專利名稱：一種用于風洞試驗的翼尖支撐裝置的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及飛機等航空器地面試驗技術領域，是進行航空器阻力精細測量、航空器表面流動無干擾模擬、飛機空投空降風洞投放試驗的必備設備。
背景技術：
與本發(fā)明相關的技術是風洞試驗模型的腹部支撐、背部支撐、尾部支撐和吊線 (張線)支撐測量系統(tǒng)。在進行飛機阻力精細測量、空投空降風洞投放試驗、飛機機身、增升裝置、后體阻力風洞試驗研究時，繞機身、機翼(帶增升裝置)內(nèi)段和尾翼的流動至關重要，但上述模型支撐方式都會對這些部件的流動產(chǎn)生干擾，從而影響試驗結果的可靠性；特別是進行飛機空投空降風洞投放試驗研究時，上述支撐還會掛住模型或嚴重影響空投空降物模型的運動軌跡。在日本專利JP09203685A中，公開了一種風洞中模型振動特性試驗的模型支撐機構，試驗模型垂直于氣流水平放置在風洞中部，模型兩個翼尖連接在模型支撐機構的兩個軸上。模型支撐機構的兩個軸從風洞兩側壁孔中伸出洞外，其中一個軸用軸承支撐可自由轉(zhuǎn)動和上下移動，另一個軸支撐在前后兩個執(zhí)行器上，執(zhí)行器組合運動可實現(xiàn)模型的扭轉(zhuǎn)振動和上下平移振動。但該支撐機構不能實現(xiàn)模型攻角和側滑角的變化，且不能直接測量作用在模型上的六個氣動力分量。

發(fā)明內(nèi)容
為克服現(xiàn)有技術中存在的或者對氣流的流動產(chǎn)生干擾，從而影響試驗結果的可靠性，或者不能實現(xiàn)模型攻角和側滑角的變化，且不能直接測量作用在模型上的六個氣動力分量的不足，本發(fā)明提出了一種用于風洞試驗的翼尖支撐裝置。本發(fā)明包括測力天平、力平臺、支撐梁、兩個支撐立柱、變攻角機構、變側滑角機構和模型連接件，其中測力天平位于支撐梁內(nèi)，并且該測力天平的上連接面與支撐梁頂板的下表面連接，該測力天平的下連接面與力平臺的上表面連接。力平臺通過小輪沿與氣流相同的方向運動。兩個支撐立柱分別位于風洞試驗段中部兩側壁外側，并固定在支撐梁的兩端。兩個變攻角機構分別安裝在支撐立柱的頂端。在與變攻角機構的法蘭花鍵軸中心線等高處的風洞側壁上對稱的開有法蘭花鍵軸的過孔，法蘭花鍵軸的一端穿過風洞側壁上的過孔位于風洞內(nèi)，法蘭花鍵軸的另一端與風洞外的變攻角機構連接。兩個變側滑角機構位于風洞內(nèi)，通過滑板固定在位于風洞內(nèi)的法蘭花鍵軸端面的法蘭盤上。兩個變側滑角機構的滑動法蘭通過模型連接件與飛機模型的翼尖相連。所述的變側滑角機構包括滑板和滑動法蘭。所述的滑板上分布有飛機模型不同側滑角時的定位孔和法蘭花鍵軸的連接孔。所述的滑動法蘭由定位盤和力矩調(diào)整桿組成，在滑動法蘭定位盤的盤面上均布有與滑板上的定位孔配合的孔，力矩調(diào)整桿固定在滑動法蘭定位盤的一側盤面上。力矩調(diào)整桿的端頭處有模型連接件的安裝面。
所述的模型連接件的一端有用于連接力矩調(diào)整桿的銷軸孔，模型連接件的另一端有U形夾槽，在所述的U形夾槽壁板上有飛機模型的連接孔。模型連接件上的U形夾槽有傾角，該傾角與飛機模型翼尖的傾角一致。所述的力平臺底板的四角均有導向槽，用于與地面上的導向柱配合。小輪位于底板四角的下表面。頂板用于安裝測力天平。所述的支撐梁的兩端有支撐立柱的安裝板。支撐梁頂板位于支撐梁上表面中心。