本发明涉及一种高电压试验装置，尤其是在电场保真的飞行器雷电分区试验装中支撑固定飞行器模型，对飞行器姿态进行调整时使用的高电压试验装置。
背景技术：
在地球大气中，平均每天发生约800万次雷电，有统计数据表明，一架固定航线的商业飞机，平均每年要遭受一次雷击，战斗机在其寿命周期内平均遭两次雷击。我国民用航空局统计表明，现在我国航线上的飞机年雷击事故约50起，由此造成的飞行事故时有发生，有些甚至是灾难性的。特别是现代先进飞机，为提升飞机性能，大量采用了现代电子技术，如计算机飞行控制系统，通信导航系统，同时还大量运用先进复合材料，如碳纤维复合材料等，但遗憾的是，这些先进的电子技术和材料技术，对雷电更敏感，损失更大，因此，将大气雷电环境给飞行安全带来的影响减至最小，一直是人们努力追求的目标。为了飞行安全，在相关适航条例上，对飞机的雷电防护性能提出了严格要求，以此来确保飞机在雷电环境中的安全性。研究者根据雷电的预计分量和影响的严重程度对航空器表面进行了雷电分区，电场保真的飞行器雷电分区试验是十分必要的。
根据sae-arp5414标准，电场保真的飞行器雷电分区试验需要模拟飞机偏航、俯仰、滚转三种飞行姿态，以飞机缩比模型起始状态为基准，以30°为增量改变飞机的三种飞行姿态。在电场保真的飞行器雷电分区试验中，需要将飞机模型安装在绝缘支架上。现有绝缘支架承载重量低、稳定性差，不能实现偏航、俯仰、滚转姿态的快速转换，同时支架结构中多存在金属结构，会对对雷电分区试验的电场产生影响进而影响试验结果的准确性，无法按照saearp标准实现电场保真的飞行器雷电分区试验。
技术实现要素：
本发明为克服现有技术的不足之处，提供一种电场保真的飞行器雷电分区试验装置，以期能解决现有绝缘支架金属结构过多影响试验结果准确性和不能实现飞机模型偏航、俯仰、滚转姿态的快速转换的问题，从而提高试验准确性和有效性。
为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
本发明一种电场保真的飞行器雷电分区试验装置的特点在于:
设置一接地平板，在所述接地平板的两侧分别设置有对称工装，所述对称工装包括：架板、主支撑杆、绝缘拉绳、组合法兰盘、稳固支撑杆、第一支撑连接件、第二支撑连接件和第三支撑连接件；
所述架板由绝缘子支柱支撑并固定于底座上；在所述架板上表面的中间位置处设置有所述主支撑杆，所述主支撑杆的末端设有多个螺孔，所述第二支撑连接件和第三支撑连接件的上部和下部也均设有多个螺孔，所述主支撑杆末端的任一螺孔通过螺栓与所述第二支撑连接件和第三支撑连接件上的任一螺孔相连接，从而形成所述主支撑杆在所述架板上的固定结构以及所述主支撑杆伸出所述架板长度和所述主支撑杆在所述架板上高度的调节结构；
在所述主支撑杆的两侧对称设置有所述稳固支撑杆，所述稳固支撑杆通过所述第一支撑连接件连接在所述架板上，所述稳固支撑杆通过螺栓与所述第一支撑连接件连接并调节自身角度，从而形成所述主支撑杆辅助支撑结构；
所述主支撑杆与稳定支撑杆前端汇合，并通过螺栓与组合法兰盘的一端连接；
在接地平板两侧对称工装的组合法兰盘之间夹持有一连杆，所述连杆的中部通过螺栓安装有角度可调节的飞行器模型；
所述绝缘拉绳的一端固定在所述主支撑杆末端的架板边缘上，另一端连接所述组合法兰盘，在所述第三支撑连接件上部穿插一螺杆，所述绝缘拉绳通过所述第三支撑连接件上部的螺杆形成拉拽角度。
相对于现有技术，本发明的有益效果体现在：
1、本发明所设计的试验装置实现了saearp标准规定的雷电环境飞行器模型雷电分区试验，飞行器模型可以快速实现偏航、俯仰、滚转三种姿态的转换，满足了saearp标准规定的试验要求；相对于传统的金属结构件多的飞行器雷电分区试验装置，本发明的试验结果更为准确。
