一種雙體超大展弦比飛機風洞測力試驗支撐裝置的制造方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及空氣動力學領域，尤其是涉及一種雙體超大展弦比飛機風洞測力試驗支撐裝置。
【背景技術】
[0002]臨近空間太陽能飛行器是一種新概念的臨近空間飛行器，目前其動力來源一般為太陽能，因此稱為臨近空間太陽能飛行器。這種飛行器的飛行高度在20km?30km之間，充分利用高空平流層大氣太陽輻射強、風速低等特點，可以飛得更高、更久。它成本低、靈活性強、可對某一地區進行盤旋飛行、或者根據需要進行全球飛行，有助于解決傳統空中平臺飛行高度和續航時間受限等問題。這類飛行器可長時間留空進行軍事偵察，可對敵方雷達、無線電通信、導航、遙測遙控等光電設備發出的信號進行搜索、截獲和分析，為我方部隊提供電子報警、實施電子干擾和其他軍事行動提供依據，有效增強空間偵察和預警能力。臨近空間太陽能無人機高度較高，干擾仰角大，所以干擾、壓制敵方電子設備能力強，可代替衛星作為低成本的通信中繼平臺，還能實現信息獲取與利用的多元化，對加強國防建設意義重大。臨近空間太陽能無人機的這些特殊戰略價值正受到各國越來越多的重視，世界主要軍事強國紛紛投入大量的人力、物力進行研宄開發，爭取盡早占據這一戰略制高點，以期在未來的戰爭中獲取優勢主導地位。
[0003]臨近空間太陽能無人機的主要設計指標包括飛行時間、飛行高度和有效載荷三個方面。臨近空間太陽能無人機的續航時間要求達到數天，未來可能要達到幾個月；飛行高度要達到20-30公里。臨近空間太陽能無人機的技戰術性能和飛行環境決定了該類飛行器的最突出的氣動特點:高升阻比，高升力系數，低自重，小翼載。這就要求在飛行器研制過程中解決高升力、高升阻比翼型和機翼設計、氣動布局綜合優化、氣動彈性耦合分析等關鍵問題。傳統飛機的布局形式難以解決上述關鍵問題，必須采用新概念布局。雙體超大展弦比布局的飛機是一種滿足上述需求的方案。
[0004]風洞試驗是飛機設計的必經過程，對于新概念雙體超大展弦比布局的飛機也是如此。但是對于這種布局，傳統的支撐方式無法實現有效支撐，其問題具體為:
O因為風洞試驗模型是縮比后的模型，進行縮比后，飛機對稱面是一段很小很薄的機翼，無法在模型內部安裝天平。
[0005]2)即使按照外部天平，其尺寸相比模型也較大，將會破壞試驗模型的布局形式，影響試驗的精準度；
3)即使對試驗模型的布局形式影響很小，由于模型的尺寸很小，難以保證天平與模型連接處的結構強度與剛度。
[0006]因此必須針對這種飛機布局提供一種新的有效的支撐裝置。
【發明內容】
[0007]本發明的目的是提供一種雙體超大展弦比飛機風洞測力試驗支撐裝置，通過該裝置解決飛機模型在風洞試驗中無法固定測試天平對其測試的問題，保證測試精度。
[0008]為實現上述目的，本發明采用如下技術方案:
一種雙體超大展弦比飛機風洞測力試驗支撐裝置，包括機翼包罩、天平包罩和桿式天平;
所述天平包罩是具有兩端的柱形結構，天平包罩的一端與機翼包罩連接、且天平包罩與機翼包罩一體設置；天平包罩與機翼包罩內均為中空結構，且天平包罩與機翼包罩內的中空結構垂直導通；天平包罩的另一端設置有連接處用于與支桿連接；
所述桿式天平設置在天平包罩內，桿式天平的測量連接端伸入到機翼包罩內，桿式天平的固定端與支桿連接；
桿式天平的任何部位均不與天平包罩和機翼包罩接觸。
