静气动弹性风洞试验半模型系统的制作方法

本实用新型涉及风洞测试技术领域，尤其涉及一种静气动弹性风洞试验半模型系统。

背景技术：

静气动弹性是飞行器在空气动力作用下产生弹性变形而引起其气动特性变化的一种现象。静气动弹性对飞行器气动特性有较大影响，可能会改变飞行器的几何外形、影响飞行器的舵面效率及操稳特性，导致升力面发散出现翼面破坏等现象。因此，通过试验研究飞行器的静气动弹性十分必要。通过高速风洞试验可以研究飞行器的静气动弹性，由于飞行器的绕流场是左右对称的，因此发展了半模型试验方法，以飞行器的一般为对象，研究整个飞行器的纵向气动特性。半模型试验方法存在着明显的缺点：由于半模型是纵向对称面靠近风洞壁板安装，洞壁边界层内的低速、低能量气流会对半模型的试验结果造成影响，并且测力试验时，模型纵向对称面与洞壁之间留有一定的间隙，间隙内必有气流流过，这种窜流也会对试验结果造成影响。

现有技术中，通过垫块法、边界层抽吸法或者边界层吹除法来排除洞壁边界层对半模型试验方法的干扰。图1为现有技术提供的垫块法的半模型系统的结构示意图，参考图1所示，垫块法是指在半模型11的对称面与风洞壁板12之间垫入一个等厚度的垫块13，垫块13固定在转动窗14上，半模型11通过连接件16与测力天平15连接，转动窗14旋转可改变半模型11的迎角，垫块13的设置减少了洞壁边界层的低动能、低流速区域对试验结果的影响。图2为现有技术提供的边界层抽吸法的半模型系统的结构示意图，参考图2所示，边界层抽吸法通过在半模型21的上游设置吸气装置22，将半模型21所在处及其附近区域的洞壁边界层全部或部分吸除，其中半模型21的对称面贴近风洞壁板23设置，半模型21通过连接件24与测力天平25连接，转动窗26旋转可改变半模型21的迎角，吸气装置22将洞壁的边界层吸除，以消除或减轻边界层对试验结果的影响。图3为现有技术提供的边界层吹除法的半模型系统的结构示意图，参考图3所示，边界层吹除法是通过在半模型31的上游，通过吹气装置32沿着风洞壁板33的壁面向边界层内吹入高压气流，提高气流流速，使得边界层变薄，以减小边界层低能流动对半模型试验结果的影响，其中半模型31的对称面贴近风洞壁板33设置，半模型31通过连接件34与测力天平35连接，转动窗36旋转可改变半模型31的迎角。

垫块法中，由于半模型11的对称面与垫块13之间具有一定宽度的缝隙，缝隙内的窜流会干扰半模型11周围的绕流特性，导致试验结果失真。而采用边界层抽吸法时，吸气装置22的吸气率要足够大，才能保证充分抽吸掉洞壁的边界层，对于较长的半模型，还必须在半模型的前中后段都分别设置吸气装置22，才能均匀地吸除边界层，同时不影响主流的流动。采用边界层吹除法时，选择合适的吹气装置23以及确定合适的吹气压力和吹气量，使高压气流能够均匀地吹入，使得边界层内的流速能够接近或等于但不超过主流速度，技术难度较高，且对半模型的几何尺寸具有限制。

技术实现要素：

本实用新型提供一种静气动弹性风洞试验半模型系统，可有效隔离洞壁边界层和消除缝隙窜流对半模型的气动干扰，且实用性和经济性高。

本实用新型提供一种静气动弹性风洞试验半模型系统，包括：设置在风洞内的半模型和设置在风洞壁板外侧的测量装置；

所述半模型包括主体和气动翼面，所述主体在对称面的朝向所述风洞壁板的一侧还设置有增厚部，所述增厚部紧邻所述风洞壁板，所述增厚部用于使所述对称面和所述风洞壁板之间的间距大于或等于所述风洞的边界层厚度；

所述测量装置用于测量所述气动翼面上的静气动弹性效应。

本实用新型实施例提供的静气动弹性风洞试验半模型系统，通过设置增厚部避免风洞侧壁边界层以及间隙窜流对静气动弹性半模试验的不利影响，同时测量装置仅测量气动翼面受到的气动力，因此可准确的测量半模型的气动翼面的静气动弹性；且相较于传统的边界层抽吸法和边界层吹除法，不需要设置复杂的吸气或吹气装置，经济性高，且结构简单，不存在技术难题，易于操作，对半模型的几何尺寸也没有限制；半模型的设置以及半模型的气动翼面的测量方式易于实现，可适用于不同种类的半模型，实用性强。

