技术领域本发明涉及飞机风洞试验技术领域，具体涉及一种飞机风洞试验模型安装装置。
背景技术：
目前航空测试领域中，飞机风洞试验集中于测试飞机本体的气动特性，飞机的侧向移动与偏航运动自由度无法释放，无法测试控制系统与飞机的耦合特性，对于带控制系统飞机的风洞试验验证尚无一种有效实用的测试装置。
技术实现要素：
本发明的目的是提供一种飞机风洞试验模型安装装置，以解决或至少减轻背景技术中所存在的至少一处的问题。本发明采用的技术方案是：提供一种飞机风洞试验模型安装装置，用于安装试验模型，所述飞机风洞试验模型安装装置包含俯仰调节装置、滑动机构及模型安装支座；所述俯仰调节装置的一端通过第一连杆连接在试验风洞的地面上，另一端通过第二连杆连接所述滑动机构；所述第一连杆与第二连杆之间的夹角能够调节；所述滑动机构能够实现所述试验模型的侧向滑动，所述侧向是指试验模型的两侧机翼的连线方向；所述模型安装支座一端与所述滑动机构连接，另一端与所述试验模型的腹部连接。优选地，所述滑动机构包含滑动底座及滑块，所述滑动底座上设置有滑槽，所述滑块的一端能够在所述滑槽内滑动，另一端与所述模型安装支座连接。优选地，所述滑槽设置为燕尾槽。优选地，所述滑槽的两端设置有缓冲装置，所述缓冲装置用于限制所述滑块的侧向移动。优选地，所述缓冲装置包含弹簧与挡板，所述弹簧的一端与所述滑槽固定连接，所述弹簧的另一端与所述挡板连接，所述滑块在所述滑槽的两端挡板之间滑动。优选地，所述飞机风洞试验模型安装装置还包含偏航装置，所述偏航装置一端与所述模型安装支座连接，另一端与所述滑动机构上的滑块连接，所述偏航装置能够实现试验模型绕所述模型安装支座的转动。优选地，所述偏航装置包含内筒与外筒，所述内筒的一端与所述滑块连接，所述外筒套设在所述内筒上，所述外筒能够绕所述内筒转动，所述外筒与所述试验模型安装支座连接。优选地，所述内筒与所述外筒的径向之间设置有滚动轴承，所述内筒与所述外筒的轴向之间设置有端面轴承。优选地，所述第一连杆与第二连杆的轴线重合时记为俯仰调节装置的零位，试验模型的俯仰角度调节范围为±20度。本发明的有益效果在于：本发明的飞机风洞试验模型安装装置中滑动机构可以释放试验模型的侧向运动自由度；偏航装置可以释放试验模型的偏航运动自由度，提高了风洞试验的仿真性，可实现带控制系统飞机的风洞试验验证。附图说明图1是本发明一实施例的飞机风洞试验模型安装装置的示意图。图2是图1所示的飞机风洞试验模型安装装置中滑动机构的示意图。其中，1-俯仰调节装置，2-滑动机构，4-模型安装支座，5-试验模型，11-第一连杆，12-第二连杆，21-滑动底座，22-滑块，211-滑槽。具体实施方式为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。如图1、图2所示，一种飞机风洞试验模型安装装置，用于安装试验模型5，飞机风洞试验模型安装装置包含俯仰调节装置1、滑动机构2及模型安装支座4。俯仰调节装置1的一端通过第一连杆11连接在试验风洞的地面上，另一端通过第二连杆12连接滑动机构2；第一连杆11与第二连杆12之间的夹角能够调节。在本实施例中，第一连杆11与第二连杆12的轴线重合时记为俯仰调节装置1的零位，试验模型的俯仰角度调节范围为±20度。如附图1所示，图中试验模型5的俯仰角记为零位，第一连杆11保持位置不变，第二连杆12可以顺时针旋转20度；同时，第一连杆11保持位置不变，第二连杆12也可以逆时针旋转20度。在本实施例中，第一连杆11与第二连杆12的连接端通过销轴固定连接，销轴包含旋转销轴和定位销轴，第一连杆11与第二连杆12的连接端设置有同轴孔，旋转销轴插入同轴孔内作为第一连杆11与第二连杆12的夹角调整旋转轴，以该旋转轴为中心，在一个圆弧段上设置多个定位孔，通过调整第一连杆11上与第二连杆12上定位孔的对应位置，并将定位销轴插入定位孔内，可以实现第一连杆11与第二连杆12夹角的调节。可以理解的是，所述定位孔还可以以旋转销轴的轴线为中心，设置为长圆弧孔，并在长圆弧孔的边缘设置角度刻度值。其优点在于，可以实现第一连杆11与第二连杆12夹角的连续调节。滑动机构2能够实现试验模型5的侧向滑动，所述侧向是指试验模型5的两侧机翼的连线方向。通过滑动机构2可以释放试验模型5的侧向运动自由度。在本实施例中，滑动机构2包含滑动底座21及滑块22，滑动底座21上设置有滑槽211，滑块22的一端能够在滑槽211内滑动，另一端与模型安装支座4连接。滑槽211设置为燕尾槽，其优点在于，滑块22定位精确，有利于提高试验精度。可以理解的是，滑槽211的结构形式还可以根据实际情况设定。例如，在一个备选实施例中，滑槽设置为矩形槽，滑块相应也设置为矩形块，在矩形块的上方设置有限位盖，防止滑块脱出滑槽，其优点在于，结构简单，加工方便，有利于降低试验成本。在本实施例中，滑槽211的两端设置有缓冲装置，缓冲装置用于限制滑块22的侧向移动。具体的，在本实施例中，缓冲装置包含弹簧与挡板，弹簧的一端与滑槽211固定连接，弹簧的另一端与挡板连接，滑块22在滑槽211的两端挡板之间滑动。其优点在于，当滑块22运动至滑槽211的一端时与挡板接触，并压缩弹簧，有利于防止碰撞对试验模型及试验装置造成的损坏。模型安装支座4一端与滑动机构2连接，另一端与试验模型5的腹部连接。在本实施例中，飞机风洞试验模型安装装置还包含偏航装置3，偏航装置3一端与模型安装支座4连接，另一端与滑动机构2上的滑块22连接，偏航装置3能够实现试验模型5绕模型安装支座4的转动。具体的，在本实施例中，偏航装置3包含内筒与外筒，内筒的一端与滑块22连接，外筒套设在内筒上，外筒能够绕内筒转动，外筒与试验模型安装支座4连接。内筒与外筒的径向之间设置有滚动轴承，内筒与外筒的轴向之间设置有端面轴承。在本实施例中，内筒设置为外圆带台阶的两段式台阶套筒，内筒套设在滑块22上远离滑槽211的一端，且外圆直径较大的一端靠近滑槽211；外筒套设在内筒外圆直径较小的一端，内筒直径较小的轴段与外筒的内孔径向之间设置有滚动轴承，内筒与外筒的轴向台阶之间设置有端面轴承。其优点在于，有利于实现试验模型5的偏航运动，减小了零部件之间的运动阻力，有利于提高试验精度。本发明的飞机风洞试验模型安装装置，通过滑动机构中滑块22在滑槽211内的滑动，可以实现试验模型5的侧向移动，可以释放试验模型的侧向运动自由度；通过偏航装置的转动，可以释放试验模型的偏航运动自由度，控制系统通过控制试验模型5的偏转，实现气动力与俯仰力矩的调节，通过控制试验模型的侧向运动与偏航运动，从而控制试验模型5的平衡，可实现带控制系统飞机的风洞试验验证。最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。