使用本發(fā)明時，通過力平臺、測力天平、支撐梁、兩支撐立柱、變攻角機構、變側滑角機構、模型連接件將飛機模型支撐在風洞內(nèi)，風洞內(nèi)氣流作用到飛機模型上的空氣動力可以用洞外的測力天平測量，飛機模型所受阻力還可以用力平臺前的單分量阻力天平更精確的測量；變攻角機構和變側滑角機構實現(xiàn)飛機姿態(tài)，即攻角和側滑角的變化。進行飛機空投空降風洞投放試驗時，從中空的飛機模型內(nèi)用投放機構投出空投空降物模型，并用攝像機記錄空投空降物模型的運動軌跡。本發(fā)明將主要的支撐測量部件放到了風洞外，避免了風洞試驗時常用背部支撐、 腹部支撐和尾部支撐的支架干擾，并能夠按照試驗要求的側滑角，滑動法蘭與滑板上相應側滑角的定位孔對應，實現(xiàn)了側滑角的調(diào)整。使用本發(fā)明，使飛機模型機身、機翼(包括增升裝置)內(nèi)段和尾翼附近無任何模型支撐干擾，有效解決了支撐機構對氣流產(chǎn)生的擾動， 提高了試驗數(shù)據(jù)的可靠性。本發(fā)明適合于飛機空投空降風洞投放試驗、飛機機身、增升裝置、后體阻力風洞試驗；該風洞試驗翼尖模型支撐測量系統(tǒng)既可實現(xiàn)飛機空投空降風洞投放試驗，又可方便的對飛機空投空降的空氣動力特性進行研究，兩者可以同步進行。


[0013:
附圖1是翼尖支撐裝置的結構示意圖，其中a為側視圖，b為主視附圖2是力平臺示意圖，其中a為主視圖，b為俯視圖，c為A向視附圖3是支撐梁示意圖，其中a為主視圖，b為俯視附圖4是支撐立柱結構示意圖，其中a為主視圖，b為側視圖；；
附圖5是變側滑角機構示意圖，其中a為俯視圖，b為A向局部視附圖6是模型連接件結構示意圖，其中a為俯視圖，b為側視附圖7是滑板結構示意圖，其中a為主視圖，b為側視附圖8是滑動法蘭結構示意圖，其中a為側視圖，b為主視圖，c為俯視圖,
其中，
1.測力天平 2.支撐梁
3.支撐立柱 4.變攻角機構5.法蘭花鍵
6.變側滑角機構7.模型連接件8.飛機模型
11.力平臺12.電機13.減速器
16.渦輪17.蝸桿軸承座18.蝸桿軸承
21.渦輪軸承座22.滑板23.滑動法蘭
26.小輪27.小輪壓板28.導向槽
9.風洞 14.齒輪副 19.內(nèi)花鍵軸 24.銷軸
10.阻力天平 15.蝸桿 20.渦輪軸承 25.螺釘
具體實施例方式
本實施例是飛機模型翼尖支撐裝置。既可以用于測量飛機模型在風洞內(nèi)受到的空氣動力，也可以從中空的飛機模型內(nèi)用投放機構投出空投空降物模型，并用攝像機記錄空投空降物模型的運動軌跡。本實施例包括測力天平1、單分量阻力天平10、力平臺11、支撐梁2、支撐立柱3、 變攻角機構4、變側滑角機構6和模型連接件7。變攻角機構4由電機12、減速器13、齒輪副14、蝸桿15、渦輪16、內(nèi)花鍵軸19、渦輪軸承20、渦輪軸承座21、法蘭花鍵軸5、蝸桿軸承 18、蝸桿軸承座17和若干螺釘組成；變側滑角機構6由滑板22、滑動法蘭23、銷軸M和若干螺釘25組成。測力天平1為洞外應變式氣動力測量儀器，外形為短圓柱形，測量作用在飛機模型8上的空氣動力，在測力天平1的上端面和下端面各有16個圍繞中心均布的通孔；在進行飛機空投空降投放試驗研究時測力天平1可以鎖死僅為支撐部件的一部分；力平臺11為鋼制結構件，下為一平板，用四根立柱支撐一上平臺，四面各有兩根斜加強筋，力平臺11上平面有16個圍繞中心均布的螺紋孔，該螺紋孔位置和數(shù)目與測力天平1下端面的16個均布的通孔對應；力平臺11的下表面有四個小輪沈，通過所述的四個小輪沈支撐在地板上， 在力平臺11前后兩側均加工有三個導向槽觀，導向槽觀卡住裝在地面上的共12個導向柱以便力平臺11僅能順風洞軸線前后移動，12個導向柱和力平臺11的12個導向槽觀為小間隙配合。