[实用新型]低速风洞试验带动力机翼模型

说明书

本实用新型涉及一种低速风洞试验带动力机翼模型，在模型机翼前端连接发动机外壳，电机置入发动机外壳内，且主轴穿过螺旋桨帽与螺旋桨连接；在模型机翼的上表面设有沟槽，在沟槽内设有电源及控制线路和冷却管路系统，电源及控制线路和冷却管路系统分别插入到发动机外壳内，并与电机连接，实现电机的动力和冷却功能；在发动机外壳与模型机翼的连接处设有发动机走线盖板。该机翼模型采用统一设置沟槽结构，将冷却管路系统和电源及控制线路布置其内，不仅保证了电机在试验过程中的有效运行，而且能够保证机翼的整体强度不受影响，从而保证试验的准确性。

技术领域

本实用新型涉及一种低速风洞试验带动力机翼模型，属于飞机模型风洞试验领域。

背景技术

现有的风洞实验模型通常采用与真实飞机等比例缩小的飞机模型，以确保风洞试验的数据准确性。但为了进一步保证试验数据的精度，客户要求飞机机翼必须等比例还原发动机动力，即风洞试验的飞机模型机翼上必须安装具有动力的电机，由于电机为高速旋转零件，故还要配套使用冷却系统，故对于体积较小的飞机模型来说，在机翼上设置电路系统和冷却系统，严重影响机翼的强度，该问题急需解决。

发明内容

本实用新型要解决的技术问题是提供一种低速风洞试验带动力机翼模型，该机翼模型采用统一设置沟槽结构，将冷却管路系统和电源及控制线路布置其内，不仅保证了电机在试验过程中的有效运行，而且能够保证机翼的整体强度不受影响，从而保证试验的准确性。

为解决以上问题，本实用新型的具体技术方案如下：一种低速风洞试验带动力机翼模型，在模型机翼前端连接发动机外壳，电机置入发动机外壳内，且主轴穿过螺旋桨帽与螺旋桨连接；在模型机翼的上表面设有沟槽，在沟槽内设有电源及控制线路和冷却管路系统，电源及控制线路和冷却管路系统分别插入到发动机外壳内，并与电机连接，实现电机的动力和冷却功能；在发动机外壳与模型机翼的连接处设有发动机走线盖板。

所述的发动机外壳为流线型，且与机翼的连接处为一体结构。

所述的沟槽宽度为38mm～50mm，深度为20mm～30mm；且每个模型机翼上的两个电机分别设有不同的沟槽，两个沟槽平行，且间距60 mm～80mm。

该低速风洞试验带动力机翼模型采用发动机外壳内设置电机实现了带动力试验的效果，由于电机高速旋转，需要冷却管路系统和电源及控制线路，将却管路系统和电源及控制线路设置在沟槽内，不仅保证了电机运行，而且机翼的整体强度符合技术要求。

附图说明

图1为低速风洞试验带动力机翼模型的俯视图。

图2为低速风洞试验带动力机翼模型的后视图。

图3为图1的剖视图。

具体实施方式

如图1至图3所示，一种低速风洞试验带动力机翼模型，在模型机翼1前端连接发动机外壳4，电机6置入发动机外壳4内，且主轴穿过螺旋桨帽3与螺旋桨2连接；在模型机翼1的上表面设有沟槽9，在沟槽9内设有电源及控制线路7和冷却管路系统8，电源及控制线路7和冷却管路系统8分别插入到发动机外壳4内，并与电机6连接，实现电机的动力和冷却功能；在发动机外壳4与模型机翼1的连接处设有发动机走线盖板5。

所述的发动机外壳4为流线型，且与机翼1的连接处为一体结构；原有的试验机翼采用的发动机外壳为分体式结构，便于安装调试，但是其强度低，尤其在内部设置电机后，发动机外壳根部会产生集中应力，在试验的过程中，易产生根部断裂，故本申请采用了一体式的流线造型，保证了试验过程中的强度问题。

所述的沟槽9宽度为38mm～50mm，深度为20mm～30mm；且每个模型机翼1上的两个电机分别设有不同的沟槽9，两个沟槽9平行，且间距60 mm～80mm。进一步保证了机翼模型的强度。

通过上述结构的设置，满足了螺旋桨具有动力的风洞试验，不仅为电机提供了有效的电源及控制线路，而且提供了冷却管路系统，同时其连接处保证了机翼的整体强度，为风洞试验提供可靠的机翼模型，保证试验数据的准确性。