念布局。双体超大展弦比布局的飞机是一种满足上述需求的方案。
[0004]风洞试验是飞机设计的必经过程，对于新概念双体超大展弦比布局的飞机也是如此。但是对于这种布局，传统的支撑方式无法实现有效支撑，其问题具体为:
O因为风洞试验模型是缩比后的模型，进行缩比后，飞机对称面是一段很小很薄的机翼，无法在模型内部安装天平。
[0005]2)即使按照外部天平，其尺寸相比模型也较大，将会破坏试验模型的布局形式，影响试验的精准度；
3)即使对试验模型的布局形式影响很小，由于模型的尺寸很小，难以保证天平与模型连接处的结构强度与刚度。
[0006]因此必须针对这种飞机布局提供一种新的有效的支撑装置。
【发明内容】
[0007]本发明的目的是提供一种双体超大展弦比飞机风洞测力试验支撑装置，通过该装置解决飞机模型在风洞试验中无法固定测试天平对其测试的问题，保证测试精度。
[0008]为实现上述目的，本发明采用如下技术方案:
一种双体超大展弦比飞机风洞测力试验支撑装置，包括机翼包罩、天平包罩和杆式天平;
所述天平包罩是具有两端的柱形结构，天平包罩的一端与机翼包罩连接、且天平包罩与机翼包罩一体设置；天平包罩与机翼包罩内均为中空结构，且天平包罩与机翼包罩内的中空结构垂直导通；天平包罩的另一端设置有连接处用于与支杆连接；
所述杆式天平设置在天平包罩内，杆式天平的测量连接端伸入到机翼包罩内，杆式天平的固定端与支杆连接；
杆式天平的任何部位均不与天平包罩和机翼包罩接触。
[0009]在上述技术方案中，于机翼包罩与天平包罩一体化设置后，两者沿着天平包罩的轴心线对称设置。
[0010]在上述技术方案中，沿着天平包罩轴心线两侧且与机翼包罩内中空结构连接处分别设置有挡板。
[0011]在上述技术方案中，机翼包罩内的中空结构其形状与被测飞机机翼形状相匹配。
[0012]一种双体超大展弦比飞机风洞测力试验支撑装置的测试方法，包括以下步骤: 将飞机模型的机翼穿过机翼包罩内的中空结构，使得机翼包罩处于整个飞机模型的中心处；
将杆式天平穿入天平包罩内，杆式天平的测量端与飞机模型的机翼固定连接，杆式天平的固定端与支杆连接在一起；
将天平包罩通过端部的连接处与支杆连接在一起，使得机翼包罩、天平包罩、支杆连接成一个整体；
飞机模型的机翼与杆式天平连接为一个整体；该整体与机翼包罩、天平包罩均不接触；
将飞机模型放入风洞流场中，风从不同方向吹向模型，通过机翼包罩上的挡板与天平包罩受力，使得杆式天平只受来自机翼的力，并完成测试。
[0013]综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是:首先解决了大展弦比飞机模型在风洞中测试的固定问题，同时因为该装置结构的独特性，能确保在风洞吹风试验中有效的完成对模型的试验；不会因为采用现有的测试方式而破坏测试环境，最终得不到测试结果。
[0014]本发明的装置其整体结构简单，利用杆式天平独有的受力方式避免了天平在测试过程中受到外力影响，提升了测试精度。
【附图说明】
[0015]本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中:
图1是本发明的整体结构示意图；
图2是天平连接的示意图；
图3是机翼包罩挡板的示意图；
其中:I是机翼，2是包罩，3是支杆，4是支杆连接孔，5是挡板，6是天平。
【具体实施方式】
[0016]如图1所示，该类飞机是一种新型的飞机，其特点就是机翼长而窄，该类飞机不同于目前的各类飞机。但是该类结构的飞机有着它本身独有的特点，因此是目前某些领域的一种发展趋势，而要完成飞机的定型必须对其空气动力的各个指标进行测试，风洞试验是必不可少的环节。
[0017]图1中的模型是安装比例缩小后加载测试装置的，为了完成对机翼本身的固定并保证在吹风过程中不受外力影响。因此采用在机翼上套一个机翼包罩，该包罩内为中空结构，可以使得机翼包罩穿在机翼上。但是在吹风过程中，为了确保机翼受力的均匀性，机翼包罩是不能和机翼接触的，因此需要将机翼包罩悬空固定设置。
[0018]如图2所示，在机翼包罩以外设置一个天平包罩，将机翼包罩与天平包罩一体化设置，且天平包罩内部也是中空结构。这样设计的话就可以使得机翼包罩的受力可以由天平包罩来承担，而在天平包罩的另一端设置有支杆连接孔，通过该孔就能使得天平包罩与支杆连接在一起。
