專利名稱：飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種航空空氣動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)設(shè)備，尤其是一種用于飛機(jī)模型風(fēng)洞試驗(yàn)過程中，對飛機(jī)模型進(jìn)行支撐的結(jié)構(gòu)系統(tǒng)，特別是一種飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)中的支撐系統(tǒng)，適用于針對特定形式的飛機(jī)模型，例如飛翼形式的無人機(jī)飛機(jī)模型等，提供一種改進(jìn)的支撐結(jié)構(gòu)。
背景技術(shù)：
風(fēng)洞試驗(yàn)是依據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)原理，將飛行器模型或其部件，例如機(jī)身、機(jī)翼等固定在風(fēng)洞中，通過施加人工氣流流過飛行器模型或其部件，以此模擬空中各種復(fù)雜的飛行狀態(tài)，獲取試驗(yàn)數(shù)據(jù)。風(fēng)洞是進(jìn)行空氣動(dòng)力學(xué)研究與飛行器研制最基本的試驗(yàn)設(shè)備，每一種新型飛行器的研制都需要在風(fēng)洞中進(jìn)行大量的試驗(yàn)。風(fēng)洞試驗(yàn)的主要目的是要獲取飛機(jī)模型的各種空氣動(dòng)力參數(shù)的變化規(guī)律。評價(jià)每一種飛行器的飛行性能，除了如速度、高度、飛機(jī) 重量及發(fā)動(dòng)機(jī)推力等要素外，最重要的標(biāo)準(zhǔn)之一是飛行器的空氣動(dòng)力性能。飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)是飛機(jī)設(shè)計(jì)中十分重要的風(fēng)洞試驗(yàn)項(xiàng)目，它是氣動(dòng)力特性研究和載荷設(shè)計(jì)的重要的數(shù)據(jù)來源。飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)需要將整個(gè)飛機(jī)模型支撐在風(fēng)洞中，在人工氣流環(huán)境下通過壓力測試設(shè)備測量整個(gè)飛機(jī)模型各部件在特定飛行條件下的壓力分布數(shù)據(jù)，以此獲得飛機(jī)的流動(dòng)特征。飛行器要進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)離不開風(fēng)洞模型支撐系統(tǒng)，現(xiàn)有風(fēng)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(jìn)行飛機(jī)全機(jī)測壓風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，通常采用模型支架將整個(gè)飛行器模型固定于風(fēng)洞試驗(yàn)段中，支架型式主要有尾支撐、腹支撐、側(cè)壁支撐、翼尖支撐、張線支撐等。支撐系統(tǒng)會對模型繞流產(chǎn)生干擾，使模型試驗(yàn)結(jié)果與真實(shí)飛機(jī)氣動(dòng)特性產(chǎn)生差另O，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(yàn)空氣動(dòng)力學(xué)研究的一個(gè)重要內(nèi)容，它能夠有效提高風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確度。因此，對于支撐系統(tǒng)，除了要求其對風(fēng)洞流場干擾小和不影響模型氣動(dòng)外形外，還要求其具有結(jié)構(gòu)簡單、體積小、動(dòng)態(tài)性能好、應(yīng)用范圍廣和成本低等優(yōu)點(diǎn)。然而在減少支撐系統(tǒng)的氣動(dòng)干擾的同時(shí)，氣動(dòng)力所造成的支撐系統(tǒng)的振動(dòng)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(dòng)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。在名為“低速風(fēng)洞大攻角張線式支撐系統(tǒng)”(楊恩霞等，《應(yīng)用科技》第28卷第I期，2001年I月)的現(xiàn)有技術(shù)中，作者認(rèn)為張線支撐系統(tǒng)能夠較好地平衡增加支撐剛度與減少支撐系統(tǒng)的氣動(dòng)干擾之間的矛盾。