本发明涉及风洞试验技术领域，具体涉及一种在跨声速风洞中适用于扁平融合体飞机的v型尾支撑装置。
背景技术：
目前，风洞试验是获取飞机气动特性的主要手段。风洞试验过程中，最常见的是使用尾部支撑装置将飞机模型固定于试验段内。跨声速风洞中飞机模型尾部支撑装置的选取和设计准则主要有以下考虑：1.支撑系统的角度与模型的角度具备简单对应关系，以便通过驱动支撑系统运动实现模型试验角度的准确变化；2.支撑装置对模型尾部的破坏要尽量小，避免在尖后缘、操纵舵面或发动机等敏感区域造成过度破坏，将后体破坏影响控制在可以修正的范围内；3.支撑装置对模型的支撑干扰要尽量小，同时使得支撑干扰影响可以通过试验的方式进行修正，从而提高试验数据的准度；4.支撑装置的刚度需要经过优化设计，以便减小试验过程中模型抖动，保障试验安全。当前最常使用的尾部支撑装置是直尾撑，即一根直支杆，从模型尾部正后方伸入模型并在其圆柱状机身内部实现连接固定。
随着航空工业技术和水平的发展，越来越多的现代飞机采用扁平融合体布局，此类飞机机翼与机身高度融合，没有明显的圆柱状机身，机翼和机身的后缘尖锐且布置有大量操纵舵面或发动机等关键部件。
针对此类布局，现有直尾撑支撑装置难以满足其跨声速风洞试验需求，主要体现在：
1）直尾撑只能从飞机尾部正后方伸入模型，支杆直径远远大于扁平融合体飞机尖锐后缘的尺寸，因此只能将飞机机身中段至尾部后缘破坏放大为套筒形，飞机模型尾部破坏失真使得试验数据与真实飞机外形结果存在明显差异，特别是对于俯仰、偏航等气动力矩的影响巨大且难以修正；
2）直尾撑及支杆套筒在扁平融合体飞机上表面外露，其对流动的扰动影响会在跨声速范围内传播至整个飞机上表面，而扁平融合体飞机上表面载荷分布经过精心设计，且布置有大量操纵舵面、发动机等敏感部件，导致直尾撑及支杆套筒的支撑干扰对飞机气动特性的影响较大；
3）为了降低直尾撑的支撑干扰影响及其对模型后体的破坏影响，只能通过减小直尾撑支杆的直径尺寸来实现，这势必导致支撑系统刚度下降，引起模型抖动，影响试验质量与安全。
除了直尾撑之外，还有一种适用于船尾形后体飞机的斜尾撑装置。与直尾撑从飞机尾部正后方伸入模型不同，斜尾撑支杆前端头部轴线与飞机机身轴线重合，支杆前端等直段向下形成弯折，使得支杆由飞机船尾形后体下表面破坏伸入模型并实现连接固定。
但将斜尾撑装置用于扁平融合体飞机风洞试验也会产生以下问题：
1）纵向试验中，模型迎角与支杆弯折角之和等于斜支杆迎角，当模型迎角调整为0°时，需要将斜尾撑支杆预设一个正迎角（角度大小即支杆弯折角），导致支撑装置的移动行程被占用，模型试验正迎角范围受到限制；其中，船尾形客机、运输机巡航迎角较小，而扁平融合体飞机飞行迎角稍大，斜尾撑迎角范围无法满足其试验需求；
2）横向试验中，模型迎角、侧滑角、滚转角与支撑系统的角度并非简单对应，而是需要在考虑弯折角的情况下进行空间转换，不仅影响了试验效率，也极易引入模型角度误差，造成试验数据质量下降，无法满足试验需求；
3）斜尾撑支杆与模型机身轴线存在弯折角，试验系统刚度较弱，加之扁平融合体飞机升力载荷较大，在试验过程中极易发生抖动，严重影响试验安全。
为此，迫切需要一种新的支撑装置，以解决上述问题。
技术实现要素：
本发明的发明目的在于：针对扁平融合体布局飞机进行风洞试验时，现有的直尾撑支撑装置、斜尾撑装置难以满足其跨声速风洞试验需求的问题，提供一种在跨声速风洞中适用于扁平融合体布局飞机的v型尾支撑装置。本发明设计一根v型内凹尾支杆，保证其前后段同轴，轴线与模型机身轴线重合，使其在试验过程中可以被视为“等效直支杆”，同时在支杆前段采用弯折式设计，降低模型后体破坏和支撑干扰的修正难度，使其兼具现有直尾撑、斜尾撑的技术优点并避免两种尾支撑的不足，从而实现扁平融合体飞机在跨声速风洞中的连接安装和载荷测量。
为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种用于跨声速风洞中扁平融合体飞机的v型尾支撑装置，包括前段、等直段、第一扩张段、第二扩张段、后段、用于与风洞试验段连接头相连的后端连接段、测量平台；