小輪沈的安裝在力平臺11的輪槽內(nèi)，從上面用小輪壓板27壓緊使小輪沈從力平臺11下表面露出支撐力平臺11并使其可前后移動；松開小輪壓板27小輪收回，力平臺11落到地面不能移動；測力天平1通過16個螺釘固定到力平臺11上平面。阻力天平10 為一桿式單分量應變天平，裝于力平臺11正前方，與力平臺11正前方地面上的一固定點相連用于更精確地測量阻力分量。支撐梁2為鋼制結構件，下面為一矩形框結構，上為另一矩形框，前后各有3根短立柱將上下矩形框連接，并加有斜加強筋，上矩形框上中部有一頂板，左右兩側各有一安裝板，中部頂板上中心有16個圍繞中心均布的通孔，其位置、尺寸與測力天平1上端面的16 個通孔相對應，兩個安裝板上有4個繞中心均布的螺紋孔，分別與支撐立柱3下面的4個通孔對應。支撐梁2扣到測量天平1上并和天平上部用16個螺釘固定。兩個支撐立柱3為鋼制結構件，下面均有4個繞中心均布的通孔，其位置和尺寸與支撐梁2上面兩側安裝板的 4個螺紋孔對應。支撐立撐3頂部有安裝變攻角機構4的渦輪軸承座21，上部外側面加工有安裝電機12、減速器13、齒輪副14、蝸桿15的螺釘孔。變攻角機構4采用現(xiàn)有技術，由電機12、減速器13、齒輪副14、蝸桿15、渦輪16帶動內(nèi)花鍵軸19組成。渦輪16安裝在內(nèi)花鍵軸19外端，內(nèi)花鍵軸19通過渦輪軸承20、渦輪軸承座21支撐在支撐立柱3上。法蘭花鍵軸5為帶有螺紋孔的法蘭和一花鍵軸的組合， 其花鍵軸與內(nèi)花鍵軸19的花鍵孔形成小間隙配合，法蘭螺紋孔和滑板22中部的臺階通孔位置和數(shù)目相對應。法蘭花鍵軸5從風洞9內(nèi)穿過風洞9側壁孔插入內(nèi)花鍵軸19，在法蘭花鍵軸5與風洞9側壁孔間留有間隙并用海綿等軟材料密封，法蘭花鍵軸5穿過洞壁的軸徑小于風洞側壁的孔徑。蝸桿15經(jīng)兩端的蝸桿軸承18和蝸桿軸承座17安裝在支撐立柱 3的側面上部并和渦輪16配合，在蝸桿15的一端安裝齒輪副14中的一個齒輪，齒輪副14 中的另一個齒輪安裝在減速箱13的輸出軸上，兩齒輪嚙合。電機12和減速箱13也安裝在支撐立柱3側面，位于蝸桿15的下面。變側滑角機構6的主要零件為滑板22、滑動法蘭23和銷軸24?；?2中部有與法蘭花鍵軸5的法蘭盤螺紋孔相應的可沉頭螺釘臺階通孔，在其上對應于不同的側滑角加工有與滑動法蘭23連接的螺紋孔(附圖5僅給出偏航角為-10°、-6°、0°、6°、10°的螺紋孔，可根據(jù)需要增減)。滑動法蘭23由帶有通孔的法蘭和一根斜置圓柱焊接組成，在圓柱的端頭上下加工出平臺，垂直于平臺和圓柱軸線加工銷孔，銷孔與銷軸M形成小間隙配合。模型連接件7為屈臂件，一端加工有與銷軸M形成小間隙配合的通孔，一端為兩壁板組成的“U”形夾槽，垂直于“U”形夾槽兩壁板加工有6個通孔，6個通孔與飛機模型8翼尖部的6個通孔對應。銷軸M直徑略小于滑動法蘭23和模型連接件7的銷孔孔徑。飛機模型8翼尖加工成平板，平板上加工與模型連接件7相應的6個通孔，翼尖平板可插入到模型連接件7的“U”形夾槽。