[0019]在测试时，首先是需要安装连接天平，本方案中采用的杆式天平是风洞试验中常用的工具之一，将杆式天平的测量端穿过天平包罩与机翼连接，杆式天平的固定端与支杆连接。完成安装后整个飞机模型与测试装置就形成一个巧妙的状态:杆式天平与机翼连接在一起，可以对其进行测试，而天平固定连接在支杆上，因此完成了对飞机模型在风洞中的固定工作；而机翼包罩与天平包罩将杆式天平以及杆式天平与机翼连接处包裹起来，这是为了避免在吹风试验中，风吹到天平上影响天平的测试，而天平包罩是直接连接到支杆上的，这样的话也就保证了天平包罩与机翼包罩均不会与机翼和杆式天平接触，避免了额外的受力到天平上。这种状态完美的解决了此类飞机在风洞中的固定与测试问题。
[0020]如图3所示，为了进一步的避免吹风对杆式天平的影响，在机翼包罩的两个侧面上设置挡板，挡板上设置一个与机翼截面形状一样的孔，孔的尺寸略大于机翼尺寸，挡板与机翼包罩连接，连接处要密封。这样设置的好处在于，在吹风过程中，风不会通过机翼包罩两侧的空隙处进入包罩内，并对天平受力。更好的提升测试精度，完成试验。
[0021]在测试中，飞机模型与测试装置通过支杆固定在风洞内，吹风过程中，天平受力的主要来源与机翼，机翼承受的各个方向的力通过天平进行测试。而包罩受到的吹风力均通过支杆传递到风洞外，不会直接作用到天平，影响测试。
[0022]本发明并不局限于前述的【具体实施方式】。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。
【主权项】
1.一种双体超大展弦比飞机风洞测力试验支撑装置，其特征在于包括机翼包罩、天平包罩和杆式天平； 所述天平包罩是具有两端的柱形结构，天平包罩的一端与机翼包罩连接、且天平包罩与机翼包罩一体设置；天平包罩与机翼包罩内均为中空结构，且天平包罩与机翼包罩内的中空结构垂直导通；天平包罩的另一端设置有连接处用于与支杆连接； 所述杆式天平设置在天平包罩内，杆式天平的测量连接端伸入到机翼包罩内，杆式天平的固定端与支杆连接； 杆式天平的任何部位均不与天平包罩和机翼包罩接触。2.根据权利要求1所述的一种双体超大展弦比飞机风洞测力试验支撑装置，其特征在于机翼包罩与天平包罩一体化设置后，两者沿着天平包罩的轴心线对称设置。3.根据权利要求2所述的一种双体超大展弦比飞机风洞测力试验支撑装置，其特征在于沿着天平包罩轴心线两侧且与机翼包罩内中空结构连接处分别设置有挡板。4.根据权利要求1所述的一种双体超大展弦比飞机风洞测力试验支撑装置，其特征在于机翼包罩内的中空结构其形状与被测飞机机翼形状相匹配。5.如权利要求1所述的一种双体超大展弦比飞机风洞测力试验支撑装置的测试方法，其特征在于包括以下步骤: 将飞机模型的机翼穿过机翼包罩内的中空结构，使得机翼包罩处于整个飞机模型的中心处； 将杆式天平穿入天平包罩内，杆式天平的测量端与飞机模型的机翼固定连接，杆式天平的固定端与支杆连接在一起； 将天平包罩通过端部的连接处与支杆连接在一起，使得机翼包罩、天平包罩、支杆连接成一个整体； 飞机模型的机翼与杆式天平连接为一个整体；该整体与机翼包罩、天平包罩均不接触； 将飞机模型放入风洞流场中，风从不同方向吹向模型，通过机翼包罩上的挡板与天平包罩受力，使得杆式天平只受来自机翼的力，并完成测试。
【专利摘要】本发明公开了一种双体超大展弦比飞机风洞测力试验支撑装置，包括机翼包罩、天平包罩和杆式天平；天平包罩是具有两端的柱形结构，天平包罩的一端与机翼包罩连接、且天平包罩与机翼包罩一体设置；天平包罩与机翼包罩内均为中空结构，且天平包罩与机翼包罩内的中空结构垂直导通；天平包罩的另一端设置有连接处用于与支杆连接。本发明首先解决了大展弦比飞机模型在风洞中测试的固定问题，同时因为该装置结构的独特性，能确保在风洞吹风试验中有效的完成对模型的试验；不会因为采用现有的测试方式而破坏测试环境，最终得不到测试结果。
【IPC分类】G01M9/04
【公开号】CN104931228
【申请号】CN201510361865
【发明人】吴文华, 段焰辉, 余雷, 岳姝
【申请人】空气动力学国家重点实验室
【公开日】2015年9月23日
【申请日】2015年6月26日