[0009]在上述技術方案中，于機翼包罩與天平包罩一體化設置后，兩者沿著天平包罩的軸心線對稱設置。
[0010]在上述技術方案中，沿著天平包罩軸心線兩側且與機翼包罩內中空結構連接處分別設置有擋板。
[0011]在上述技術方案中，機翼包罩內的中空結構其形狀與被測飛機機翼形狀相匹配。
[0012]一種雙體超大展弦比飛機風洞測力試驗支撐裝置的測試方法，包括以下步驟: 將飛機模型的機翼穿過機翼包罩內的中空結構，使得機翼包罩處于整個飛機模型的中心處；
將桿式天平穿入天平包罩內，桿式天平的測量端與飛機模型的機翼固定連接，桿式天平的固定端與支桿連接在一起；
將天平包罩通過端部的連接處與支桿連接在一起，使得機翼包罩、天平包罩、支桿連接成一個整體；
飛機模型的機翼與桿式天平連接為一個整體；該整體與機翼包罩、天平包罩均不接觸；
將飛機模型放入風洞流場中，風從不同方向吹向模型，通過機翼包罩上的擋板與天平包罩受力，使得桿式天平只受來自機翼的力，并完成測試。
[0013]綜上所述，由于采用了上述技術方案，本發明的有益效果是:首先解決了大展弦比飛機模型在風洞中測試的固定問題，同時因為該裝置結構的獨特性，能確保在風洞吹風試驗中有效的完成對模型的試驗；不會因為采用現有的測試方式而破壞測試環境，最終得不到測試結果。
[0014]本發明的裝置其整體結構簡單，利用桿式天平獨有的受力方式避免了天平在測試過程中受到外力影響，提升了測試精度。
【附圖說明】
[0015]本發明將通過例子并參照附圖的方式說明，其中:
圖1是本發明的整體結構示意圖；
圖2是天平連接的示意圖；
圖3是機翼包罩擋板的示意圖；
其中:I是機翼，2是包罩，3是支桿，4是支桿連接孔，5是擋板，6是天平。
【具體實施方式】
[0016]如圖1所示，該類飛機是一種新型的飛機，其特點就是機翼長而窄，該類飛機不同于目前的各類飛機。但是該類結構的飛機有著它本身獨有的特點，因此是目前某些領域的一種發展趨勢，而要完成飛機的定型必須對其空氣動力的各個指標進行測試，風洞試驗是必不可少的環節。
[0017]圖1中的模型是安裝比例縮小后加載測試裝置的，為了完成對機翼本身的固定并保證在吹風過程中不受外力影響。因此采用在機翼上套一個機翼包罩，該包罩內為中空結構，可以使得機翼包罩穿在機翼上。但是在吹風過程中，為了確保機翼受力的均勻性，機翼包罩是不能和機翼接觸的，因此需要將機翼包罩懸空固定設置。
[0018]如圖2所示，在機翼包罩以外設置一個天平包罩，將機翼包罩與天平包罩一體化設置，且天平包罩內部也是中空結構。這樣設計的話就可以使得機翼包罩的受力可以由天平包罩來承擔，而在天平包罩的另一端設置有支桿連接孔，通過該孔就能使得天平包罩與支桿連接在一起。
[0019]在測試時，首先是需要安裝連接天平，本方案中采用的桿式天平是風洞試驗中常用的工具之一，將桿式天平的測量端穿過天平包罩與機翼連接，桿式天平的固定端與支桿連接。完成安裝后整個飛機模型與測試裝置就形成一個巧妙的狀態:桿式天平與機翼連接在一起，可以對其進行測試，而天平固定連接在支桿上，因此完成了對飛機模型在風洞中的固定工作；而機翼包罩與天平包罩將桿式天平以及桿式天平與機翼連接處包裹起來，這是為了避免在吹風試驗中，風吹到天平上影響天平的測試，而天平包罩是直接連接到支桿上的，這樣的話也就保證了天平包罩與機翼包罩均不會與機翼和桿式天平接觸，避免了額外的受力到天平上。這種狀態完美的解決了此類飛機在風洞中的固定與測試問題。