2、本发明采用两组对称工装，飞行器模型放置于对称工装之间，整个装置承载能力强，飞行器模型尺寸重量不受到限制。
3、本发明设计简捷合理，安装与拆卸方便，结构稳固，成本低廉，便于人员操作，稳定性与安全性好，更具人性化，满足了电场保真的飞行器雷电分区试验的试验要求。
附图说明
图1是本发明飞行器雷电分区试验装置结构示意图；
图2是本发明两组对称工装之一结构示意图；
附图标记：1接地平板；2底座；3架板；4主支撑杆；5绝缘拉绳；6组合法兰盘；7绝缘子支柱；8稳固支撑杆；9连杆；10飞行器模型；11棒电极；a第一支撑连接件；b第二支撑连接件；c第三支撑连接件。
具体实施方式
本实施例中，如图1所示，一种电场保真的飞行器雷电分区试验装置是设置一接地平板1和两组对称工装，在接地平板1的两侧分别设置有一组对称工装，该对称工装包括：架板3、主支撑杆4、绝缘拉绳5、组合法兰盘6、稳固支撑杆8、第一支撑连接件a、第二支撑连接件b和第三支撑连接件c；其中，架板3、主支撑杆4、稳定支撑杆8、第一支撑连接件a、第二支撑连接件b和第三支撑连接件c均为环氧材质，且架板3厚度不低于20mm。
架板3位于底座2与绝缘子支柱7之上，并由绝缘子支柱7支撑和固定于底座2上，底座2为铸铁材质；
架板3上表面放置主支撑杆4、稳固支撑杆8、第一支撑连接件a、第二支撑连接件b和第三支撑连接件c；其中，第一支撑连接件a为一铁片，第二支撑连接件b和第三支撑连接件c均由两片环氧板构成。在架板3上表面的中间位置处设置有主支撑杆4，主支撑杆4的末端设有多个螺孔，第二支撑连接件b和第三支撑连接件c的上部和下部也均设有多个螺孔，主支撑杆4穿过两片环氧板之间空隙，并通过螺栓将末端的任一螺孔与第二支撑连接件b和第三支撑连接件c下部的任一螺孔相连接，形成主支撑杆4在架板3上的固定结构；
如图2所示，选择主支撑杆4不同螺孔与第二支撑连接件b和第三支撑连接件c下部固定，可以调节主支撑杆4伸出架板3长度，即调节主支撑杆4的水平位置；选择主支撑杆4不同螺孔与二支撑连接件b和第三支撑连接件c上部固定，可以调节主支撑杆4在架板3上高度；
在主支撑杆水平位置与高度确定后，在主支撑杆4的两侧对称设置有稳固支撑杆8，每根稳固支撑杆8通过第一支撑连接件a连接在架板3上，稳固支撑杆8通过螺栓与第一支撑连接件a连接，转动螺栓可以调整稳定支撑杆8的角度，从而配合主支撑杆4起辅助支撑作用。
主支撑杆4与稳定支撑杆8前端汇合，并通过螺栓与组合法兰盘6的一端连接；组合法兰盘6为酚醛树脂材质，厚度20mm。法兰盘每30°设置一螺孔，两个法兰盘组合使用调整角度，调整完成后以螺栓固定姿态。
如图1所示，在接地平板1两侧对称工装的组合法兰盘6之间夹持有一连杆9，连杆9也为环氧材质，连杆9的中部通过螺栓安装有飞行器模型10，飞行器模型10位于接地平板1上方且在两组对称工装之间，通过转动螺栓调整可调整飞行器模型10安装角度，即初始机头指向，旋转组合法兰盘6用以调节飞行器姿态，达到所需角度后用螺栓连接固定姿态。具体的说，
俯仰姿态调整时，将飞行器模型10机头方向与连杆9垂直连接固定作为初始位置，以30°为步进转动组合法兰盘6至所需角度，将组合法兰盘6用螺栓连接固定状态。
偏航姿态调整时，将组合法兰盘6用螺栓连接固定状态，飞行器模型10机头方向与连杆9垂直连接作为初始位置，用角度测量工具以30°为步进旋转模型与连杆9之间的连接螺杆至所需角度。
滚转姿态调整时，将飞行器模型10机头方向与连杆9水平连接固定作为初始位置，以30°为步进转动组合法兰盘6至所需角度，将组合法兰盘6用螺栓连接固定状态。
绝缘拉绳5的一端固定在主支撑杆4末端的架板3边缘上，另一端连接组合法兰盘6，在第三支撑连接件c上部穿插一螺杆，绝缘拉绳5通过第三支撑连接件c上部的螺杆形成拉拽角度。绝缘拉绳5为尼龙材质，可承重500kg。