[发明专利]一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型

说明书

本发明公开了一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型，属于无尾飞机气动弹性风洞模型技术领域，是一种带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼动力学耦合特性风洞试验模型，本发明包括基础模型、机翼刚度调整装置、舵面操纵刚度调节装置以及舵面偏角控制装置；由于无尾飞机机翼刚度分布的变化会导致其固有频率的变化，进而影响其振动特性；改变阻力舵操纵刚度可用于改变舵面的振动特性，改变舵面偏角可用于改变附着涡的强度。因此，采用本发明所述装置可研究带有开裂式阻力舵大展弦比机翼的动力学耦合特性。

技术领域

本发明涉及无尾飞机气动弹性风洞模型技术领域，是一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型，具体涉及一种带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼动力学耦合特性风洞试验模型。

背景技术

为获得更好的隐身性能，无尾飞机采用了翼身融合技术，舍弃了垂尾与平尾，同时带来的缺点是其航向操稳特性不足。目前阻力舵是无尾飞机最有效的航向操纵方式之一，一般指安装在翼尖的后缘开裂式阻力方向舵。对于较大展弦比飞翼式布局的无尾飞机，阻力舵上不大的阻力能够产生足够的偏航力矩；此外阻力舵角度张开到最大时，还有阻力板的作用；两侧不对称打开时产生滚转力矩起到副翼的作用。基于上述原因，阻力舵在无尾飞机上得到广泛的应用。

随着开裂式阻力舵在无尾飞机上的广泛应用，阻力舵对机翼振动特性的影响应得到充分考虑，也会产生一些新的问题。例如，在某一飞行状态下，开裂式阻力舵偏转时产生的涡脱落对机翼动力学特性的影响，阻力舵振动形式与机翼的振动形式是否会产生耦合，耦合程度的大小。通常来说，在获取带有阻力舵的无尾飞机机翼振动特性的方法中，理论计算太复杂，风洞试验是必不可少的，现有的机翼气弹模型大多使用一根主梁模拟机翼刚度、采用框段模拟外形、采用配重模拟质量分布，较少考虑舵面偏角甚至不考虑舵面偏角变化对机翼振动特性的影响，难以研究带有开裂式阻力舵的机翼详细的动力学特性。

为解决这一问题，需要建立新的无尾飞机机翼的气动弹性模型，该机翼模型的刚度可变，其阻力舵可偏转、操纵刚度可调。

发明内容

本发明针对现有技术中存在的问题，公开了一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型，本发明的模型可用于研究无尾飞机阻力舵偏转角度、舵面操纵刚度、机翼面内面外刚度变化对于机翼结构动力学耦合特性的影响，解决了现有技术中存在的问题。

本发明是这样实现的：

本发明公开的一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型，包括机翼，其特征在于，所述的机翼上设置有模型刚度调节装置以及阻力舵。

本发明的基础模型是大展弦比机翼气动弹性模型，模型采用结构动力学相似方案，满足气动外形、刚度分布与质量分布相似。机翼是由梁架、维形框以及蒙皮组成的。其中模型刚度全部由金属梁架提供；模型质量由梁架、维形框以及配重块提供，梁架以及围框的尺寸及安装位置会产生一个质量分布，该质量分布与机翼模型设计的质量分布存在一定的差别，因此通过在不同位置布置集中配重块来补足两者之间的区别；气动外形依靠维形框与蒙皮保持。

所述的模型刚度调节装置位于机翼的主梁截面处，在本装置中，机翼主梁采用矩形截面，在指定截面将主梁断开加入刚度调整装置。所述的模型刚度调节装置包括左右对称设置的左端连接板、右端连接板；所述的左右连接板的两侧均依次通过连接支撑板、连接套筒固定在主梁截面处；所述的连接支撑板的侧面圆周均匀分布四组变参数梁。

所述的阻力舵包括阻力舵操纵刚度调节装置、偏角控制装置以及阻力舵舵面模型；所述的阻力舵操纵刚度调节装置包括弹性臂、所述的弹性臂一端安装在舵面转轴上，另一端与端框相连；当舵面转轴旋转过一定角度固定后，舵面的旋转频率主要由弹性臂的刚度来控制，舵面操纵刚度主要通过调整弹性臂的截面尺寸模拟，通过调整舵面的操纵刚度来进一步调整舵面的旋转频率。