进一步地，所述增厚部在垂直于所述风洞壁板方向上的厚度与所述边界层厚度相等。

进一步地，所述增厚部的轮廓和所述对称面的形状相同。

进一步地，所述测量装置包括转动窗、测力天平和连接件；所述转动窗和所述主体固定连接，所述测力天平通过所述连接件与所述气动翼面连接，所述测力天平与所述转动窗连接。

进一步地，所述主体上设置有第一避让孔，所述连接件穿过所述第一避让孔与所述气动翼面连接。

进一步地，所述转动窗上设置有第二避让孔，所述连接件穿过所述第二避让孔和所述第一避让孔与所述气动翼面连接。

进一步地，所述连接件与所述转动窗、所述主体之间均间隔设置。

进一步地，所述主体与所述气动翼面之间具有间隙。

进一步地，所述转动窗带动所述半模型、所述测力天平和所述连接件转动。

进一步地，所述转动窗由驱动装置驱动。

本实用新型实施例提供的静气动弹性风洞试验半模型系统，通过设置增厚部避免风洞侧壁边界层以及间隙窜流对静气动弹性半模试验的不利影响，同时测量装置仅测量气动翼面受到的气动力，因此可准确的测量半模型的气动翼面的静气动弹性；且相较于传统的边界层抽吸法和边界层吹除法，不需要设置复杂的吸气或吹气装置，经济性高，且结构简单，不存在技术难题，易于操作，对半模型的几何尺寸也没有限制；半模型的设置以及半模型的气动翼面的测量方式易于实现，可适用于不同种类的半模型，实用性强；通过控制转动窗的转动可改变半模型的迎角，通过测力天平可直接测得气动翼面受到的气动力，结构简单，容易实现。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为现有技术提供的垫块法的半模型系统的结构示意图；

图2为现有技术提供的边界层抽吸法的半模型系统的结构示意图；

图3为现有技术提供的边界层吹除法的半模型系统的结构示意图；

图4为本实用新型实施例提供的静气动弹性风洞试验半模型系统的结构示意图。

附图标记：

11-半模型 12-风洞壁板

13-垫块 14-转动窗

15-测力天平 16-连接件

21-半模型 22-吸气装置

23-风洞壁板 24-连接件

25-测力天平 26-转动窗

31-半模型 32-吹气装置

33-风洞壁板 34-连接件

35-测力天平 36-转动窗

41-半模型 411-主体

4111-第一避让孔 412-气动翼面

413-增厚部 42-测量装置

421-转动窗 4211-第二避让孔

422-测力天平 423-连接件

43-风洞壁板

具体实施方式

为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型中的附图，对本实用新型中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。

图4为本实用新型实施例提供的静气动弹性风洞试验半模型系统的结构示意图，参考图4所示，本实用新型实施例提供一种静气动弹性风洞试验半模型系统，包括：设置在风洞内的半模型41和设置在风洞壁板43外侧的测量装置42；

半模型41包括主体411和气动翼面412，主体411在对称面的朝向风洞壁板43的一侧还设置有增厚部413，增厚部413紧邻风洞壁板43，增厚部413用于使对称面和风洞壁板43之间的间距大于或等于风洞的边界层厚度；

测量装置42用于测量气动翼面412上的气动弹性。

本实用新型实施例中，增厚部413的设置使得半模型41的实际外形处于风洞壁板43边界层和间隙窜流的影响区之外，这相当于在半模型41与风洞壁板43之间增加了一个“垫块”，但该“垫块”与半模型41是一体的，这样的设计可以避免在“垫块”与真实半模型41之间形成新的间隙，消除了传统的垫块法产生的间隙窜流的影响。

同时，测量装置42仅用于测量气动翼面412的气动弹性，意味着半模型41的主体411和气动翼面412为脱离设置的，主体411仅用于为气动翼面412提供真实的绕流，测量装置42不测量主体411受到的气动力，而仅测量气动翼面412受到的气动力。由于增厚部413增加了半模型41的主体411的厚度，导致半模型41的外形失真，如果按照常规的半模型测力方式，将半模型41的主体411和气动翼面412受到的气动力一并测量，会导致测量结果的失真。因此，设置测量装置42仅测量气动翼面412的气动弹性，会消除增厚部413带来的负面影响，获得更加准确的气动翼面412的气动力数据。

