用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置、组件及系统的制作方法

本发明涉及风洞内的空气动力学试验领域，尤其涉及一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置、组件及系统。

背景技术：

在进行风洞试验时，通常需要通过支撑装置的支杆把模型支撑在风洞中。由于支杆的存在，使绕流场发生改变，从而导致气动力测量值的变化，产生支杆干扰。

特别地，翼身融合飞机(blendedwingbody，缩写bwb)是一种新型设计布局飞机，它将传统的机身与机翼结构融合，变成类似飞翼的外形，使得飞机的升力以及燃油效率提升。而对于翼身融合飞机的气动研究需要进行大量的风洞试验，以得到可靠的数据。现如今的风洞试验中飞机模型的支撑装置大多采取尾撑的形式，但是对于bwb飞机，其后缘处相较于常规布局要薄的多，不足以引出可靠的尾撑装置。

nasa曾经公开了一种针对bwb飞机的腹撑装置，如图1所示，该腹撑装置具有圆柱形支杆。然而，圆柱形支杆在高速风洞的情况下对试验的影响非常巨大，对于高速空气流场，不可以采用圆柱形腹撑支杆。

技术实现要素：

为解决上述技术问题，本发明实施例期望提供一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置、组件及系统。通过合理选择用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置中的支杆的截面形状，减小高速风洞试验时腹撑装置中的支杆的干扰，同时具有良好的结构稳定性。

本发明的技术方案是这样实现的：

第一方面，本发明实施例提供了一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置，所述腹撑装置包括：

第一支杆，所述第一支杆的上端部固定至所述翼身融合飞机的腹部，并且所述第一支杆从所述翼身融合飞机的腹部开始向下延伸；

第二支杆，所述第二支杆的前端部连接至所述第一支杆的下端部，并且所述第二支杆从所述第一支杆的下端部开始向后延伸，

其中，所述第一支杆在水平面中的截面呈关于沿所述高速风洞中的气流流动方向延伸的轴线对称的对称翼型的形状，从所述对称翼型的前缘朝向所述对称翼型的后缘的方向与所述高速风洞中的气流流动方向相同，所述对称翼型的最大厚度与弦长之比介于14％至17％之间。

第二方面，本发明实施例提供了一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的组件，所述组件包括：

根据第一方面所述的腹撑装置；

翼身融合飞机，所述翼身融合飞机通过腹部固定至所述腹撑装置。

第三方面，本发明实施例提供了一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的系统，所述系统包括：

根据第二方面所述的组件；

能够提供马赫数介于0.65至0.85之间的高速气流的高速风洞。

本发明实施例提供了一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置、组件及系统；腹撑装置的第一支杆在水平面中的截面呈关于沿高速风洞中的气流流动方向延伸的轴线对称的对称翼型的形状，从对称翼型的前缘朝向对称翼型的后缘的方向与高速风洞中的气流流动方向相同，对称翼型的最大厚度与弦长之比介于14％至17％之间，从而通过合理选择支杆的截面形状减小了高速风洞试验时腹撑装置中的支杆的干扰，有效解决了翼身融合飞机的高速风动试验的支杆气动干扰难题，将支杆影响控制在合理范围内。

附图说明

图1为现有技术中提供的一种用于翼身融合飞机风洞试验的腹撑装置的示意图；

图2为本发明实施例提供的一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置的示意图；

图3为本发明实施例提供的一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置的第一支杆在水平面中的截面形状为特定翼型时的示意图；

图4为本发明实施例提供的一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置的第一支杆和第二支杆的连接方式的示意图；