所述前段、等直段、第一扩张段、第二扩张段、后段、后端连接段依次相连构成v型支撑主体，所述前段沿其轴线前后等直，所述等直段沿其轴线前后等直，所述前段的轴线与等直段的轴线相交，所述前段的轴线与等直段的轴线的相交角为α，所述α为锐角；
所述第一扩张段沿等直段至第一扩张段的方向其周向直径逐渐扩大，所述第一扩张段的轴线与等直段重合；
所述第二扩张段的轴线与第一扩张段的轴线相交呈v型，所述第二扩张段的轴线与第一扩张段的轴线的相交角度为π-2α，所述第二扩张段与第一扩张段的连接处采用圆滑过渡，所述第二扩张段沿第一扩张段至第二扩张段的方向其周向直径逐渐扩大；
所述第二扩张段的轴线与后段的轴线相交，所述第二扩张段的轴线与后段的轴线的相交角为α，所述第二扩张段与后段的连接处采用圆滑过渡；
所述测量平台设置在后段上。
所述v型支撑主体通过模型尾部下表面伸入模型内部。
所述前段的内部设置有用于与天平相连的天平连接锥。
所述前段上设置有前端楔孔且前段通过前端楔孔与楔子的配合能实现与天平的连接。
所述测量平台能用于对支杆（即v型尾支撑装置）的安装迎角、滚转角进行测量。
所述第一扩张段的下部设置有用于为其他部件提供安装平面的连接斜面。
所述等直段上设置有若干个底压槽，所述底压槽内设置有用于对模型底部压力进行测量的底压管。
所述等直段上设置有二至十个底压槽，所述底压槽均布于等直段上。
所述后端连接段上设置有后端楔孔且后端连接段通过后端楔孔与楔子的配合能实现与风洞试验段的连接。
所述等直段、第一扩张段、第二扩张段的一侧设置有底压管走线槽，所述底压管设置在底压管走线槽内。
所述等直段、第一扩张段上分别设置有与底压管走线槽的走线槽前盖板，所述第二扩张段上设置有与底压管走线槽的走线槽后盖板。
所述走线槽前盖板、走线槽后盖板于v型支撑主体之间采用螺杆或螺栓相连且连接后的v型支撑主体表面光滑、无明显凸起。
所述前段、等直段、第一扩张段、第二扩张段、后段、后端连接段分别呈圆柱形。
针对前述问题，本发明提供一种用于跨声速风洞中扁平融合体飞机的v型尾支撑装置。本发明的v型尾支撑装置结构具有如下特点：
1）支撑装置整体加工，能够有效保证支撑强度，避免抖动等现象的发生；
2）支撑装置前后段轴线与水平面平行，保证其前后段同轴，轴线与模型机身轴线重合，使其在试验过程中可以被视为“等效直支杆”；
3）中间段呈v型内凹，采用弯折式设计，降低模型后体破坏和支撑干扰的修正难度，使其兼具现有直尾撑、斜尾撑的技术优点并避免两种尾支撑的不足，从而实现扁平融合体飞机在跨声速风洞中的连接安装和载荷测量；
4）支撑装置前后段轴线与飞机机身轴线重合；
5）支撑装置v型内凹角度根据不同扁平融合体飞机尾部外形设定。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
1）试验过程中，可将其视为“等效直支杆”，模型迎角、侧滑角、滚转角与支撑装置角度基本对应，避免了角度的空间转换，实现了飞机模型试验角度的连续、准确变化；
2）使用所述的v型尾支撑装置，支杆前段由模型尾部下表面伸入模型，避免了支撑装置对扁平融合体飞机尾部尖后缘的直接破坏，保证了模型后缘的细节模拟，降低了模型后体破坏影响的修正难度；
3）使用所述的v型尾支撑装置，其v型内凹影响区集中在模型下表面，可以减小支撑装置对扁平融合体飞机上表面流动及其操纵舵面的干扰影响，降低了支撑干扰影响的修正难度；
4）本发明的v型尾支撑装置前后段轴线与飞机机身轴线重合，支撑系统刚度较好，试验安全得到保障；
5）本发明中，只需改变v型内凹角度，即可将所述的支撑装置应用于其它型号的扁平融合体布局飞机风洞试验；
6）本发明的v型尾支撑装置兼具现有直尾撑、斜尾撑的优点，避免了两种尾支撑的不足，可以安全、准确获取扁平融合体飞机风洞试验数据，具有良好的社会效益和经济效益。
附图说明
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v型尾支撑装置正视图。
