[發明專利]適用于翼身融合飛機風洞試驗的模型俯仰角運動支撐裝置

在審

• 申請號: 202010151664.3
• 申請日: 2020-03-06
• 公開（公告）號: CN111289209A
• 公開（公告）日: 2020-06-16
• 發明（設計）人: 陳陸軍;張鈞;祝明紅;張艷輝;張林;劉江濤;靳清嶺;劉赟;李東;袁海文;蘭宇
• 申請（專利權）人: 中國空氣動力研究與發展中心低速空氣動力研究所
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04;B64F5/60
• 代理公司: 成都帝鵬知識產權代理事務所(普通合伙) 51265
• 代理人: 黎照西

本發明公開適用于翼身融合飛機風洞試驗的模型俯仰角運動支撐裝置，包括支桿、俯仰角運動機構、升降補償機構、基座和運動控制器，翼身融合飛機模型設置在支桿的端頭處，在支桿的尾端鉸接俯仰角運動機構，在俯仰角運動機構上聯動設置有升降補償機構，升降補償機構通過基座安裝在風洞試驗段周邊的基礎上；運動控制器與俯仰角運動機構和升降補償機構的控制端電連接。本發明能夠實現風洞試驗中翼身融合飛機模型的俯仰角的大范圍連續變化，并能保證翼身融合飛機模型的中心始終保持在風洞試驗段內的高度不變，實現翼身融合飛機模型的支撐阻塞度小、支架干擾小，能夠有效滿足翼身融合飛機風洞試驗的俯仰角變化需求。

技術領域

本發明屬于風洞飛行器試驗技術領域，特別是涉及適用于翼身融合飛機風洞試驗的模型俯仰角運動支撐裝置。

背景技術

風洞是一種提供人工可控氣流的管道裝置。風洞試驗是指利用相對性原理和相似準則，在風洞試驗段中安裝飛行器或其它物體模型，通過測量氣流的流動參數及其與模型的相互作用力和力矩，以了解飛行器或其它物體的空氣動力學特性的過程。風洞試驗是飛行器研發過程中選型研究和性能評估的主要手段。飛行器在氣流中飛行的形態、位置和姿態根據任務需求是不斷變化的，需要在風洞中開展各種類型的試驗。在風洞試驗過程中通過對模型的位置、姿態和形態調整，以模擬飛行器各種飛行狀態，獲取飛行器相應狀況下的空氣動力特性，為飛行器優化設計和飛行操控提供依據。模型姿態主要包括俯仰角、偏航角和滾轉角，模型位置包括水平方向的前后左右和上下方向的上下。

在進行風洞試驗時，飛機模型通過支撐裝置安裝在風洞試驗段內，模型支撐方式主要包括尾撐、背撐、腹撐、張線和磁懸浮等，不同的支撐方式，模型姿態變化的實現方法不同。在風洞試驗過程中，試驗模型在風洞試驗段內的支撐、以及模型位置和姿態的變化控制是通過模型支撐裝置來實現的，對模型支撐裝置的要求包括支架干擾小、支撐剛度強、能滿足模型位置和姿態變化的范圍和精準度等。

以第四代戰斗機和遠程轟炸機等為代表的先進飛行器的氣動布局新穎獨特，在設計和研制過程中采用了翼身融合和脫體渦控制等先進技術。而這些先進的氣動設計技術僅憑數值計算是無法獲得準確可靠的氣動設計結果，必須通過風洞試驗來獲得。風洞試驗作為翼身融合飛機研發過程中選型研究和性能評估的主要手段。翼身融合飛機在氣流中飛行的形態和姿態根據任務需求是不斷變化的，需要在風洞中開展各種類型的試驗。在風洞試驗過程中通過對模型的位置、姿態和形態調整，以模擬翼身融合飛機各種飛行狀態，獲取翼身融合飛機相應狀況下的空氣動力特性，為翼身融合飛機優化設計和飛行操控提供依據。

現有的翼身融合飛機風洞試驗，其模型支撐和俯仰角的運動變化是利用現有的裝置來實現的。而現有的俯仰角調節機構包括平行四邊形機構、彎刀機構、直驅轉軸機構以及三角形構型的變邊長機構等及其各種衍生構型。現有的這些俯仰角調節機構都具有剛度較好等特點，但都存在角度連續變化范圍小、支撐阻塞度和支架干擾較大的缺點。而現有翼身融合飛機模型需要支撐裝置具有支撐阻塞度小、支架干擾小，特別是俯仰角的連續變化范圍大的要求；現有的支撐裝置無法滿足翼身融合飛機模型的要求，使得新型氣動布局翼身融合飛機模型無法在風洞內進行精準度較高的飛行試驗。

發明內容

為了解決上述問題，本發明提出了適用于翼身融合飛機風洞試驗的模型俯仰角運動支撐裝置，能夠實現風洞試驗中翼身融合飛機模型的俯仰角的大范圍連續變化，并能保證翼身融合飛機模型的中心始終保持在風洞試驗段內的高度不變，實現翼身融合飛機模型的支撐阻塞度小、支架干擾小，能夠有效滿足翼身融合飛機模型的需求保證其在風洞內進行精準度較高的飛行試驗。