一種飛行器支撐裝置的制造方法
【專利摘要】本實用新型涉及風洞試驗設備設計領域，特別涉及一種飛行器支撐裝置，以解決現(xiàn)有支撐裝置穩(wěn)定性不高，容易影響測試精度的問題。飛行器支撐裝置包括：轉(zhuǎn)動圓盤；支臂，一端固定連接至轉(zhuǎn)動圓盤上表面；斜支撐臂，一端與支臂上遠離轉(zhuǎn)動圓盤的一端鉸接，另一端與測試飛機的一個翼尖固定連接；伸縮臂，一端鉸接在支臂上，另一端鉸接在位于同一側的所述斜支撐臂上；張線支撐機構，與所述測試飛機的機頭固定連接。本實用新型的飛行器支撐裝置中，通過硬式支撐機構與測試飛機的翼尖固定連接，同時還采用張線支撐機構與測試飛機的機頭連接，使得飛行器支撐裝置兼具了張線支撐氣動干擾小的優(yōu)點，以及硬式支撐系統(tǒng)穩(wěn)定性好、技術成熟的優(yōu)點。
【專利說明】
一種飛行器支撐裝置
技術領域
[0001]本實用新型涉及風洞試驗設備設計領域，特別涉及一種飛行器支撐裝置。
【背景技術】
[0002]風洞試驗離不開風洞模型支撐系統(tǒng)，現(xiàn)有風洞模型支撐系統(tǒng)主要有硬式支撐系統(tǒng)和張線支撐系統(tǒng)等。進行飛機全機測壓風洞試驗時，通常采用模型支架將整個飛行器模型固定于風洞試驗段中，支架型式主要有:尾支撐、腹支撐、側壁支撐、翼尖支撐、張線支撐等。
[0003]通常，支撐系統(tǒng)會對模型繞流產(chǎn)生干擾，使模型試驗結果與真實飛機氣動特性產(chǎn)生差別，這種差別稱為支撐干擾。如何減小或修正支撐干擾問題是試驗空氣動力學研究的一個重要內(nèi)容，它能夠有效提高風洞試驗數(shù)據(jù)的準確度。因此，對于支撐系統(tǒng)，除了要求其對風洞流場干擾小和不影響模型氣動外形外，還要求其具有結構簡單、體積小、動態(tài)性能好、應用范圍廣和成本低等優(yōu)點。然而在減少支撐系統(tǒng)的氣動干擾的同時，氣動力所造成的支撐系統(tǒng)的振動也難以避免，因而使得增加支撐剛度與減少支撐系統(tǒng)的氣動干擾之間的矛盾變得更為突出，這在硬式支撐系統(tǒng)中表現(xiàn)的尤其明顯。
[0004]張線支撐系統(tǒng)在某些機型的飛機全機測壓試驗中卻存在明顯的局限；例如飛翼形式的無人機，由于飛機模型的機體小，尾部和機翼整體上都非常薄，在布置張線支撐系統(tǒng)的時，往往難以找到強度適當?shù)奈恢迷O置支撐點；如果在其強度不高的機翼邊緣設置張線支撐點，很容易在風洞試驗中將機翼破壞，并且在機翼很薄的位置也難以設置測力天平等機構；而如果將張線支撐點集中在機身等較厚的部分，則張線支撐系統(tǒng)將會由于支撐點過于集中而暴露該支撐系統(tǒng)穩(wěn)定性不高的固有缺陷，容易在風洞試驗中發(fā)生搖擺，影響測試精度。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本實用新型的目的是提供了一種飛行器支撐裝置，以解決現(xiàn)有支撐裝置穩(wěn)定性不高，容易影響測試精度的問題。
[0006]本實用新型的技術方案是:
[0007]—種飛行器支撐裝置，用于對風洞試驗室中的測試飛機進行支撐，所述飛行器支撐裝置包括:
[0008]轉(zhuǎn)動圓盤；
[0009]支臂，一端固定連接至所述轉(zhuǎn)動圓盤上表面；
[0010]斜支撐臂，一端與所述支臂上遠離所述轉(zhuǎn)動圓盤的一端鉸接，另一端與所述測試飛機的一個翼尖固定連接；
[0011 ]伸縮臂，一端鉸接在所述支臂上，另一端鉸接在位于同一側的所述斜支撐臂上；
[0012]張線支撐機構，一端固定連接至所述風洞試驗室中預定位置，另一端通過張線與所述測試飛機的機頭固定連接。
[0013]可選的，所述支臂為可伸縮結構。
[0014]可選的，所述張線支撐機構包括兩個，分別固定在所述風洞試驗室的頂部和底部，且兩個所述張線支撐機構分別通過一根張線固定連接至所述測試飛機的機頭同一個位置處。
[0015]可選的，所述支臂和所述伸縮臂均為液壓缸。
[0016]本實用新型的優(yōu)點在于:
[0017]本實用新型的飛行器支撐裝置中，通過硬式支撐機構與測試飛機的翼尖固定連接，同時還采用張線支撐機構與測試飛機的機頭連接，使得支撐裝置兼具了張線支撐氣動干擾小的優(yōu)點，以及硬式支撐系統(tǒng)穩(wěn)定性好、技術成熟的優(yōu)點。
【附圖說明】
[0018]圖1是本實用新型飛行器支撐裝置的結構示意圖。
【具體實施方式】
[0019]為使本實用新型實施的目的、技術方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結合本實用新型實施例中的附圖，對本實用新型實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本實用新型一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本實用新型，而不能理解為對本實用新型的限制?；诒緦嵱眯滦椭械膶嵤├?，本領域普通技術人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本實用新型保護的范圍。下面結合附圖對本實用新型的實施例進行詳細說明。
