[实用新型]一种高速风洞中变侧滑角叶片腹撑装置

说明书

技术领域

本发明属于风洞试验领域，具体涉及一种在高速风洞试验中，能够获取大型飞机和大展弦比无人机横航向气动特性的叶片腹撑装置。

背景技术

风洞试验是评估飞行器气动性能的主要手段。在高速风洞试验中，飞机模型一般采用尾部支撑固定于试验段中进行风洞试验，然而，对于大型飞机，机身后体呈船尾收缩，为满足与支撑装置的连接，通常情况下飞机尾部形状会受到一定程度的破坏，对试验模型尤其是大型飞机的气动力和力矩有较为明显的影响。对于大展弦比无人机而言，为获得良好的气动特性，机身后体在设计过程中收缩剧烈，或采用扁平的翼身融合体形式，为安装尾部支撑装置需要对模型后体进行放大、挖空，放大的后体及空腔对试验数据影响也较大。为准确评估飞行器气动性能，需要对试验模型的后体畸变（后体放大和空腔）进行修正。

目前，在国内外高速风洞试验中，一般采用翼尖双支撑、条带悬挂支撑及传统的叶片支撑对试验模型后体畸变的纵向气动特性影响进行修正。上述三种支撑装置可实现模型迎角的变化，但不具备侧滑角变化能力，主要原因有：①翼尖双支撑装在变侧滑角时，翼尖附近的连接装置迎风面积增大，形成当地有效迎角，连接装置的洗流及尾迹涡对模型后体干扰很大，测得的试验结果严重失真；②条带悬挂支撑采用顺气流的翼型条带，在纵向试验时干扰很小；当有侧滑角时，翼型条带会带来很大的横向载荷，导致整个支撑系统的严重抖动、崩溃；③传统的叶片支撑一般通过连接装置固定在风洞试验段的弯刀机构上，弯刀机构通常不具备变侧滑角的能力。在极少数风洞（如T-128风洞）中，弯刀机构可以变侧滑角。但当传统叶片支撑随弯刀机构变化侧滑角时，整个装置在风洞试验段中的堵塞度剧增，影响风洞流场；同时叶片与气流形成当地迎角，对模型后体的气动干扰及承受载荷迅速增加。因此，在现阶段通过风洞试验只能修正模型后体畸变的纵向气动特性影响，尚不能评估模型后体畸变的横航向气动特性影响。

发明内容

本发明的目的是提供一种可以实现模型侧滑角变化的叶片腹撑装置，以评估高速风洞试验中模型后体畸变的横航向气动特性影响。

一种高速风洞中变侧滑角叶片腹撑装置，包括固定设置在风洞内的弯刀结构、与弯刀结构相连接的腹撑支杆、设置在腹撑支杆前端的底座叶片和插入在底座叶片内的角度叶片，底座叶片与角度叶片固定连接。

在上述技术方案中，所述角度叶片由叶片、过渡段和天平连接锥组成，所述叶片的一端上设置过渡段，天平连接锥与过渡段的一端连接。

在上述技术方案中，所述过渡段内与天平连接锥连接的部位进行倒圆。

在上述技术方案中，所述叶片采用对称翼型，翼型中弧线与天平连接锥轴线在水平面投影的夹角为预偏侧滑角。

在上述技术方案中，一套角度叶片对应一个预偏侧滑角。

在上述技术方案中，底座叶片与角度叶片通过销钉连接，通过更换角度叶片实现侧滑角的变化。

在上述技术方案中，试验时：过渡段设置在被测模型体内，通过天平连接锥与天平连接，天平的另一端通过模型内锥与模型连接。

在上述技术方案中，角度叶片与模型连接处设置有密封盖板。

在上述技术方案中，在与被测模型连接的过程中，角度叶片、过渡段、天平与模型内锥连接处之外的天平其他部位均不与被测模型接触。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：通过本发明，可使试验模型在保持后体完整性的条件下，在高速风洞试验中实现侧滑角的变化，从而获取真实后体试验模型的横航向气动特性，评估模型后体畸变对横航向气动特性影响。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是本发明的变侧滑角叶片腹撑装置侧视示意图；

其中：1是角度叶片，2是天平连接锥，3是过渡段，4是叶片，5是底座叶片，6是腹撑支杆，7是风洞弯刀，8是天平，9是试验模型。

具体实施方式