使用本實施例時，通過力平臺11、測力天平1、支撐梁2、兩支撐立柱3、變攻角機構 4、變側滑角機構6、模型連接件7將飛機模型8支撐在風洞9內(nèi)，風洞內(nèi)氣流作用到飛機模型8上的空氣動力可以用洞外的測力天平1測量，飛機模型8所受阻力還可以用力平臺11 前的單分量阻力天平10更精確的測量(附圖1)；變攻角機構4和變側滑角機構6 (附圖5) 實現(xiàn)飛機姿態(tài)(攻角和側滑角)的變化；進行飛機空投空降風洞投放試驗時，從中空的飛機模型8內(nèi)用投放機構投出空投空降物模型，并用攝像機記錄空投空降物模型的運動軌跡。力平臺11通過四個小輪沈支撐在地板上，導向槽28卡住裝在地面上的共12個導向柱以便力平臺11僅能順風洞軸線前后移動。小輪26的安裝在力平臺11的輪槽內(nèi)，從上面用小輪壓板27壓緊使小輪沈從力平臺11下表面露出支撐力平臺11并使其可前后移動；松開小輪壓板27小輪收回，力平臺11落到地面不能移動。阻力天平10裝于力平臺11 正前方，與力平臺11正前方地面上的一固定點相連用于更精確地測量阻力分量。測力天平 1為用16個螺釘固定到力平臺11的上平臺上，用于測量作用在飛機模型8上的空氣動力； 在進行飛機空投空降投放試驗研究時測力天平1可以鎖死僅為支撐部件的一部分；支撐梁 2安裝在測力天平1上，其上矩形框中部頂板下表面和測力天平1的上端面配合，16個通孔對應并用螺栓固定。兩個支撐立柱3安裝在支撐梁2上矩形框兩端的安裝板上，其下面的4 個通孔與兩端安裝板上的4個螺紋孔對應并用螺釘固定，立于風洞9側壁外兩側。在兩個支撐立柱3的頂部的渦輪軸承座21內(nèi)安裝變攻角機構4的渦輪軸承20，內(nèi)花鍵軸19裝于渦輪軸承20上。變攻角機構4的電機12、減速器13、齒輪副14、蝸桿15、渦輪16安裝在支撐立柱 3上部側面。渦輪16安裝在內(nèi)花鍵軸19外端。法蘭花鍵軸5從風洞9內(nèi)穿過風洞9側壁孔插入內(nèi)花鍵軸19的花鍵孔內(nèi)實現(xiàn)洞內(nèi)外連接，在法蘭花鍵軸5與風洞9側壁孔間留有間隙并用海綿等軟材料密封，法蘭花鍵軸5穿過洞壁的軸徑小于風洞9側壁的孔徑。蝸桿15 經(jīng)兩端的蝸桿軸承18和蝸桿軸承座17安裝在支撐立柱3的側面上部并和渦輪16配合，在蝸桿15的一端安裝齒輪副14中的一個齒輪，齒輪副14中的另一個齒輪安裝在減速箱13 的輸出軸上，兩齒輪嚙合。電機12和減速箱13也安裝在支撐立柱3側面，位于蝸桿15的下面。電機12通過減速器13、齒輪副14、蝸桿15、渦輪16帶動內(nèi)花鍵軸19和法蘭花鍵軸 5轉(zhuǎn)動并最終實現(xiàn)飛機模型8攻角變化。法蘭花鍵軸5的法蘭盤螺紋孔與變側滑角機構6的滑板22中部的可沉頭螺釘通孔對應，并用6個螺釘固定。按照試驗要求的側滑角，滑動法蘭23法蘭的通孔與滑板22上相應側滑角(-10°、-6°、0°、6°、10° )的一組螺紋孔對應并用螺釘固定?；?2的一根斜置圓柱端頭的平臺與模型連接件7有通孔的一端搭接，平臺的通孔和模型連接件7的通孔對齊，并用銷軸M連接，銷軸M端頭用螺帽擰緊，滑板22和模型連接件7可以相互轉(zhuǎn)動。飛機模型8翼尖平板插入模型連接件7 —端兩壁板組成的”U”形夾槽，用6個螺栓將飛機模型8翼尖平板與模型連接件7連接。按照試驗側滑角變化要求，滑動法蘭23在滑板 22上一端向前、一端向后移動直至法蘭通孔和滑板22上相應側滑角的螺釘孔對應，用螺釘 25將滑板22和滑動法蘭23固定可實現(xiàn)側滑角變化。調(diào)整飛機模型8側滑角時，松開銷軸 24螺帽，滑動法蘭23與模型連接件7會繞銷軸M轉(zhuǎn)動，銷軸直徑略小于滑動法蘭23和模型連接件7的銷孔孔徑，調(diào)整好側滑角后銷軸端用螺帽鎖緊。附圖5(a)中表示了側滑角分別為-10°、0°、10°時滑板22、滑動法蘭23及模型連接件7的相對位置關系。
