[實用新型]一種高速風洞中變側滑角葉片腹撐裝置

有效

• 申請號: 201520918979.0
• 申請日: 2015-11-18
• 公開（公告）號: CN205175660U
• 公開（公告）日: 2016-04-20
• 發明（設計）人: 劉大偉;陳德華;李強;彭鑫;師建元;史曉軍;許新;李永紅;姜明杰;劉會龍
• 申請（專利權）人: 中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04
• 代理公司: 成都九鼎天元知識產權代理有限公司 51214
• 代理人: 沈強

技術領域

本發明屬于風洞試驗領域，具體涉及一種在高速風洞試驗中，能夠獲取大型飛機和大展弦比無人機橫航向氣動特性的葉片腹撐裝置。

背景技術

風洞試驗是評估飛行器氣動性能的主要手段。在高速風洞試驗中，飛機模型一般采用尾部支撐固定于試驗段中進行風洞試驗，然而，對于大型飛機，機身后體呈船尾收縮，為滿足與支撐裝置的連接，通常情況下飛機尾部形狀會受到一定程度的破壞，對試驗模型尤其是大型飛機的氣動力和力矩有較為明顯的影響。對于大展弦比無人機而言，為獲得良好的氣動特性，機身后體在設計過程中收縮劇烈，或采用扁平的翼身融合體形式，為安裝尾部支撐裝置需要對模型后體進行放大、挖空，放大的后體及空腔對試驗數據影響也較大。為準確評估飛行器氣動性能，需要對試驗模型的后體畸變（后體放大和空腔）進行修正。

目前，在國內外高速風洞試驗中，一般采用翼尖雙支撐、條帶懸掛支撐及傳統的葉片支撐對試驗模型后體畸變的縱向氣動特性影響進行修正。上述三種支撐裝置可實現模型迎角的變化，但不具備側滑角變化能力，主要原因有：①翼尖雙支撐裝在變側滑角時，翼尖附近的連接裝置迎風面積增大，形成當地有效迎角，連接裝置的洗流及尾跡渦對模型后體干擾很大，測得的試驗結果嚴重失真；②條帶懸掛支撐采用順氣流的翼型條帶，在縱向試驗時干擾很小；當有側滑角時，翼型條帶會帶來很大的橫向載荷，導致整個支撐系統的嚴重抖動、崩潰；③傳統的葉片支撐一般通過連接裝置固定在風洞試驗段的彎刀機構上，彎刀機構通常不具備變側滑角的能力。在極少數風洞（如T-128風洞）中，彎刀機構可以變側滑角。但當傳統葉片支撐隨彎刀機構變化側滑角時，整個裝置在風洞試驗段中的堵塞度劇增，影響風洞流場；同時葉片與氣流形成當地迎角，對模型后體的氣動干擾及承受載荷迅速增加。因此，在現階段通過風洞試驗只能修正模型后體畸變的縱向氣動特性影響，尚不能評估模型后體畸變的橫航向氣動特性影響。

發明內容

本發明的目的是提供一種可以實現模型側滑角變化的葉片腹撐裝置，以評估高速風洞試驗中模型后體畸變的橫航向氣動特性影響。

一種高速風洞中變側滑角葉片腹撐裝置，包括固定設置在風洞內的彎刀結構、與彎刀結構相連接的腹撐支桿、設置在腹撐支桿前端的底座葉片和插入在底座葉片內的角度葉片，底座葉片與角度葉片固定連接。

在上述技術方案中，所述角度葉片由葉片、過渡段和天平連接錐組成，所述葉片的一端上設置過渡段，天平連接錐與過渡段的一端連接。

在上述技術方案中，所述過渡段內與天平連接錐連接的部位進行倒圓。

在上述技術方案中，所述葉片采用對稱翼型，翼型中弧線與天平連接錐軸線在水平面投影的夾角為預偏側滑角。

在上述技術方案中，一套角度葉片對應一個預偏側滑角。

在上述技術方案中，底座葉片與角度葉片通過銷釘連接，通過更換角度葉片實現側滑角的變化。

在上述技術方案中，試驗時：過渡段設置在被測模型體內，通過天平連接錐與天平連接，天平的另一端通過模型內錐與模型連接。

在上述技術方案中，角度葉片與模型連接處設置有密封蓋板。

在上述技術方案中，在與被測模型連接的過程中，角度葉片、過渡段、天平與模型內錐連接處之外的天平其他部位均不與被測模型接觸。

綜上所述，由于采用了上述技術方案，本發明的有益效果是：通過本發明，可使試驗模型在保持后體完整性的條件下，在高速風洞試驗中實現側滑角的變化，從而獲取真實后體試驗模型的橫航向氣動特性，評估模型后體畸變對橫航向氣動特性影響。

附圖說明

本發明將通過例子并參照附圖的方式說明，其中：

圖1是本發明的變側滑角葉片腹撐裝置側視示意圖；

其中：1是角度葉片，2是天平連接錐，3是過渡段，4是葉片，5是底座葉片，6是腹撐支桿，7是風洞彎刀，8是天平，9是試驗模型。

具體實施方式