[0020]在本實用新型的描述中，需要理解的是，術語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本實用新型和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本實用新型保護范圍的限制。
[0021]下面結合附圖1對本實用新型飛行器支撐裝置做進一步詳細說明。
[0022]本實用新型提供了一種飛行器支撐裝置，用于對風洞試驗室中的測試飛機I進行支撐;飛行器支撐裝置可以包括轉(zhuǎn)動圓盤2、硬式支撐機構3以及張線支撐機構4。
[0023]轉(zhuǎn)動圓盤2為整個飛行器支撐裝置的底座，可以采用已知的多種適合的結構，可帶動相應的測試飛機I繞自身軸線轉(zhuǎn)動，滿足相應的試驗要求。
[0024]硬式支撐機構3—端與測試飛機I的翼尖固定連接，另一端固定連接至轉(zhuǎn)動圓盤2。
[0025]張線支撐機構4一端固定連接至風洞試驗室中預定位置(例如天花板、地面等)，另一端通過張線41與測試飛機I的機頭固定連接。
[0026]本實用新型的飛行器支撐裝置中，通過硬式支撐機構3與測試飛機I的翼尖固定連接，同時還采用張線支撐機構4與測試飛機I的機頭連接，使得飛行器支撐裝置兼具了張線支撐氣動干擾小的優(yōu)點，以及硬式支撐系統(tǒng)穩(wěn)定性好、技術成熟的優(yōu)點。
[0027]本實用新型的硬式支撐機構3可以采用多種適合的結構;本實施例中，硬式支撐機構3包括兩根支撐桿，且兩根支撐桿是沿測試飛機I的一個翼尖到另一個翼尖方向布置。
[0028]進一步，每根支撐桿包括一根支臂31和一根斜支撐臂32；支臂31為可伸縮結構，能夠調(diào)整飛機模型的側滑角;支臂31—端固定連接(優(yōu)選為焊接)至轉(zhuǎn)動圓盤2上表面;斜支撐臂32—端與支臂31上遠離轉(zhuǎn)動圓盤2的一端鉸接，另一端與測試飛機I的一個翼尖固定連接。
[0029]本實用新型的飛行器支撐裝置還包括伸縮臂33，一端鉸接在支臂31上，另一端鉸接在位于同一側的斜支撐臂32上，能夠通過伸縮臂33的伸縮使得整個飛行器支撐裝置適應不同尺寸翼展的飛機模型。另外，支臂31和伸縮臂33可以采用多少已知的伸縮結構，例如液壓缸、氣缸等，本實施例中，均選取為穩(wěn)定性較強的液壓缸。
[0030]進一步，張線支撐機構4可以包括兩個，分別固定在風洞試驗室的頂部和底部，且兩個張線支撐機構4分別通過一根張線41固定連接至測試飛機I的機頭同一個位置處。
[0031]本實用新型的飛行器支撐裝置是混合有張線支撐系統(tǒng)和硬式支撐系統(tǒng)的特點的支撐結構，在張線支撐機構4難以連接的部位，例如翼尖位置采用了硬式支撐機構3，而在機頭位置保持了張線支撐，從而兼具了張線支撐氣動干擾小的優(yōu)點，以及硬式支撐穩(wěn)定性好、技術成熟的優(yōu)點。
[0032]以上所述，僅為本實用新型的【具體實施方式】，但本實用新型的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本實用新型揭露的技術范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應涵蓋在本實用新型的保護范圍之內(nèi)。因此，本實用新型的保護范圍應以所述權利要求的保護范圍為準。
【主權項】
1.一種飛行器支撐裝置，用于對風洞試驗室中的測試飛機(I)進行支撐，其特征在于，所述飛行器支撐裝置包括: 轉(zhuǎn)動圓盤(2); 支臂(31)，一端固定連接至所述轉(zhuǎn)動圓盤(2)上表面； 斜支撐臂(32)，一端與所述支臂(31)上遠離所述轉(zhuǎn)動圓盤(2)的一端鉸接，另一端與所述測試飛機(I)的一個翼尖固定連接； 伸縮臂(33)，一端鉸接在所述支臂(31)上，另一端鉸接在位于同一側的所述斜支撐臂(32)上; 張線支撐機構(4)，一端固定連接至所述風洞試驗室中預定位置，另一端通過張線(41)與所述測試飛機(I)的機頭固定連接。2.根據(jù)權利要求1所述的飛行器支撐裝置，其特征在于，所述支臂(31)為可伸縮結構。3.根據(jù)權利要求1或2所述的飛行器支撐裝置，其特征在于，所述張線支撐機構(4)包括兩個，分別固定在所述風洞試驗室的頂部和底部，且兩個所述張線支撐機構(4)分別通過一根張線(41)固定連接至所述測試飛機(I)的機頭同一個位置處。4.根據(jù)權利要求3所述的飛行器支撐裝置，其特征在于，所述支臂(31)和所述伸縮臂(33)均為液壓缸。
【文檔編號】G01M9/04GK205642790SQ201521009686
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2015年12月8日
【發(fā)明人】宗寧, 鄧立東, 趙卓林, 裴志剛, 徐港, 喬曉冬
【申請人】中國航空工業(yè)集團公司沈陽飛機設計研究所