[实用新型]一种风洞试验模型支撑架

说明书

技术领域

本发明涉及飞机等航空器地面试验技术领域，是进行航空器阻力精细测量、航空器表面流动无干扰模拟、飞机空投空降风洞投放试验的必备设备。 

背景技术

与本发明相关的技术是风洞试验模型的腹部支撑、背部支撑、尾部支撑和吊线(张线)支撑测量系统。在进行飞机阻力精细测量、空投空降风洞投放试验、飞机机身、增升装置、后体阻力风洞试验研究时，绕机身、机翼(带增升装置)内段和尾翼的流动至关重要，但上述模型支撑方式都会对这些部件的流动产生干扰，从而影响试验结果的可靠性；特别是进行飞机空投空降风洞投放试验研究时，上述支撑还会挂住模型或严重影响空投空降物模型的运动轨迹。 

在日本专利JP09203685A中，公开了一种风洞中模型振动特性试验的模型支撑机构，试验模型垂直于气流水平放置在风洞中部，模型两个翼尖连接在模型支撑机构的两个轴上。模型支撑机构的两个轴从风洞两侧壁孔中伸出洞外，其中一个轴用轴承支撑可自由转动和上下移动，另一个轴支撑在前后两个执行器上，执行器组合运动可实现模型的扭转振动和上下平移振动。但该支撑机构不能实现模型攻角和侧滑角的变化，且不能直接测量作用在模型上的六个气动力分量。 

发明内容

为克服现有技术中存在的或者对气流的流动产生干扰，从而影响试验结果的可靠性，或者不能实现模型攻角和侧滑角的变化，且不能直接测量作用在模型上的六个气动力分量的不足，本发明提出了一种风洞试验模型支撑架。 

本发明包括测力天平、力平台、支撑梁、两个支撑立柱、变攻角机构、变侧滑角机构和模型连接件，其中： 

测力天平位于支撑梁内，并且该测力天平的上连接面与支撑梁顶板的下表面连接，该测力天平的下连接面与力平台的上表面连接。力平台通过小轮沿与气流相同的方向运动。两个支撑立柱分别位于风洞试验段中部两侧壁外侧，并固定在支撑梁的两端。两个变攻角机构分别安装在支撑立柱的顶端。在与变攻角机构的法兰花键轴中心线等高处的风洞侧壁上对称的开有法兰花键轴的过孔，法兰花键轴的一端穿过风洞侧壁上 的过孔位于风洞内，法兰花键轴的另一端与风洞外的变攻角机构连接。两个变侧滑角机构位于风洞内，通过滑板固定在位于风洞内的法兰花键轴端面的法兰盘上。两个变侧滑角机构的滑动法兰通过模型连接件与飞机模型的翼尖相连。 

所述的变侧滑角机构包括滑板和滑动法兰。所述的滑板上分布有飞机模型不同侧滑角时的定位孔和法兰花键轴的连接孔。所述的滑动法兰由定位盘和力矩调整杆组成，在滑动法兰定位盘的盘面上均布有与滑板上的定位孔配合的孔，力矩调整杆固定在滑动法兰定位盘的一侧盘面上。力矩调整杆的端头处有模型连接件的安装面。 

所述的模型连接件的一端有用于连接力矩调整杆的销轴孔，模型连接件的另一端有U形夹槽，在所述的U形夹槽壁板上有飞机模型的连接孔。模型连接件上的U形夹槽有倾角，该倾角与飞机模型翼尖的倾角一致。 

所述的力平台底板的四角均有导向槽，用于与地面上的导向柱配合。小轮位于底板四角的下表面。顶板用于安装测力天平。 

所述的支撑梁的两端有支撑立柱的安装板。支撑梁顶板位于支撑梁上表面中心。 

使用本发明时，通过力平台、测力天平、支撑梁、两支撑立柱、变攻角机构、变侧滑角机构、模型连接件将飞机模型支撑在风洞内，风洞内气流作用到飞机模型上的空气动力可以用洞外的测力天平测量，飞机模型所受阻力还可以用力平台前的单分量阻力天平更精确的测量；变攻角机构和变侧滑角机构实现飞机姿态，即攻角和侧滑角的变化。进行飞机空投空降风洞投放试验时，从中空的飞机模型内用投放机构投出空投空降物模型，并用摄像机记录空投空降物模型的运动轨迹。 

本发明将主要的支撑测量部件放到了风洞外，避免了风洞试验时常用背部支撑、腹部支撑和尾部支撑的支架干扰，并能够按照试验要求的侧滑角，滑动法兰与滑板上相应侧滑角的定位孔对应，实现了侧滑角的调整。使用本发明，使飞机模型机身、机翼(包括增升装置)内段和尾翼附近无任何模型支撑干扰，有效解决了支撑机构对气流产生的扰动，提高了试验数据的可靠性。本发明适合于飞机空投空降风洞投放试验、飞机机身、增升装置、后体阻力风洞试验；该风洞试验翼尖模型支撑测量系统既可实现飞机空投空降风洞投放试验，又可方便的对飞机空投空降的空气动力特性进行研究，两者可以同步进行。 

附图说明

附图1是风洞试验模型支撑架的结构示意图，其中a为侧视图，b为主视图； 

附图2是力平台示意图，其中a为主视图，b为俯视图，c为A向视图；