[发明专利]一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用

说明书

本发明公开了一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用，目的在于解决大飞机采用现有凹型弯折支撑机构进行风洞试验时，存在试验结果部分失真，存在一定的安全隐患，影响试验数据准确性的问题。本发明通过对现有凹型弯折支撑结构的改进，使得试验结果更加准确，同时将承载方式改为拉压承载，增大了支撑纵向承载面积和刚度、强度，减小了试验过程中的模型抖动。本发明通过线型支撑杆与风洞弯刀的配合，使得本发明能实现连续变迎角试验，且迎角变化范围增加，试验效率得到极大提高。本发明设计合理，结构简单，能够有效提升数据的准确性和试验的效率，减少试验过程中的抖动现象，具有较好的应用前景。

技术领域

本发明涉及风洞试验领域，具体为一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用。

背景技术

风洞试验指在风洞中安置飞行器或其他物体模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器或其他物体的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。目前，风洞试验是获取大飞机气动特性的主要手段。在风洞试验过程中，飞机模型通过支撑装置固定于试验段中，支撑装置连接处的模型外形会受到不同程度的破坏。由于大飞机后机身呈船尾型上翘收缩，外形严重破坏会影响对其巡航阻力的测定。因此，必须选择合适的支撑方式，才能避免模型尾部畸变，提高试验准度。

目前，大飞机在大型跨声速风洞中试验的模型支撑方式大多采用凹型弯折支撑形式，该支撑形式示意图如图1所示。图1中，1为飞机模型，2为天平元件，3为凹型支撑前段，4为凹型支撑中段，5为凹型支撑后段，6为风洞弯刀，7为试验段上壁板，8为试验段下壁板。图1中，试验段上壁板、试验段下壁板共同构成试验段，风洞弯刀设置在试验段的一侧。凹型支撑前段、凹型支撑中段、凹型支撑后段依次相连构成凹型支撑件，凹型支撑件的凹型支撑后段与风洞弯刀相连，且风洞弯刀能带动凹型支撑件运动；凹型支撑件的凹型支撑前段与大飞机模型相连，且凹型支撑前段能够为大飞机模型提供支撑。

然而，现有方法采用凹型弯折支撑进行大飞机跨声速风洞试验存在诸多不足之处。首先，凹型支撑中段、凹型支撑后段与大飞机模型机身的距离较近，影响大飞机模型的尾部流场，导致试验结果部分失真。其次，大飞机模型在进行大迎角试验时，凹型支撑件整体均位于风洞试验段中，增大了试验的堵塞度。另外，在试验过程中，凹型支撑前段需要承受非常大的纵向载荷，加之这种凹型支撑方式的刚度弱，易造成模型抖动，不仅会带来安全隐患，也会影响试验数据的精准性。最后，凹型支撑中段与试验段下壁板的距离较近，试验过程中最大迎角受到影响，迎角变化范围受限。

为此，迫切需要一种新的装置或方法，以解决上述问题。

发明内容

本发明的发明目的在于：针对大飞机采用现有凹型弯折支撑机构进行风洞试验时，存在试验结果部分失真，存在一定的安全隐患，影响试验数据准确性的问题，提供一种跨声速风洞试验支撑装置、其安装方法及应用。本发明通过对现有凹型弯折支撑结构的改进，使得试验结果更加准确，同时将承载方式改为拉压承载，增大了支撑纵向承载面积和刚度、强度，减小了试验过程中的模型抖动。本发明通过线型支撑杆与风洞弯刀的配合，使得本发明能实现连续变迎角试验，且迎角变化范围增加，试验效率得到极大提高。本发明设计合理，结构简单，能够有效提升数据的准确性和试验的效率，减少试验过程中的抖动现象，具有较好的应用前景。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种跨声速风洞试验支撑装置，包括试验段上壁板、试验段下壁板、飞机模型、设置在飞机模型内的天平元件、风洞弯刀，所述试验段上壁板、试验段下壁板构成试验段，所述风洞弯刀设置在试验段的一侧，所述飞机模型设置在试验段内；

还包括线型支撑杆，所述试验段下壁板上设置有与线型支撑杆相配合的开槽，所述线型支撑杆的上端与飞机模型内的天平元件相连，所述线型支撑杆的下端穿过开槽与风洞弯刀相连，所述线型支撑杆与风洞弯刀相连呈V型结构。

所述线型支撑杆的上端通过天平连接锥与飞机模型内的天平元件相连。