然而，張線支撐系統(tǒng)在某些機(jī)型的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)中卻存在明顯的局限，例如，對于如今非常流行的飛翼形式的無人機(jī)來說，由于飛機(jī)模型的機(jī)體小，尾部和機(jī)翼整體上都非常薄，在布置張線支撐系統(tǒng)的時(shí)候，往往難以找到強(qiáng)度適當(dāng)?shù)奈恢迷O(shè)置支撐點(diǎn)，例如，由于機(jī)翼邊緣非常薄，強(qiáng)度不高，如果設(shè)置張線支撐點(diǎn)，很容易在風(fēng)洞試驗(yàn)中將機(jī)翼破壞，并且在機(jī)翼很薄的位置也難以設(shè)置測力天平等機(jī)構(gòu)。而如果將張線支撐點(diǎn)集中在機(jī)身等較厚的部分，則張線支撐系統(tǒng)將會由于支撐點(diǎn)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(fēng)洞試驗(yàn)中發(fā)生搖擺，影響測試精度。因此，有必要在上述現(xiàn)有技術(shù)的基礎(chǔ)上，針對特定形式的飛機(jī)模型，例如飛翼形式的無人機(jī)飛機(jī)模型等，提供一種改進(jìn)的支撐結(jié)構(gòu)，用以在飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)中對其提供穩(wěn)定的支撐，同時(shí)兼具張線支撐系統(tǒng)氣動(dòng)干擾小的優(yōu)點(diǎn)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是提供一種飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)，以減少或避免前面所提到的問題。具體來說，本發(fā)明提供了一種飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)，其可以針對特定形式的飛機(jī)模型，例如飛翼形式的無人機(jī)飛機(jī)模型等，提供一種改進(jìn)的支撐結(jié)構(gòu)，用以在飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)中對其提供穩(wěn)定的支撐，同時(shí)兼具張線支撐系統(tǒng)氣動(dòng)干擾小的優(yōu)點(diǎn)。 進(jìn)一步的，本發(fā)明提供了一種飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)，其兼具張線支撐系統(tǒng)和硬式支撐系統(tǒng)的特點(diǎn)，能夠提供對飛機(jī)模型穩(wěn)定支撐，并具有氣動(dòng)干擾小的優(yōu)點(diǎn)，同時(shí)，該支撐系統(tǒng)還可以精確改變飛機(jī)模型的姿態(tài)，提供各種角度和方向下飛機(jī)模型的測量狀態(tài)。為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提出了一種飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)，用于在風(fēng)洞中對飛機(jī)模型進(jìn)行全機(jī)測壓試驗(yàn)時(shí)對其提供支撐，其中，所述飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)包括一個(gè)設(shè)置于所述風(fēng)洞下壁的轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤以及兩根將所述飛機(jī)模型的機(jī)頭分別連接于所述風(fēng)洞的上壁和下壁的上張線和下張線，所述轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤上固定焊接有兩根支撐桿，所述兩根支撐桿上端通過球軸承分別與所述飛機(jī)模型的左右翼尖轉(zhuǎn)動(dòng)連接。優(yōu)選地，用于操縱所述飛機(jī)模型的俯仰角度的所述上張線和下張線分別與固定于所述風(fēng)洞上壁和下壁上的上張線輪以及下張線輪連接。優(yōu)選地，所述兩根支撐桿從所述飛機(jī)模型的左右翼尖向所述轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤方向收攏延伸。優(yōu)選地，所述支撐桿包括一個(gè)第一支臂、一個(gè)第二支臂以及一個(gè)斜撐支臂；所述第一支臂的下端與所述轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤焊接，所述第一支臂的上端與所述第二支臂的下端通過球軸承轉(zhuǎn)動(dòng)連接；所述第二支臂的上端與所述飛機(jī)模型的翼尖轉(zhuǎn)動(dòng)連接；所述斜撐支臂分別與所述第一支臂和所述第二支臂的中部可轉(zhuǎn)動(dòng)的鉸接。