[0020]如圖3所示，為了進一步的避免吹風對桿式天平的影響，在機翼包罩的兩個側面上設置擋板，擋板上設置一個與機翼截面形狀一樣的孔，孔的尺寸略大于機翼尺寸，擋板與機翼包罩連接，連接處要密封。這樣設置的好處在于，在吹風過程中，風不會通過機翼包罩兩側的空隙處進入包罩內，并對天平受力。更好的提升測試精度，完成試驗。
[0021]在測試中，飛機模型與測試裝置通過支桿固定在風洞內，吹風過程中，天平受力的主要來源與機翼，機翼承受的各個方向的力通過天平進行測試。而包罩受到的吹風力均通過支桿傳遞到風洞外，不會直接作用到天平，影響測試。
[0022]本發明并不局限于前述的【具體實施方式】。本發明擴展到任何在本說明書中披露的新特征或任何新的組合，以及披露的任一新的方法或過程的步驟或任何新的組合。
【主權項】
1.一種雙體超大展弦比飛機風洞測力試驗支撐裝置，其特征在于包括機翼包罩、天平包罩和桿式天平； 所述天平包罩是具有兩端的柱形結構，天平包罩的一端與機翼包罩連接、且天平包罩與機翼包罩一體設置；天平包罩與機翼包罩內均為中空結構，且天平包罩與機翼包罩內的中空結構垂直導通；天平包罩的另一端設置有連接處用于與支桿連接； 所述桿式天平設置在天平包罩內，桿式天平的測量連接端伸入到機翼包罩內，桿式天平的固定端與支桿連接； 桿式天平的任何部位均不與天平包罩和機翼包罩接觸。2.根據權利要求1所述的一種雙體超大展弦比飛機風洞測力試驗支撐裝置，其特征在于機翼包罩與天平包罩一體化設置后，兩者沿著天平包罩的軸心線對稱設置。3.根據權利要求2所述的一種雙體超大展弦比飛機風洞測力試驗支撐裝置，其特征在于沿著天平包罩軸心線兩側且與機翼包罩內中空結構連接處分別設置有擋板。4.根據權利要求1所述的一種雙體超大展弦比飛機風洞測力試驗支撐裝置，其特征在于機翼包罩內的中空結構其形狀與被測飛機機翼形狀相匹配。5.如權利要求1所述的一種雙體超大展弦比飛機風洞測力試驗支撐裝置的測試方法，其特征在于包括以下步驟: 將飛機模型的機翼穿過機翼包罩內的中空結構，使得機翼包罩處于整個飛機模型的中心處； 將桿式天平穿入天平包罩內，桿式天平的測量端與飛機模型的機翼固定連接，桿式天平的固定端與支桿連接在一起； 將天平包罩通過端部的連接處與支桿連接在一起，使得機翼包罩、天平包罩、支桿連接成一個整體； 飛機模型的機翼與桿式天平連接為一個整體；該整體與機翼包罩、天平包罩均不接觸； 將飛機模型放入風洞流場中，風從不同方向吹向模型，通過機翼包罩上的擋板與天平包罩受力，使得桿式天平只受來自機翼的力，并完成測試。
【專利摘要】本發明公開了一種雙體超大展弦比飛機風洞測力試驗支撐裝置，包括機翼包罩、天平包罩和桿式天平；天平包罩是具有兩端的柱形結構，天平包罩的一端與機翼包罩連接、且天平包罩與機翼包罩一體設置；天平包罩與機翼包罩內均為中空結構，且天平包罩與機翼包罩內的中空結構垂直導通；天平包罩的另一端設置有連接處用于與支桿連接。本發明首先解決了大展弦比飛機模型在風洞中測試的固定問題，同時因為該裝置結構的獨特性，能確保在風洞吹風試驗中有效的完成對模型的試驗；不會因為采用現有的測試方式而破壞測試環境，最終得不到測試結果。
【IPC分類】G01M9/04
【公開號】CN104931228
【申請號】CN201510361865
【發明人】吳文華, 段焰輝, 余雷, 岳姝
【申請人】空氣動力學國家重點實驗室
【公開日】2015年9月23日
【申請日】2015年6月26日