[發明專利]柔性飛行器風洞靜氣動彈性試驗模型及制造方法

有效

• 申請號: 202011432619.1
• 申請日: 2020-12-09
• 公開（公告）號: CN112378620B
• 公開（公告）日: 2023-04-18
• 發明（設計）人: 侯英昱;呂計男;肖維忠;付志超;王昕江
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G01M9/08
• 分類號: G01M9/08;G01M9/02
• 代理公司: 北京思創大成知識產權代理有限公司 11614
• 代理人: 高爽

本發明公開了一種柔性飛行器風洞靜氣動彈性試驗模型及制造方法，包括：機身主體，機身主體的前端設有頭罩，頭罩通過3D打印制得；機翼，機翼可拆卸的安裝于機身主體上；尾翼角度調節塊，尾翼角度調節塊可拆卸的安裝于機身主體的尾端，尾翼角度調節塊上設有尾翼插槽，尾翼插槽中設有固定結構，尾翼角度調節塊為多個且每個尾翼角度調節塊上的尾翼插槽與尾翼角度調節塊的底面之間形成的夾角不同；尾翼，尾翼通過固定結構可拆卸的安裝于尾翼插槽中。本發明能夠在保證模型氣動相似與縮比相似的基礎上，降低模型加工成本，縮短加工周期，并實現機翼與尾翼的便捷拆裝、模塊化迭代。

技術領域

本發明屬于氣動彈性風洞試驗領域，更具體地，涉及一種柔性飛行器風洞靜氣動彈性試驗模型及制造方法。

背景技術

風洞靜氣動彈性試驗是通過測量飛行器不同飛行速度下機翼載荷與氣動彈性變形，以得到飛行器配平數據的重要手段。隨著大展弦比、長航時飛行器的研發，機翼剛度越來越小，靜氣動彈性效應愈發明顯。因此，現代飛行器設計對靜氣動彈性特性要求越來越嚴苛。

在現有技術中，用于飛行器風洞靜氣動彈性試驗的模型多為機械加工傳統構型，多針對機翼剛度大變形小的常規飛行器。然而高空長航時飛行器多具有復雜氣動外形，要求采用大展弦比柔性機翼，且對附加質量與附加剛度敏感，所以，采用機械加工等傳統手段難以解決氣動彈性模型輕質化要求，且會導致成本激增、加工周期過長及復雜曲面難以制造等問題。

因此期待研發一種柔性飛行器風洞靜氣動彈性試驗模型及制造方法，能夠在保證模型氣動相似與縮比相似的基礎上，降低模型加工成本，縮短加工周期，并實現機翼與尾翼的便捷拆裝、模塊化迭代。

發明內容

本發明的目的是提供一種柔性飛行器風洞靜氣動彈性試驗模型及制造方法，使實驗模型便于在風洞中直接拆裝，有利于進行迭代試驗，降低模型加工成本，縮短加工周期。

為了實現上述目的，本發明提供一種柔性飛行器風洞靜氣動彈性試驗模型，包括：

機身主體，所述機身主體的前端設有頭罩，所述頭罩通過3D打印制得；

機翼，所述機翼可拆卸的安裝于所述機身主體上；

尾翼角度調節塊，所述尾翼角度調節塊可拆卸的安裝于所述機身主體的尾端，所述尾翼角度調節塊上設有尾翼插槽，所述尾翼插槽中設有固定結構，所述尾翼角度調節塊為多個且每個所述尾翼角度調節塊上的尾翼插槽與所述尾翼角度調節塊的底面之間形成的夾角不同；

尾翼，所述尾翼通過所述固定結構可拆卸的安裝于所述尾翼插槽中。

可選地，所述機翼包括機翼主梁、多個翼肋及蒙皮，所述機翼主梁的中部設有第一螺紋孔，在所述機翼主梁上，沿所述機翼主梁的長度方向，在所述第一螺紋孔的兩側對稱設置有多個所述翼肋，所述蒙皮將所述機翼主梁及所述多個翼肋包裹在內；

所述機身主體的底部設有機翼安裝卡槽，所述機翼安裝卡槽的底部設有第二螺紋孔，所述機翼安裝于所述安裝卡槽中，并通過螺栓與所述第一螺紋孔和所述第二螺紋孔的配合與所述機身主體固定連接。

可選地，所述翼肋呈工字型，包括第一橫向部、豎向部及第二橫向部，所述翼肋的材質為尼龍，所述翼肋通過3D打印制得，所述翼肋的豎向部鉚接于所述機翼主梁上并通過膠水固定，所述第一橫向部和所述第二橫向部的延伸方向與所述機翼主梁平行。

可選地，所述尾翼的中部設有固定槽，所述尾翼角度調節塊的前端設有鉚接孔，所述尾翼角度調節塊通過所述鉚接孔與所述機身主體連接，所述尾翼插槽貫穿所述尾翼角度調節塊，所述固定結構包括銷孔和定位銷，所述銷孔由所述尾翼角度調節塊的頂面貫穿至所述尾翼插槽中，所述定位銷的一端通過所述銷孔插入所述尾翼的固定槽中。

可選地，所述機身主體中設有配重件，所述配重件包括鉛粒，所述鉛粒粘接于所述機身主體的內壁上。