[發(fā)明專利]一種二元翼型試驗(yàn)平臺(tái)

無效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201210529720.8
• 申請(qǐng)日: 2012-12-11
• 公開（公告）號(hào): CN103033337A
• 公開（公告）日: 2013-04-10
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 由亮;張國(guó)友;王銘威;牛中國(guó)
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院
• 主分類號(hào): G01M9/06
• 分類號(hào): G01M9/06
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及風(fēng)洞測(cè)試技術(shù)，具體說就是一種二元翼型試驗(yàn)平臺(tái)。

背景技術(shù)

目前在風(fēng)洞中進(jìn)行二元翼型實(shí)驗(yàn)主要有以下三種方法：翼型表面測(cè)壓法、動(dòng)量法以及直接測(cè)力法。而直接測(cè)力法是一種看似簡(jiǎn)單，實(shí)則較為復(fù)雜的二維翼型的實(shí)驗(yàn)方法，如果參數(shù)選擇不適當(dāng)，與前兩種方法相比往往難以得到足夠精確的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，并且方案設(shè)計(jì)起來較為復(fù)雜。但是由于這種方法的翼型氣動(dòng)力由天平直接測(cè)出，實(shí)驗(yàn)結(jié)果直接明確，并且具有很好的經(jīng)濟(jì)性，因此在一些課題研究和型號(hào)試驗(yàn)中，依然有一定的應(yīng)用。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于提供一種直接測(cè)量的二元翼型試驗(yàn)平臺(tái)。

本發(fā)明的目的是這樣實(shí)現(xiàn)的：

一種二元翼型試驗(yàn)平臺(tái)，包括上轉(zhuǎn)盤單元(1)、下轉(zhuǎn)盤單元(3)和試驗(yàn)主題單元(2)，上轉(zhuǎn)盤單元(1)連接試驗(yàn)主題單元(2)，試驗(yàn)主題單元(2)連接下轉(zhuǎn)盤單元(3)，上轉(zhuǎn)盤單元(1)與風(fēng)洞上地板處的工字梁連接，下轉(zhuǎn)盤單元(3)與風(fēng)洞轉(zhuǎn)盤連接。

本發(fā)明還具有如下特征：

1、所述的上轉(zhuǎn)盤單元包括上框架(3)、多個(gè)連接桿(4)和上端板(5)，上框架(3)固定在風(fēng)洞上地板處的工字梁上，上框架(3)與多個(gè)連接桿(4)的一端固定連接，多個(gè)連接桿(4)的另一端與上端板(5)固定連接。

2、所述的下轉(zhuǎn)盤單元包括底座(6)、四個(gè)支撐桿(7)、第一支撐座(8)、第二支撐座(9)和下端板(10)，底座(11)通過螺釘固定在風(fēng)洞下轉(zhuǎn)盤處，風(fēng)洞轉(zhuǎn)盤中心與底座(6)中心通過鋼套連接在一起，風(fēng)洞轉(zhuǎn)盤與底座(6)同心運(yùn)行，在底座(6)上安裝四個(gè)支撐桿(7)，每個(gè)支撐桿(7)通過螺栓連接下端板(10)，第一支撐座(8)的一端與底座(6)連接，第一支撐座(8)的另外一端與第二支撐座(9)的一端連接，第二支撐座(9)的另外一端與下端板(10)連接，第二支撐座(9)為空腔。

3、所述的試驗(yàn)主題單元包括翼型(12)、上翼段(13)、下翼段(14)和三段軸(16.17.18)，在翼型(12)內(nèi)部安裝有中軸(17)和天平(15)，天平與中軸連接，在上翼段(12)內(nèi)部安裝有上軸(16)，上軸(16)與上端板(5)通過調(diào)心球軸承連接，翼型(12)的中心在風(fēng)洞轉(zhuǎn)盤的中心處；下翼段(13)內(nèi)部安裝有下軸(18)，下軸(18)的下端與第二支撐座(9)連接，中軸(17)的兩端為錐形，中軸(17)的兩端分別通過長(zhǎng)螺釘與上軸(16)和下軸(18)連接并緊固。

4、所述的翼型(12)的兩端與上翼段(13)和下翼段(14)的連接采用迷宮的形式連接。

5、所述的天平(15)上端固定在天平上錐套(19)上，天平上錐套(19)通過螺釘固定在中軸(17)上，天平(15)下端固定在天平下錐套(20)上，天平下錐套(20)通過膠嵌在翼型(12)內(nèi)；天平(15)外裝有金屬護(hù)套。

6、所述的天平上錐套(19)通過正反螺母將天平(15)緊固；天平下錐套通過螺釘與天平連接并緊固。

7、所述的翼型(12)采用NACA0015翼型，弦長(zhǎng)300mm，測(cè)量段展長(zhǎng)200mm；翼型(12)采用聚四氟乙烯材料。

8、所述的三段軸(16.17.18)外包覆有不導(dǎo)電的環(huán)氧樹脂。

由于翼型是影響飛機(jī)氣動(dòng)性能的重要因素，采用二元翼型實(shí)驗(yàn)進(jìn)行等離子減阻和抑制分離性能的研究具有很強(qiáng)說服力，同時(shí)也可為三維實(shí)驗(yàn)奠定重要的基礎(chǔ)。這種測(cè)量方案的優(yōu)點(diǎn)是模型的重量與阻力元無關(guān)，沿體軸阻力元載荷變化范圍不大，容易測(cè)量出較小的阻力變化。另外一個(gè)好處就是外置的天平不容易受到模型表面電極高壓高頻放電的影響。需要說明的是，由于在非測(cè)量翼段布置放電電極不容易，并且條型電極在末端有電荷聚集效應(yīng)，因此雖然采用了上述若干個(gè)保持翼型二維流動(dòng)的措施，然而在電極放電狀態(tài)下，翼型的二維流動(dòng)無論如何也是近似的。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的二元翼型試驗(yàn)平臺(tái)總圖；

圖2為圖1的二元翼型試驗(yàn)平臺(tái)左視圖；

圖3為圖1的A-A視圖；

圖4為圖1的B-B視圖；

圖5為圖1的測(cè)量段及非測(cè)量段連接圖；

圖6為圖5的剖面圖1；

圖7為圖5的剖面圖2；

圖8為圖5的剖面圖3；

圖9為圖5的剖面圖4；

圖10為圖5的翼型與天平連接圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖舉例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步說明。

實(shí)施例1：