图2是本发明的v型尾支撑装置侧视图。
图3是本发明的v型尾支撑装置偏移剖视图（a-a剖面），即发明的v型尾支撑装置a-a剖面的偏移剖视图。
图中标记：1、前段，2、等直段，3、第一扩张段，4、第二扩张段，5、后段，6、后端连接段，7、后端楔孔，8、测量平台，9、底压槽，10、前端楔孔，11、天平连接锥，12、走线槽前盖板，13、走线槽后盖板，14、连接斜面，15、螺钉，16、底压管走线槽。
具体实施方式
本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。
本说明书中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。
实施例1
如图所示，本实施例的用于跨声速风洞中扁平融合体飞机的v型尾支撑装置为整体加工的一根v型尾支杆，支杆各段基本呈圆柱形。该装置包括前段、等直段、第一扩张段、第二扩张段、后段、用于与风洞试验段连接头相连的后端连接段、测量平台、天平连接锥。
图中，支杆前段1沿轴线前后等直，等直段2的轴线与前段1的轴线相交，相交角度为α。根据不同飞机尾部外形，确定相应的α值。该结构中，第一扩张段3的轴线与等直段2的轴线重合，其周向直径由前至后逐渐扩大。
同时，第二扩张段4的轴线与第一扩张段3的轴线相交呈v型，相交角度为（π-2α），相交段圆滑过渡。第二扩张段4的周向直径由前至后逐渐扩大并圆滑过渡至后段5，其轴线与后段5轴线相交，相交角度为α。支杆后端有连接段6，可以与风洞试验段连接头连接，并通过后端楔孔7加装楔子连接固定。另外，后段5上设置有测量平台8，可以对支杆的安装迎角、滚转角进行测量。
等直段2上设置有上下左右对称的4个底压槽9，可以在槽内放置底压管进行模型底部压力测量。前段1的内部有天平连接锥11，可以与天平进行连接，并通过前端楔孔10加装楔子进行固定。等直段2、第一扩张段3和第二扩张段4的右侧设置底压管走线槽16，可以将底压管放置在槽内向后端引出并与风洞试验段测试设备连接。等直段2和第一扩张段3的底压管走线槽外部设置走线槽前盖板12，第二扩张段4的底压管走线槽外部设置走线槽后盖板13，前后盖板通过螺钉15安装在支杆上，并保证支杆外形光滑无明显凸起。第一扩张段3的下部设置连接斜面14，可以为测压耙等特殊测量设备提供安装平面，满足飞机内流参数测量的试验需求。
该装置的工作原理如下。
支杆的前段1连接模型和天平，后端连接段6连接风洞试验段连接头，从而将支杆、天平和模型固定在风洞试验段中。由于前段1与等直段2轴线相交角度为α，等直段2与第一扩张段3轴线重合，第一扩张段3与第二扩张段4呈v型相交且相交角度为（π-2α），第二扩张段4与后段5相交角度为α，使得前段1与后段5轴线重合，实现了支撑装置前后段同轴。试验过程中，可将其视为“等效直支杆”，且支杆前后段轴线与模型机身轴线重合，因此模型迎角、侧滑角、滚转角与支撑装置角度基本对应，避免了角度的空间转换，实现了飞机模型试验角度的连续、准确变化。
其次，支杆等直段2轴线与前段1轴线相交并向下弯折，使得模型后体破坏区域可以设置在模型尾部下表面，前段1和等直段2可以由此处斜向伸入模型，从而避免了支撑装置对扁平融合体飞机尾部尖后缘的直接破坏，保证了模型后缘的细节模拟，降低了模型后体破坏影响的修正难度。
再次，支撑装置向下呈v型内凹且等直段2位于模型尾部下表面，后段5远离模型尾部，均可以减小支撑装置对扁平融合体飞机上表面流动及其操纵舵面的干扰影响，降低了支撑干扰影响的修正难度。
最后，支撑装置前后段轴线同轴，且与扁平融合体飞机机身轴线重合，支撑系统刚度较好，可有效避免试验过程中的抖动，提高试验数据的精度同时保障试验安全。
综上，本发明的v型尾支撑装置兼具现有直尾撑与斜尾撑的优点，同时避免了两种尾支撑的不足，可以准确、安全获取扁平融合体飞机风洞试验数据，具有良好的社会效益和经济效益。
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。