優(yōu)選地，所述斜撐支臂為可伸縮的套筒結(jié)構(gòu)。優(yōu)選地，所述第一支臂為可伸縮的套筒結(jié)構(gòu)。優(yōu)選地，所述轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤的邊緣設(shè)置有刻度。本發(fā)明所提供的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)混合有張線支撐系統(tǒng)和硬式支撐系統(tǒng)的特點(diǎn)，在張線支撐系統(tǒng)難以連接的翼尖位置采用了硬式支撐結(jié)構(gòu)，而在機(jī)頭位置保持了張線支撐，從而兼具了張線支撐氣動(dòng)干擾小的優(yōu)點(diǎn)，以及硬式支撐系統(tǒng)穩(wěn)定性好、技術(shù)成熟的優(yōu)點(diǎn)。另外，本發(fā)明的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)不需要像現(xiàn)有張線支撐系統(tǒng)中那樣設(shè)置兩個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤，而且，機(jī)頭部位的張線固定點(diǎn)(張線輪)也不需要隨著飛機(jī)模型的偏轉(zhuǎn)而移動(dòng)，因此，調(diào)整張線的長度就會變得非常方便，當(dāng)飛機(jī)模型調(diào)整偏轉(zhuǎn)之后，僅需要調(diào)整兩根張線的長度就可以確定飛機(jī)模型的狀態(tài)，工作量大大減輕，節(jié)省了人力，提高了效率，避免了調(diào)整步驟繁復(fù)所帶來的反復(fù)返工、測量、計(jì)算等問題。


以下附圖僅旨在于對本發(fā)明做示意性說明和解釋，并不限定本發(fā)明的范圍。其中，圖I顯示的是一種典型的無人機(jī)飛機(jī)模型的俯視圖；圖2為圖I所示飛機(jī)模型頭部方向的側(cè)視圖；圖3為圖I所示飛機(jī)模型的立體示意圖；圖4顯示的是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)具體實(shí)施例的一種飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)不意圖；圖5顯示的是根據(jù)本發(fā)明的另一個(gè)具體實(shí)施例的一種飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖。
具體實(shí)施例方式為了對本發(fā)明的技術(shù)特征、目的和效果有更加清楚的理解，現(xiàn)對照

本發(fā)明的具體實(shí)施方式
。其中，相同的部件采用相同的標(biāo)號。圖1-3顯示的是一種典型的飛翼形式的無人機(jī)飛機(jī)模型100，其中，圖I顯示的是該飛翼形式的無人機(jī)飛機(jī)模型100的俯視圖，圖2為該飛機(jī)模型100頭部方向的側(cè)視圖，圖3為該飛機(jī)模型100的立體示意圖。從圖1-3可見，對于這種飛翼形式的無人機(jī)飛機(jī)模型來說，由于飛機(jī)模型100的機(jī)體小，尾部和機(jī)翼整體上都非常薄(圖中可見幾乎沒有明顯的尾翼，或者說尾翼部分相當(dāng)薄弱)，在布置張線支撐系統(tǒng)的時(shí)候，往往難以找到強(qiáng)度適當(dāng)?shù)奈恢迷O(shè)置支撐點(diǎn)，例如，由于機(jī)翼邊緣非常薄，強(qiáng)度不高，如果設(shè)置張線支撐點(diǎn)，很容易在風(fēng)洞試驗(yàn)中將機(jī)翼破壞，并且在機(jī)翼很薄的位置也難以設(shè)置測力天平等機(jī)構(gòu)。而如果將張線支撐點(diǎn)集中在機(jī)身等較厚的部分，則張線支撐系統(tǒng)將會由于支撐點(diǎn)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(fēng)洞試驗(yàn)中發(fā)生搖擺，影響測試精度。針對上述問題，本發(fā)明提供了一種飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)，如圖4所示，其中顯示的是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)具體實(shí)施例的一種飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)I的結(jié)構(gòu)示意圖，該支撐系統(tǒng)用于在飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)中將整個(gè)飛機(jī)模型100支撐在風(fēng)洞(圖中未示出)中，在人工氣流環(huán)境下通過壓力測試設(shè)備測量整個(gè)飛機(jī)模型100的各部件在特定飛行條件下的壓力分布數(shù)據(jù)，以此獲得飛機(jī)的流動(dòng)特征。