[发明专利]一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置

说明书

本发明公开一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置，包括运动机构、随动机构、基座、支杆和运动控制器，基座安装固定在风洞闭口试验段的上方，运动机构和随动机构安装在基座上，试验模型通过支杆安装在运动机构末端；运动机构包括Y向运动组件、偏航角运动组件、Z向运动组件和俯仰角运动组件；随动机构包括位于Y向运动组件左右的结构对称的两个随动组件。本发明实现战斗机试验模型在偏航角、俯仰角、Y向和Z向上的运动控制，实现试验模型的俯仰角和偏航角可连续大范围变化，且能保证变化过程中模型中心始终位于风洞试验段的轴线上，本装置的支撑阻塞度小且对模型的支架干扰小，能够有效获得军用战斗机在风洞试验中准确且连续的气动数据。

技术领域

本发明属于风洞试验技术领域，特别是涉及一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置。

背景技术

风洞试验作为空气动力学研究的三种基本手段之一，把按照相似准则制作的模型固定在风洞试验段的内流场中，运用相对运动原理，使人工气流流过模型，通过各类传感器来测量气流对模型的影响。在风洞试验过程中，模型的支撑方式主要包括尾撑、背撑、腹撑和张线等，分别通过不同的模型支撑装置来实现。模型支撑装置能够保证模型固定在风洞试验段内的位置和姿态，并能够按照约定的方式控制模型位置和姿态的变化，且模型位置和姿态的位置误差能控制在一定的精度范围内。为了准确获得风洞气流对试验模型的影响量，在保证模型位置和姿态精准度的前提下，应尽可能减小模型支撑装置对模型流场区的影响，但是现有通用的模型支撑装置都会或多或少对模型的流场区产生一定影响。

随着国家安全需要以及近年来国内军用飞机研制的飞速发展，新研的战斗机通常具有大迎角可控飞行、高机动性、敏捷性和过失速机动能力，普遍采用翼身组合体、鸭翼、边条增升、推力矢量以及脱体涡控制等先进技术。这些技术手段要通过风洞试验来验证，而要开展这种布局飞机的风洞试验，最具优势的支撑方式是就是模型的尾部支撑。纵观现有的风洞尾撑装置，普遍存在试验模型的支撑阻塞度大、支架干扰较大的问题，难以获得新研军用战斗机准确的气动数据。另外，现有的尾撑装置，其模型俯仰角和偏航角的连续变化范围都较小，虽说可通过更换不同的预弯支杆来实现俯仰角和偏航角的变化范围，但由于是非同一装置的连续姿态变化，风洞试验的测量结果会出现数据的不连续问题。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提出了一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置，通过在风洞试验段中采用四自由度吊挂式单支杆的尾撑方式支撑战斗机试验模型，实现战斗机试验模型在偏航角、俯仰角、Y向和Z向共四个自由度上的运动控制，实现战斗机试验模型的俯仰角和偏航角可连续大范围变化，且能保证变化过程中模型中心始终位于风洞试验段的轴线上，本装置的支撑阻塞度小且对模型的支架干扰小，能够有效获得军用战斗机在风洞试验中准确且连续的气动数据。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种适用于战斗机风洞试验的模型尾撑装置，包括运动机构、随动机构、基座、支杆和运动控制器，所述基座安装固定在风洞闭口试验段的上方，运动机构和随动机构安装在基座上，所述试验模型通过支杆安装在运动机构末端；

所述运动机构包括Y向运动组件、偏航角运动组件、Z向运动组件和俯仰角运动组件，所述Y向运动组件固定架设在基座上方，在所述Y向运动组件的运动端上分别安装偏航角运动组件、Z向运动组件和俯仰角运动组件；所述Y向运动组件、偏航角运动组件和Z向运动组件安装在基座上方位于风洞试验段外部，且所述俯仰角运动组件伸入到风洞试验段的内流场中；在所述俯仰角运动组件的末端通过支杆吊挂安装试验模型；所述Y向运动组件拖动偏航角运动组件、Z向运动组件、俯仰角运动组件和试验模型一起，整体做Y向直线运动；所述偏航角运动组件拖动Z向运动组件、俯仰角运动组件和试验模型一起，整体做偏航角方向的运动；所述Z向运动组件拖动俯仰角运动组件和试验模型一起，整体做Z向直线运动；所述俯仰角运动组件拖动试验模型作俯仰角方向的运动；