具体地，设置在风洞内的半模型41受到高速气流的冲击，设置在风洞壁板43外侧的测量装置42不会对半模型41的绕流造成影响，同时测量装置42还具有改变半模型41的迎角，已获得不同角度的气流下气动翼面412的气动弹性值。

此外，增厚部413用于使对称面和风洞壁板43之间的间距大于或等于风洞的边界层厚度，风洞的边界层厚度取决于风洞的边界层特性，与风洞的结构、运转方式和气流总压等特性有关，并且随着试验方法和条件的改变而改变。边界层的厚度一般在50毫米以内，因此增厚部413的厚度也在50毫米左右，相较于半模型41的长度尺寸，增厚部413的厚度很小，对半模型41的外形失真的影响较小，但是增厚部413对隔出边界层以减弱边界层对半模型41的试验结果的影响具有明显的效果。

本实例中，对半模型41的具体种类和外形不作限制。半模型41可以为飞机类半模型，此时主体为飞机的机身，气动翼面为飞机的机翼或者尾翼；半模型41也可以为导弹类半模型，此时主体为导弹的弹身，气动翼面为导弹的弹翼。满足半模型41为主体和气动翼面的结构类型，同时静气动弹性风洞试验的目的是为了获得气动翼面的静气动弹性数据的条件即可。

本实用新型实施例提供的静气动弹性风洞试验半模型系统，通过设置增厚部避免风洞侧壁边界层以及间隙窜流对静气动弹性半模试验的不利影响，同时测量装置仅测量气动翼面受到的气动力，因此可准确的测量半模型的气动翼面的静气动弹性；且相较于传统的边界层抽吸法和边界层吹除法，不需要设置复杂的吸气或吹气装置，经济性高，且结构简单，不存在技术难题，易于操作，对半模型的几何尺寸也没有限制；半模型的设置以及半模型的气动翼面的测量方式易于实现，可适用于不同种类的半模型，实用性强。

在上述实施例的基础上，增厚部413在垂直于风洞壁板43方向上的厚度与边界层厚度相等。风洞的边界层厚度取决于风洞的边界层特性，与风洞的结构、运转方式和气流总压等特性有关，并且试验方法和条件的改变也对边界层厚度有影响。实际操作时，可根据风洞特性计算出理论上的边界层厚度，使得增厚部413在垂直于风洞壁板43方向上的厚度与该边界层厚度相等，增厚部413可隔出边界层以减弱边界层对半模型41的试验结果。若增厚部413的厚度小于边界层厚度，则边界层仍然对半模型41的试验结果具有较大影响；若增厚部413的厚度大于边界层厚度，增厚部413导致半模型41的模型失真较严重，从而影响试验结果，同时增厚部413过厚也会造成对模型材料的浪费。

为了进一步避免增厚部413导致的模型失真对试验结果的负面影响，增厚部413的轮廓和对称面的形状相同。若增厚部413的轮廓与对称面的形状不同，必将导致半模型41的绕流特性与实际模型的绕流特性存在很大不同，从而导致试验结果严重不准确。当增厚部413的轮廓与对称面的形状完全相同时，增厚部413仅厚度失真，造成的负面影响较小，且测量装置仅测量气动翼面的气动力，一定程度上消除了该负面影响。

具体地，测量装置42包括转动窗421、测力天平422和连接件423；转动窗421和主体411固定连接，测力天平422通过连接件423与气动翼面412连接，测力天平422与转动窗421连接。

转动窗421用于带动半模型41旋转，以改变半模型41与气流的迎角，获取不同迎角下的静气动弹性数据。本实施例中，转动窗421与主体411固定连接，气动翼面412通过连接件423与测力天平422连接，即主体411与气动翼面412不连接，测力天平422仅测量气动翼面412的气动力。由于测力天平422与转动窗421连接，转动窗421带动测力天平422旋转，进一步带动气动翼面412的旋转，进而保证了主体411与气动翼面412同步旋转，主体411为气动翼面412提供真实的绕流。

为了实现主体411和气动翼面412的分离设置，需要在主体411上设置有第一避让孔4111，连接件423穿过第一避让孔4111与气动翼面412连接。

第一避让孔4111的大小应完全足以容纳连接件423，连接件423穿过第一避让孔4111与气动翼面412连接，连接件423与主体411不接触。第一避让孔4111的不能过大，否则半模型41整体的重量失衡，可能会导致静气动弹性的测量结果失真。