權利要求
1.一種用于風洞試驗的翼尖支撐裝置，包括測力天平(1)、力平臺(11)、支撐梁O)、兩個支撐立柱(3)、變攻角機構(4)、變側滑角機構(6)和模型連接件(7)，其特征在于，測力天平(1)位于支撐梁O)內(nèi)，并且該測力天平(1)的上連接面與支撐梁( 頂板的下表面連接，該測力天平⑴的下連接面與力平臺(11)的上表面連接；力平臺(11)通過小輪06) 沿與氣流相同的方向運動；兩個支撐立柱C3)分別位于風洞(9)試驗段中部兩側壁外側，并固定在支撐梁( 的兩端；兩個變攻角機構(4)分別安裝在支撐立柱( 的頂端；在與變攻角機構(4)的法蘭花鍵軸(5)中心線等高處的風洞側壁上對稱的開有法蘭花鍵軸(5)的過孔，法蘭花鍵軸(5)的一端穿過風洞側壁上的過孔位于風洞(9)內(nèi)，法蘭花鍵軸(5)的另一端與風洞(9)外的變攻角機構⑷連接；兩個變側滑角機構(6)位于風洞(9)內(nèi)，通過滑板 (22)固定在位于風洞(9)內(nèi)的法蘭花鍵軸(5)端面的法蘭盤上；兩個變側滑角機構(6)的滑動法蘭通過模型連接件(7)與飛機模型(8)的翼尖相連。
2.如權利要求1所述一種用于風洞試驗的翼尖支撐裝置，其特征在于，變側滑角機構 (6)包括滑板0 和滑動法蘭；所述的滑板0 上分布有飛機模型(8)不同側滑角時的定位孔和法蘭花鍵軸(5)的連接孔；所述的滑動法蘭由定位盤和力矩調(diào)整桿組成，在滑動法蘭定位盤的盤面上均布有與滑板0 上的定位孔配合的孔，力矩調(diào)整桿固定在滑動法蘭定位盤的一側盤面上；力矩調(diào)整桿的端頭處有模型連接件(7)的安裝
3.如權利要求1所述一種用于風洞試驗的翼尖支撐裝置，其特征在于，模型連接件(7) 的一端有用于連接力矩調(diào)整桿的銷軸孔，模型連接件(7)的另一端有U形夾槽，在所述的U 形夾槽壁板上有飛機模型(8)的連接孔；模型連接件(7)上的U形夾槽有傾角，該傾角與飛機模型(8)翼尖的傾角一致。
4.如權利要求1所述一種用于風洞試驗的翼尖支撐裝置，其特征在于，力平臺(11)底板的四角均有導向槽(觀)，用于與地面上的導向柱配合；小輪06)位于底板四角的下表面；頂板用于安裝測力天平(1)。
5.如權利要求1所述一種用于風洞試驗的翼尖支撐裝置，其特征在于，支撐梁(2)的兩端有支撐立柱(3)的安裝板；支撐梁( 頂板位于支撐梁( 上表面中心。
全文摘要
一種用于風洞試驗的翼尖支撐裝置，測力天平的上下連接面分別與支撐梁頂板和力平臺連接。兩個變攻角機構分別安裝在位于風洞試驗段中部兩側壁外側的支撐立柱頂端。在與變攻角機構的法蘭花鍵軸中心線等高處的風洞側壁上對稱的開有法蘭花鍵軸的過孔，法蘭花鍵軸的一端穿過風洞側壁上的過孔位于風洞內(nèi)，法蘭花鍵軸的另一端與風洞外的變攻角機構連接。兩個變側滑角機構位于風洞內(nèi)，通過滑板固定在位于風洞內(nèi)的法蘭花鍵軸端面的法蘭盤上。兩個變側滑角機構的滑動法蘭通過模型連接件與飛機模型的翼尖相連。本發(fā)明適于飛機空投空降風洞投放試驗、飛機機身、增升裝置、后體阻力風洞試驗，具有結構簡單、使用方便，試驗數(shù)據(jù)可靠的特點。
文檔編號G01M9/08GK102288381SQ20111011519
公開日2011年12月21日 申請日期2011年5月5日 優(yōu)先權日2011年5月5日
發(fā)明者張彬乾, 惠增宏, 焦予秦, 肖春生, 解亞軍, 金承信 申請人:西北工業(yè)大學