用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置、组件及系统.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN111157216A(43)申请公布日2020.05.15(21)申请号202010025220.5(22)申请日2020.01.09(71)申请人西北工业大学地址710072陕西省西安市雁塔区友谊西路127号(72)发明人桑为民王寄同邱奥祥庞润李栋谢睿轩(74)专利代理机构西安维英格知识产权代理事务所(普通合伙)61253代理人归莹姚勇政(51)Int.Cl.G01M9/02(2006.01)G01M9/04(2006.01)G01M9/06(2006.01)权利要求书1页说明书5页附图8页(54)发明名称用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置、组件及系统(57)摘要本发明实施例公开了一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置、组件及系统，所述腹撑装置包括：第一支杆，所述第一支杆的上端部固定至所述翼身融合飞机的腹部，并且所述第一支杆从所述翼身融合飞机的腹部开始向下延伸；第二支杆，所述第二支杆的前端部连接至所述第一支杆的下端部，并且所述第二支杆从所述第一支杆的下端部开始向后延伸，其中，所述第一支杆在水平面中的截面呈关于沿所述高速风洞中的气流流动方向延伸的轴线对称的对称翼型的形状，从所述对称翼型的前缘朝向所述对称翼型的后缘的方向与所述高速风洞中的气流流动方向相同，所述对称翼型的最大厚度与弦长之比介于14％至17％之间。CN111157216ACN111157216A权利要求书1/1页1.一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置，其特征在于，包括：第一支杆，所述第一支杆的上端部固定至所述翼身融合飞机的腹部，并且所述第一支杆从所述翼身融合飞机的腹部开始向下延伸；第二支杆，所述第二支杆的前端部连接至所述第一支杆的下端部，并且所述第二支杆从所述第一支杆的下端部开始向后延伸，其中，所述第一支杆在水平面中的截面呈关于沿所述高速风洞中的气流流动方向延伸的轴线对称的对称翼型的形状，从所述对称翼型的前缘朝向所述对称翼型的后缘的方向与所述高速风洞中的气流流动方向相同，所述对称翼型的最大厚度与弦长之比介于14％至17％之间。2.根据权利要求1所述的腹撑装置，其特征在于，所述对称翼型的最大厚度与弦长之比等于16％。3.根据权利要求1或2所述的腹撑装置，其特征在于，所述第二支杆能够绕所述第一支杆的下端部转动。4.一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的组件，其特征在于，包括：根据权利要求1至3中任一项所述的腹撑装置；翼身融合飞机，所述翼身融合飞机通过腹部固定至所述腹撑装置。5.根据权利要求4所述的组件，其特征在于，所述第一支杆的上端部位于所述翼身融合飞机的重心的正下方。6.根据权利要求4所述的组件，其特征在于，所述对称翼型的面积构造成在满足所述腹撑装置的强度需求和刚度需求的情况下尽可能减小。7.根据权利要求4所述的组件，其特征在于，所述第一支杆从所述翼身融合飞机的腹部开始向下延伸的同时向后延伸。8.根据权利要求7所述的组件，其特征在于，所述第一支杆与所述翼身融合飞机的纵向轴线之间的夹角为45°。9.根据权利要求4所述的组件，其特征在于，所述翼身融合飞机的型号为N2A。10.一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的系统，其特征在于，包括：根据权利要求4至9中任一项所述的组件；能够提供马赫数介于0.65至0.85之间的高速气流的高速风洞。2CN111157216A说明书1/5页用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置、组件及系统技术领域[0001]本发明涉及风洞内的空气动力学试验领域，尤其涉及一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置、组件及系统。背景技术[0002]在进行风洞试验时，通常需要通过支撑装置的支杆把模型支撑在风洞中。由于支杆的存在，使绕流场发生改变，从而导致气动力测量值的变化，产生支杆干扰。[0003]特别地，翼身融合飞机(BlendedWingBody，缩写BWB)是一种新型设计布局飞机，它将传统的机身与机翼结构融合，变成类似飞翼的外形，使得飞机的升力以及燃油效率提升。而对于翼身融合飞机的气动研究需要进行大量的风洞试验，以得到可靠的数据。现如今的风洞试验中飞机模型的支撑装置大多采取尾撑的形式，但是对于BWB飞机，其后缘处相较于常规布局要薄的多，不足以引出可靠的尾撑装置。[0004]NASA曾经公开了一种针对BWB飞机的腹撑装置，如图1所示，该腹撑装置具有圆柱形支杆。然而，圆柱形支杆在高速风洞的情况下对试验的影响非常巨大，对于高速空气流场，不可以采用圆柱形腹撑支杆。发明内容[0005]为解决上述技术问题，本发明实施例期望提供一种用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置、组件及系统。通过合理选择用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置中的支杆的截面形状，减小高速风洞试验时腹撑装置中的支