进一步地，转动窗421上设置有第二避让孔4211，连接件423穿过第二避让孔4211和第一避让孔4111与气动翼面412连接。测力天平422通过连接件423与气动翼面412连接，由于测力天平422设置在转动窗421内，因此转动窗421上设置有第二避让孔4211，以便于连接件423穿过。第一避让孔4111和第二避让孔4211在垂直于风洞壁板43上的截面形状应相同，第二避让孔4211的大小应完全足以容纳连接件423，同时连接件423与转动窗421不接触。

为保证测得载荷的正确性，连接件423与转动窗421、主体411之间均间隔设置，即连接件423与转动窗421、主体411之间应留有一定的缝隙，以保证在气动载荷的作用下，连接件423与转动窗421、主体411不会发生接触，避免连接件423与转动窗421、主体411在试验过程中碰撞接触导致测量装置42测得的气动力数据错误。

此外，主体411与气动翼面412之间具有间隙。由于半模静气动弹性试验可以不必测量主体411受到的气动力，仅需测量气动翼面412受到的气动力，因此主体411与气动翼面412之间具有一定的间隙，以保证在气动载荷的作用下，主体411与气动翼面412之间不会存在接触，从而避免测量装置42测得的气动翼面412的气动力数据错误。

实际操作过程中，上述连接件423与转动窗421、主体411之间的缝隙，以及主体411与气动翼面412之间的缝隙值处于2-3毫米左右。

试验过程中，转动窗421带动半模型41、测力天平422和连接件423转动。转动窗421可以通过驱动装置驱动旋转，在驱动装置的驱动力作用下，转动窗421带动主体411旋转，同时转动窗421带动测力天平422旋转，进一步带动气动翼面412的旋转，进而保证了主体411与气动翼面412同步旋转。

本实用新型实施例提供的静气动弹性风洞试验半模型系统，通过设置增厚部避免风洞侧壁边界层以及间隙窜流对静气动弹性半模试验的不利影响，同时测量装置仅测量气动翼面受到的气动力，因此可准确的测量半模型的气动翼面的静气动弹性；且相较于传统的边界层抽吸法和边界层吹除法，不需要设置复杂的吸气或吹气装置，经济性高，且结构简单，不存在技术难题，易于操作，对半模型的几何尺寸也没有限制；半模型的设置以及半模型的气动翼面的测量方式易于实现，可适用于不同种类的半模型，实用性强；通过控制转动窗的转动可改变半模型的迎角，通过测力天平可直接测得气动翼面受到的气动力，结构简单，容易实现。

如上所述的静气动弹性风洞试验半模型系统，其静气动弹性风洞试验半模型试验方法，包括：

改变半模型41的迎角；

在预设迎角下，测量气动翼面412受到的气动力。

具体地，半模型41的迎角通过转动窗421的旋转实现；在驱动装置的驱动力作用下，转动窗421带动主体411旋转，同时转动窗421带动测力天平422旋转，进一步带动气动翼面412的旋转，进而保证了主体411与气动翼面412同步旋转，主体411为气动翼面412提供真实的绕流。

在迎角确定的情况下，通过测力天平422可很容易得到气动翼面412受到的气动力。由于测力天平422仅直接与气动翼面412连接，气动翼面412与主体411分离设置，因此测力天平422测得的数据不包括主体411的气动力，测量结果准确可靠。

所述静气动弹性风洞试验半模型的试验方法，通过在半模型上设置增厚部避免风洞侧壁边界层以及间隙窜流对静气动弹性半模试验的不利影响，同时测量装置仅测量气动翼面受到的气动力，因此可准确的测量半模型的气动翼面的静气动弹性；且相较于传统的边界层抽吸法和边界层吹除法，不需要设置复杂的吸气或吹气装置，经济性高，且结构简单，不存在技术难题，易于操作，对半模型的几何尺寸也没有限制；半模型的设置以及半模型的气动翼面的测量方式易于实现，可适用于不同种类的半模型，实用性强；通过控制转动窗的转动可改变半模型的迎角，通过测力天平可直接测得气动翼面受到的气动力，方法简单，容易实现。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，所使用的术语“中心”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“顶端”、“底端”、“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”“轴向”、“周向”等指示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实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的位置或原件必须具有特定的方位、以特定的构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本实用新型的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个、三个等，除非另有明确具体的限定。

在本实用新型中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等应做广义理解，例如可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成为一体；可以是机械连接，也可以是电连接或者可以互相通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以使两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。

在本实用新型中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本实用新型进行了详细的说明，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，或者对其中部分或者全部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实用新型各实施例技术方案的范围。