一种大展弦比飞机风洞试验模型保真外形双翼支撑机构及其应用.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CN109342009A(43)申请公布日2019.02.15(21)申请号201811340750.8(22)申请日2018.11.12(71)申请人中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所地址621000四川省绵阳市二环路南段6号(72)发明人陈德华刘光远刘大伟姜明杰彭鑫许新郭洪涛(74)专利代理机构成都天既明专利代理事务所(特殊普通合伙)51259代理人李钦(51)Int.Cl.G01M9/06(2006.01)权利要求书2页说明书5页附图4页(54)发明名称一种大展弦比飞机风洞试验模型保真外形双翼支撑机构及其应用(57)摘要本发明公开了一种大展弦比飞机风洞试验模型保真外形双翼支撑机构及其应用，目的在于解决现有大展弦比飞机模型通常采用U型翼尖支撑方式，其实际外形与飞行器的真实外形之间存在较大差异，“U”型支杆对机翼绕流影响严重，尤其是模型正迎角状态时，下翼面流动受支撑系统影响，与真实情况相差较大的问题。该机构包括夹紧装置、等直段、用于与U型支架相连的拉紧螺母，夹紧装置设置在机翼展长60~65%位置处。本发明基于对支撑结构的改进，既可以最大程度保证模型后体及机翼的扰流场真实有效，也可以在拆除双翼支撑机构后模型还能用于全机测力试验。本发明适用于大型军/民用运输机、轰炸机、无人机等大展弦比飞机风洞模型试验。CN109342009ACN109342009A权利要求书1/2页1.一种大展弦比飞机风洞试验模型保真外形双翼支撑机构，其特征在于，包括夹紧装置、等直段、用于与U型支架相连的拉紧螺母，所述夹紧装置设置在机翼展长60~65%位置处，所述夹紧装置、等直段、拉紧螺母依次相连；所述夹紧装置包括夹紧内层、夹紧外层且夹紧内层与夹紧外层采用分体式设计，所述夹紧外层设置在夹紧内层外部且夹紧内层与夹紧外层构成夹紧装置；所述夹紧内层内表面与机翼模型外表面相配合且夹紧内层内表面与机翼模型外表面能贴合在一起；所述夹紧内层包括内层上表面、与内层上表面相配合的内层下表面，所述内层上表面包含前缘，所述内层下表面不包含前缘，所述内层上表面、内层下表面能依次设置在机翼模型外表面上；沿机翼模型前缘至机翼模型后缘的方向，所述夹紧外层在机翼模型前缘至60%当地弦长处采用等比例放大，所述夹紧外层在机翼模型60%当地弦长至机翼模型后缘处采用加厚处理；所述夹紧外层包括外层上表面、与外层上表面相配合的外层下表面，所述外层上表面包含前缘，所述外层下表面不包含前缘，所述外层上表面、外层下表面能依次设置在机翼模型外表面上；所述夹紧装置的末端与等直段之间采用插入式联接并通过销钉紧固。2.根据权利要求1所述保真外形双翼支撑机构，其特征在于，所述内层上表面与内层下表面之间设置有内层间隙，所述外层上表面与外层下表面之间设置有外层间隙，所述内层间隙、外层间隙分别位于机翼模型下方。3.根据权利要求1或2所述保真外形双翼支撑机构，其特征在于，所述夹紧内层采用柔性金属材料制成，所述夹紧外层采用刚性金属材料制成。4.根据权利要求3所述保真外形双翼支撑机构，其特征在于，所述夹紧内层采用铜质材料制成，所述夹紧外层采用钢制金属材料制成。5.根据权利要求1~4任一项所述保真外形双翼支撑机构的安装方法，其特征在于，包括如下步骤：（1）先将内层上表面、内层下表面设置在机翼模型外表面上，内层上表面与内层下表面之间留有一定间隙；再将外层上表面、外层下表面设置在夹紧内层上，外层上表面与外层下表面之间留有一定间隙；所述内层上表面与内层下表面构成夹紧内层，所述外层上表面与外层下表面构成夹紧外层；然后，通过销钉将夹紧内层、夹紧外层与机翼定位，利用螺钉拉紧使夹紧内层变形，确保夹紧内层与机翼模型间联接紧密；所述夹紧内层、夹紧外层构成夹紧装置；所述夹紧装置设置在机翼展长60~65%位置处；沿机翼模型前缘至机翼模型后缘的方向，所述夹紧外层在机翼模型前缘至60%当地弦长处采用等比例放大，所述夹紧外层在机翼模型60%当地弦长至机翼模型后缘处采用加厚处理；（2）所述夹紧装置与等直段之间采用插入式联接，通过销钉紧固；（3）待步骤2完成后，将等直段与U型支架之间通过拉紧螺母联接，并通过铅垂调整位置后顶紧固定，以保证机翼模型两侧安装后在同一轴线位置；待机翼模型一侧支撑机构安装完成后，在机翼模型另一侧安装支撑机构，即可。2CN109342009A权利要求书2/2页6.前述权利要求1~5任一项所述机构在机翼模型纵向变迎角试验中的应用。7.根据权利要求6所述的应用，其特征在于，将该机构应用于大展弦比构型、无短舱飞机模型风洞试验中。8.根据权利要求6或7所述的应用，其特征在于，将该机构用于大展弦比运输机、大展弦比轰炸机、大展弦比无人机的风洞模型试验中。3CN109342