參見圖4，本實(shí)施例中的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)I包括一個(gè)設(shè)置于風(fēng)洞下壁的轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11以及兩根將所述飛機(jī)模型100的機(jī)頭分別連接于風(fēng)洞的上壁和下壁的上張線12和下張線13，轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11上固定焊接有兩根支撐桿14、15，這兩根支撐桿14、15上端通過球軸承16，16’分別與飛機(jī)模型100的左右翼尖轉(zhuǎn)動(dòng)連接。其中，上張線12和下張線13分別通過固定于風(fēng)洞上壁和下壁上的上張線輪17以及下張線輪18操縱飛機(jī)模型100的俯仰角度。從圖中可見，本發(fā)明的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)I乃是一種混合有張線支撐系統(tǒng)和硬式支撐系統(tǒng)的特點(diǎn)的支撐結(jié)構(gòu)，也就是在張線支撐系統(tǒng)難以連接的部位，例如翼尖位置采用了硬式支撐結(jié)構(gòu)，而在機(jī)頭位置保持了張線支撐，從而兼具了張線支撐氣動(dòng)干擾小的優(yōu)點(diǎn)，以及硬式支撐系統(tǒng)穩(wěn)定性好、技術(shù)成熟的優(yōu)點(diǎn)。在實(shí)際的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)中，可以通過張線輪17、18的配合動(dòng)作，調(diào)整張線12、13的長度，從而使得機(jī)頭可以以飛機(jī)模型100的左右翼尖轉(zhuǎn)動(dòng)連接的球軸承16，16’為支撐點(diǎn)作上下俯仰動(dòng)作，以此測量飛機(jī)模型100在不同俯仰角度下的氣動(dòng)特性。當(dāng)需要測量飛機(jī)模型100在不同偏航角度下的氣動(dòng)特性時(shí)，可以通過使轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11轉(zhuǎn)動(dòng)，帶動(dòng)兩根支撐桿14、15使飛機(jī)模型100左右偏轉(zhuǎn)。很明顯，由于支撐桿14、15與飛機(jī)模型100之間屬于硬式支撐，因此在轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11轉(zhuǎn)動(dòng)的過程中，可以很方便帶動(dòng)飛機(jī)模型100偏轉(zhuǎn)，而且支撐與轉(zhuǎn)動(dòng)的穩(wěn)定性要明顯優(yōu)于張線支撐。
另外，當(dāng)轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，可以放松張線輪17、18的張緊度，調(diào)整張線12、13的長度，使機(jī)頭偏轉(zhuǎn)。這一點(diǎn)相對于現(xiàn)有的張線支撐系統(tǒng)來說尤為不同，現(xiàn)有張線支撐系統(tǒng)為了調(diào)整飛機(jī)模型的偏轉(zhuǎn)角度，需要在風(fēng)洞的上壁和下壁分別設(shè)置一個(gè)連接各個(gè)張線的轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤，上下兩個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤配合起來轉(zhuǎn)動(dòng)才能調(diào)整飛機(jī)模型的偏轉(zhuǎn)角度，而且還需要在調(diào)整之后重新調(diào)整各個(gè)張線的長度，以確保飛機(jī)模型的狀態(tài)符合試驗(yàn)要求，勞動(dòng)量非常大，調(diào)整工作繁復(fù)，參數(shù)多，容易失誤導(dǎo)致返工。而本發(fā)明的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)I中，僅需要設(shè)置一個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11于風(fēng)洞的下壁上，用于支撐兩根支撐桿14、15就可以了，結(jié)構(gòu)上進(jìn)行了較大的簡化，不需要像現(xiàn)有張線支撐系統(tǒng)中那樣設(shè)置兩個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤，而且，機(jī)頭部位的張線與風(fēng)洞的固定點(diǎn)(張線輪所在的位置)也不需要隨著飛機(jī)模型的偏轉(zhuǎn)而移動(dòng)。