图5为本发明实施例提供的一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的组件的示意图；

图6为高速风洞中的翼身融合飞机的升力系数对比图；

图7为高速风洞中的翼身融合飞机的阻力系数对比图；

图8为高速风洞中的翼身融合飞机的俯仰力矩系数对比图；

图9为翼身融合飞机没有被任何腹撑装置支撑时的压力等值线示图；

图10为翼身融合飞机由现有技术中的包括圆柱形支杆的腹撑装置支撑时的压力等值线示图；

图11为翼身融合飞机由根据本发明的腹撑装置支撑时压力等值线示图；

图12为本发明实施例提供的一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的系统的示意图。

具体实施方式

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清楚、完整地描述。

参见图2，本发明实施例提供了一种用于翼身融合飞机200高速风洞试验的腹撑装置100，所述腹撑装置100包括：

第一支杆110，所述第一支杆的上端部111固定至所述翼身融合飞机200的腹部，并且所述第一支杆110从所述翼身融合飞机200的腹部开始向下延伸；

第二支杆120，所述第二支杆的前端部121连接至所述第一支杆110的下端部112，并且所述第二支杆120从所述第一支杆110的下端部112开始向后延伸，

其中，所述第一支杆110在水平面h中的截面呈关于沿所述高速风洞(图2中未示出)中的气流流动方向d延伸的轴线a对称的对称翼型s的形状，从所述对称翼型s的前缘ro朝向所述对称翼型的后缘sh的方向与所述高速风洞中的气流流动方向d相同，所述对称翼型的最大厚度mt与弦长cl之比介于14％至17％之间。其中，如在现有技术中已知的，翼型中的尖点称为后缘，翼型中距后缘最远的点称为前缘。其中，如在现有技术中已知的，连接翼型的前缘和后缘的直线称为翼弦，其长度称为弦长。其中，如在现有技术中已知的，在翼型内部作一系列与上下翼面相切的内切圆，其中最大内切圆的直径称为翼型的最大厚度。

由于第一支杆110采用了上述的截面形状，从而通过合理选择用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置中的支杆的截面形状减小了高速风洞试验时腹撑装置中的支杆的干扰，这一点将在下文中详细说明。

在本发明的优选实施方式中，如图3所述，所述对称翼型s为最大厚度mt与弦长cl之比等于16％的翼型s1。这种截面形状能够在很大程度上减小支杆的干扰，如在下文中详细说明的。

在本发明的优选实施方式中，参见图4，所述第二支杆120能够绕所述第一支杆110的下端部112转动，由此便于第二支杆120组装至腹撑装置100的其他部件。

参见图5，本发明实施例还提供了一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的组件10，所述组件10包括：

如上所述的腹撑装置100；

翼身融合飞机200，所述翼身融合飞机200通过腹部固定至所述腹撑装置100。

在本发明的优选实施方式中，参见图5，所述第一支杆110的上端部111位于所述翼身融合飞机200的重心cg的正下方。这种布置方式使得翼身融合飞机200能够更稳定地被固定在腹撑装置100上，并且有利于减小因翼身融合飞机200的重力而产生在所述第一支杆110以及所述第二支杆120上的转矩。

在本发明的优选实施方式中，所述对称翼型s的面积构造成在满足所述腹撑装置100的强度需求和刚度需求的情况下尽可能减小。减小对称翼型s的面积即减小第一支杆110的横向尺寸有利于减小高速风洞试验时第一支杆110产生的干扰。

在本发明的优选实施方式中，参见图5，所述第一支杆110从所述翼身融合飞机200的腹部开始向下延伸的同时向后延伸。第一支杆110的上述布置方式能够在一定程度上减小高速风洞试验时第一支杆110产生的干扰。

在本发明的优选实施方式中，参见图5，所述第一支杆110与所述翼身融合飞机200的纵向轴线la之间的夹角为45°。第一支杆110的上述布置方式能够在很大程度上减小高速风洞试验时第一支杆110产生的干扰。