也就是說，本發(fā)明的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)I中，上張線12和下張線13是分別連接著固定于風(fēng)洞上壁和下壁上的張線輪17、18的，張線輪17、18的位置相對風(fēng)洞固定，不需要將其固定在轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)上隨著飛機(jī)模型的偏轉(zhuǎn)而轉(zhuǎn)動(dòng)，因此，本發(fā)明的張線12、13以及與其連接的操縱系統(tǒng)，例如張線輪17、18等可以無需考慮重量、操縱性等參數(shù)，反而由于其固定連接的屬性，可以在其上設(shè)置多種復(fù)雜的聯(lián)合測量裝置。進(jìn)一步的，由于張線12、13以及與其連接的操縱系統(tǒng)，例如張線輪17、18等非移動(dòng)設(shè)置的緣故，調(diào)整張線12、13的長度就會變得非常方便，當(dāng)飛機(jī)模型調(diào)整偏轉(zhuǎn)之后，僅需要調(diào)整兩根張線12、13的長度就可以確定飛機(jī)模型的狀態(tài)，工作量大大減輕，某種程度上來說節(jié)省了人力，提高了效率，避免了調(diào)整步驟繁復(fù)所帶來的反復(fù)返工、測量、計(jì)算等問題。除此之外，相較于現(xiàn)有的張線支撐系統(tǒng)，本發(fā)明的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)I還具有一個(gè)明顯的優(yōu)點(diǎn)，也就是說，由于本發(fā)明的張線12、13不需要與轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11連接在一起轉(zhuǎn)動(dòng)，張線輪17、18無需固定連接在轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11上，因此，轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11的大小無需考慮張線12、13的固定位置問題，在實(shí)際工作中這一點(diǎn)也非常重要，因?yàn)轱L(fēng)洞的大小畢竟有限，如果能夠盡量減小固定在風(fēng)洞中的支撐結(jié)構(gòu)的大小就可以盡量減少氣流的干擾。在本發(fā)明中，由于轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11的大小與張線12、13的固定安裝位置無關(guān)，也就是無需考慮張線輪17、18的固定問題，因此，轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11可以在強(qiáng)度足夠的情況下盡可能減小其面積。從圖4中可見，轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11的面積明顯小于飛機(jī)模型100的投影面積，其直徑也明顯小于兩個(gè)翼尖之間的距離，因此，在一個(gè)具體實(shí)施例中，兩根支撐桿14、15可以從飛機(jī)模型的左右翼尖向轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11方向收攏延伸，以此達(dá)到減小轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11的面積的目的。圖5顯示的是在圖4所示實(shí)施例基礎(chǔ)上的一種改進(jìn)的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)。如圖5所示，本實(shí)施例中的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)I’同樣包括一個(gè)設(shè)置于風(fēng)洞下壁的轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11以及兩根將所述飛機(jī)模型100的機(jī)頭分別連接于風(fēng)洞的上壁和下壁的上張線12和下張線13，轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11上固定焊接有兩根支撐桿14、15，這兩根支撐桿14、15上端通過球軸承16，16’分別與飛機(jī)模型100的左右翼尖轉(zhuǎn)動(dòng)連接。