在本发明的优选实施方式中，所述翼身融合飞机200的型号为n2a。

以下通过cfd数值模拟的方法考察本发明实施例提供的用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置100对绕流流场的测量影响。其中采用catia软件建立翼身融合飞机200和腹撑装置100的几何模型，采用icemcfd软件生成非结构化网格，采用fluent软件进行流场计算。cfd计算状态选取为高速风洞试验的典型状态：马赫数0.8，雷诺数660万，迎角取有4°/6°/8°。此外，对于所建立的翼身融合飞机200和腹撑装置100的几何模型而言：翼身融合飞机200的型号为n2a，如上文所述；第一支杆110在水平面h中的截面，即对称翼型的最大厚度与弦长之比等于16％，如上文所述并且如图3所示；在高速风洞中的气流流动方向d上，第一支杆110的上端部111的前边缘111a距所述翼身融合飞机200的机头端部210的尺寸m2与所述翼身融合飞机200从所述机头端部210至机尾端部220的尺寸m1之间的比率为0.30，如图5所示；在所述高速风洞中的气流流动方向d上，所述第一支杆110的上端部111的后边缘111b距所述翼身融合飞机200的机头端部210的尺寸m3与所述翼身融合飞机200从所述机头端部210至机尾端部220的尺寸m1之间的比率为0.46，如图5所示；第一支杆110与翼身融合飞机200的纵向轴线la之间的夹角为45°，如上文所述并且如图5所示。从显示计算结果的图6至图11中可以看出，本发明实施例提供的用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置100相较于现有技术中的包括圆柱形支杆的腹撑装置对翼身融合飞机200的气动影响有明显的改善，使测量结果更接近翼身融合飞机200没有被任何腹撑装置支撑时的实验结果。

参见图6，其示出了高速风洞中的翼身融合飞机的升力系数对比图。其中clean表示翼身融合飞机由现有技术中的包括圆柱形支杆的腹撑装置支撑，airfoil表示翼身融合飞机由根据本发明的腹撑装置支撑，circle表示翼身融合飞机没有被任何腹撑装置支撑，其中横坐标aoa,deg分别表示“迎角”及其单位“度”，纵坐标cl表示“升力系数”。

参见图7，其示出了高速风洞中的翼身融合飞机的阻力系数对比图。其中clean表示翼身融合飞机由现有技术中的包括圆柱形支杆的腹撑装置支撑，airfoil表示翼身融合飞机由根据本发明的腹撑装置支撑，circle表示翼身融合飞机没有被任何腹撑装置支撑，其中横坐标aoa,deg分别表示“迎角”及其单位“度”；纵坐标cd表示“阻力系数”。

参见图8，其示出了高速风洞中的翼身融合飞机的俯仰力矩系数对比图。其中clean表示翼身融合飞机由现有技术中的包括圆柱形支杆的腹撑装置支撑，airfoil表示翼身融合飞机由根据本发明的腹撑装置支撑，circle表示翼身融合飞机没有被任何腹撑装置支撑，其中横坐标aoa,deg分别表示“迎角”及其单位“度”，纵坐标cm表示“俯仰力矩系数”。

升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数代表翼身融合飞机的气动性能，图6至图8中越接近clean曲线的曲线，说明对气动性能的影响就越小。显然可看出，本发明实施例提供的用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置100比现有技术中的包括圆柱形支杆的腹撑装置的影响要小。

参见图9至图11，其分别示出了翼身融合飞机没有被任何腹撑装置支撑时、由现有技术中的包括圆柱形支杆的腹撑装置支撑时以及由根据本发明的腹撑装置支撑时的压力等值线示图，其中迎角均为4°。在图9至图11中，颜色深浅代表不同的压力，越深表示压力越大，越浅表示压力越小。从图9至图11看可以看出，翼身融合飞机由根据本发明的腹撑装置支撑时比由现有技术中的包括圆柱形支杆的腹撑装置支撑时更接近于没有被任何腹撑装置支撑时的压力等值线，因而本发明实施例提供的用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置100比现有技术中的包括圆柱形支杆的腹撑装置的影响要小。

参见图12，本发明实施例还提供了一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的系统1，所述系统1包括：

如上所述的组件10；

能够提供马赫数介于0.65至0.85之间的高速气流的高速风洞20。

需要说明的是：本发明实施例所记载的技术方案之间，在不冲突的情况下，可以任意组合。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。