其中，上張線12和下張線13分別通過固定于風(fēng)洞上壁和下壁上的上張線輪17以及下張線輪18操縱飛機(jī)模型100的俯仰角度。與圖4所示實(shí)施例不同的是，本實(shí)施例中，支撐桿14、15均分別包括一個(gè)第一支臂141、151、一個(gè)第二支臂142、152以及一個(gè)斜撐支臂143、153 ;第一支臂141、151的下端與轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11焊接，第一支臂141、151的上端與第二支臂142、152的下端通過球軸承19，19’轉(zhuǎn)動(dòng)連接；第二支臂142、152的上端與飛機(jī)模型的翼尖通過球軸承16，16’轉(zhuǎn)動(dòng)連接，如前所述；斜撐支臂143、153分別與第一支臂141、151和第二支臂142、152的中部可轉(zhuǎn)動(dòng)的鉸接，參見圖5所示。其中，斜撐支臂143、153為可伸縮的套筒結(jié)構(gòu)。圖5所示實(shí)施例中，支撐桿14、15被拆分成了兩截的形式，通過斜撐支臂143、153可以調(diào)整第二支臂142、152的角度，從而調(diào)整飛機(jī)模型100的側(cè)滑角，用以測量飛機(jī)模型·100在不同側(cè)滑角度下的氣動(dòng)特性。為了進(jìn)一步地增大本發(fā)明的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)I’的適應(yīng)范圍，可以將第一支臂141、151設(shè)置為可伸縮的套筒結(jié)構(gòu)，從而可以適用于各種尺寸的飛機(jī)模型，如圖5所
/Jn ο也就是說，僅只有斜撐支臂143、153為可伸縮的套筒結(jié)構(gòu)的情況下，雖然可以部分適應(yīng)較小或者較大尺寸的飛機(jī)模型的測量試驗(yàn)，但是可供調(diào)整飛機(jī)模型100的側(cè)滑角度范圍會受到極大的限制，因此，進(jìn)一步的將第一支臂141、151設(shè)置為可伸縮的套筒結(jié)構(gòu)，可以由第一支臂141、151控制支撐桿14、15的展開間距，適應(yīng)不同尺寸翼展的飛機(jī)模型，以消除這種限制。總之，本實(shí)施例中，應(yīng)當(dāng)指出的是，設(shè)置斜撐支臂143、153為可伸縮的套筒結(jié)構(gòu)，其目的是為了調(diào)整飛機(jī)模型100的側(cè)滑角，而設(shè)置第一支臂141、151為可伸縮的套筒結(jié)構(gòu)，其目的是為了適應(yīng)不同尺寸翼展的飛機(jī)模型，因此它們的作用和功能是完全不同的，本領(lǐng)域技術(shù)人員并不能通過相互聯(lián)想而獲知，其創(chuàng)新性是顯而易見的。在另一個(gè)具體實(shí)施例中，為了在試驗(yàn)過程中便于直觀把握飛機(jī)模型的偏轉(zhuǎn)調(diào)整位置，可以在圖4、5所示實(shí)施例的基礎(chǔ)上，在轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤11邊緣設(shè)置刻度(圖中未示出)，在其它相對風(fēng)洞固定的位置設(shè)置標(biāo)識，以此粗略得到飛機(jī)模型的偏轉(zhuǎn)角度。本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解，雖然本發(fā)明是按照多個(gè)實(shí)施例的方式進(jìn)行描述的，但是并非每個(gè)實(shí)施例僅包含一個(gè)獨(dú)立的技術(shù)方案。說明書中如此敘述僅僅是為了清楚起見，本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)將說明書作為一個(gè)整體加以理解，并將各實(shí)施例中所涉及的技術(shù)方案看作是可以相互組合成不同實(shí)施例的方式來理解本發(fā)明的保護(hù)范圍。以上所述僅為本發(fā)明示意性的具體實(shí)施方式
，并非用以限定本發(fā)明的范圍。任何本領(lǐng)域的技術(shù)人員，在不脫離本發(fā)明的構(gòu)思和原則的前提下所作的等同變化、修改與結(jié)合，均應(yīng)屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)，用于在風(fēng)洞中對飛機(jī)模型(100)進(jìn)行全機(jī)測壓試驗(yàn)時(shí)對其提供支撐，其特征在于，所述飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)(I)包括一個(gè)設(shè)置于所述風(fēng)洞下壁的轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤(11)以及兩根將所述飛機(jī)模型(100)的機(jī)頭分別連接于所述風(fēng)洞的上壁和下壁的上張線(12)和下張線(13)，所述轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤(11)上固定焊接有兩根支撐桿(14、15)，所述兩根支撐桿(14、15)上端通過球軸承(16，16’)分別與所述飛機(jī)模型(100)的左右翼尖轉(zhuǎn)動(dòng)連接。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)，其特征在于，用于操縱所述飛機(jī)模型(100)的俯仰角度的所述上張線(12)和下張線(13)分別與固定于所述風(fēng)洞上壁和下壁上的上張線輪(17)以及下張線輪(18)連接。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)，其特征在于，所述兩根支撐桿(14、15 )從所述飛機(jī)模型(100 )的左右翼尖向所述轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤(11)方向收攏延伸。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)，其特征在于，所述支撐桿(14、15)包括一個(gè)第一支臂(141、151)、一個(gè)第二支臂(142、152)以及一個(gè)斜撐支臂(143、153);所述第一支臂(141、151)的下端與所述轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤(11)焊接，所述第一支臂(141、151)的上端與所述第二支臂(142、152)的下端通過球軸承(19、19’)轉(zhuǎn)動(dòng)連接；所述第二支臂(142、152)的上端與所述飛機(jī)模型(100)的翼尖轉(zhuǎn)動(dòng)連接；所述斜撐支臂(143、153)分別與所述第一支臂(141、151)和所述第二支臂(142、152)的中部可轉(zhuǎn)動(dòng)的鉸接。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)，其特征在于，所述斜撐支臂(143,153)為可伸縮的套筒結(jié)構(gòu)。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)，其特征在于，所述第一支臂(141、151)為可伸縮的套筒結(jié)構(gòu)。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)，其特征在于，所述轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤(11)的邊緣設(shè)置有刻度。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)，用于在風(fēng)洞中對飛機(jī)模型進(jìn)行全機(jī)測壓試驗(yàn)時(shí)對其提供支撐，所述飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)包括一個(gè)設(shè)置于所述風(fēng)洞下壁的轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤以及兩根將所述飛機(jī)模型的機(jī)頭分別連接于所述風(fēng)洞的上壁和下壁的上張線和下張線，所述轉(zhuǎn)動(dòng)圓盤上固定焊接有兩根支撐桿，所述兩根支撐桿上端通過球軸承分別與所述飛機(jī)模型的左右翼尖轉(zhuǎn)動(dòng)連接。本發(fā)明所提供的飛機(jī)全機(jī)測壓試驗(yàn)支撐系統(tǒng)混合有張線支撐系統(tǒng)和硬式支撐系統(tǒng)的特點(diǎn)，其在張線支撐系統(tǒng)難以連接的翼尖位置采用了硬式支撐結(jié)構(gòu)，而在機(jī)頭位置保持了張線支撐，從而兼具了張線支撐氣動(dòng)干擾小的優(yōu)點(diǎn)，以及硬式支撐系統(tǒng)穩(wěn)定性好、技術(shù)成熟的優(yōu)點(diǎn)。
文檔編號G01M9/04GK102879171SQ20121038748
公開日2013年1月16日 申請日期2012年10月12日 優(yōu)先權(quán)日2012年10月12日
發(fā)明者韓江旭, 宗寧, 王孜孜, 黎軍, 鄧立東, 裴志剛, 馬維, 鄒德印, 王文倬, 聶鵬飛, 李俊華, 王衛(wèi)明, 張家齊 申請人:中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽空氣動(dòng)力研究所, 中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所