一种飞行器试验系统技术方案

本发明专利技术涉及飞行器测试领域，具体而言，涉及一种基于半模型的飞行器试验系统。用于测试飞行器的气动性能，包括模型，模型设置于测试空间内，模型包括机身与机翼，测试空间包括互相连接的多个壁板，机身靠近壁板设置，机身与机翼之间设置有多个连接件且机身与机翼之间呈非接触设置。机翼连接有测试装置，测试装置与机翼保持相同状态用于测试机翼的气动性能，测试装置与测试空间呈非连通状态。本发明专利技术提供的一种飞行器试验系统，既能解决传统垫块法只能隔离边界层影响但无法消除机身缝隙窜流的影响，又能大大减弱机翼缝隙窜流的影响，提升试验数据精准度。

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器试验系统
本专利技术涉及飞行器测试领域，具体而言，涉及一种基于半模型的飞行器试验系统。
技术介绍
半模型是飞行器测试中常用的方法，具体为半模型是纵向对称面靠近风洞壁板安装，在试验过程中，为了改变模型的迎角，使得模型随着侧壁转窗能自由转动，模型纵向对称面与风洞侧壁之间要留有一定宽度的缝隙，吹风试验时就必然会有气流流过，窜流会干扰半模型周围的绕流特性，导致试验结果失真。此外，洞壁边界层内的低速、低能量气流也会对半模型的试验结果造成一种程度的影响，使之与真实的气动特性存在一定的差异。为了解决以上的问题，现有的解决方案主要是边界层抽吸法和边界层吹除法，边界层抽吸法是通过适当方法把半模型所在处及其附近区域的洞壁边界层全部或部分吸除，以消除或减轻边界层对试验结果影响的半模型试验方法。边界层吹除法是通过在半模型的上游，沿壁面向边界层内吹入高压气流，使边界层内的气流增加能量，提高流速，从而使边界层变薄，以减小边界层低能流动对半模型试验结果的影响。当采用边界层抽吸法时，实现高压气流主要是采用真空泵，而真空泵的抽气率要足够大，或是真空罐的容积足够大，真空度足够高，才能保证充分地抽吸掉洞壁边界层，并且保证试验过程模型区的边界层特性始终如一。对于较长的模型，还必须考虑在前中后段都分别有抽吸装置，才能均匀地吸除边界层，又不影响试验段内主流的流动。并且，当采用边界层吹除法时，边界层减薄效果随着距吹气缝距离的增大而减弱，对于较长的模型同样面临着如何均匀地吸除边界层，又不影响试验段内主流流动的问题。因此，选择合适的吹气导流片的高度和形状，确定合适的吹气压力和吹气量，使高压气流能均匀地吹入，边界层内的流速接近或等于但不超过主流速度，是边界层吹除法要解决的关键难题之一。因此，无论是采用边界层抽吸法还是采用边界层吹除法，均要求具有复杂的吸气或吹气装置，选择好的吹/吸气盘结构设计，确定恰当的吹、吸气量，且试验模型不能太长，否则将无法兼顾既要均匀地吸除边界层，又不影响试验段内主流流动的技术难题。为了消除间隙窜流以及风洞侧壁边界层对模型气动特性的干扰，还可以采用“试验模型机身/边界层垫块一体化设计”来消除风洞侧壁的边界层对模型绕流的影响。在模型设计时，将试验模型对称面一侧的机身厚度适当增加，从而可使试验模型的实际外形曝露于风洞侧壁边界层和间隙窜流的影响区之外。这相当于在试验模型与风洞侧壁之间增加了一个“垫块”，但该“垫块”与试验模型是一体的，这样的设计可以避免在“垫块”与真实模型之间形成新的间隙。而传统的垫块法虽然通过增加垫块隔离了边界层，但垫块与模型之间仍然有间隙，无法避免间隙窜流的影响。并且通过增加垫块还间接的增加了模型的机身厚度，导致试验模型的外形失真，如果按照常规的半模测力方式将机身的气动力也一并测量，则势必导致测量结果的失真。考虑到半模静气动弹性试验的目的是获取机翼的静气动弹性影响量，因为机身几乎不会发生变形，只起到为机翼提供真实绕流的作用。因此，半模静气动弹性试验可以不必测量机身受到的气动力。于是，在模型设计时，将机身与机翼脱开，直接将机身与风洞侧壁转窗固连，机翼则通过天平连接头与半模天平相连。从而达到只测量机翼受到的气动力，不测量机身受到的气动力的试验目的。虽然通过垫块可以避免侧壁边界层以及间隙窜流对静气动弹性半模试验的不利影响，但是半模静气动弹性试验只要求单独测量机翼的气动力，为了防止机翼与机身发生干涉，仍然需要在机翼与机身之间留有一定余量的间隙。但在高速风洞试验中，试验来流的速度可达300m/s以上，缝隙窜流速度则可达几十米每秒，仍将在一定程度上影响到机翼的流动特性，从而不可避免影响到机翼的测力试验精准度。综上，垫块法无法消除机身缝隙窜流的影响；边界层抽吸/吹除法不仅要配置复杂的吹/吸气装置，且对试验模型几何尺寸具有一定的限制；模型机身/边界层垫块一体化设计的思路可以避免机身的缝隙窜流，但又无法避免机翼和机身之间的缝隙窜流。因此，需要设计一种新的不仅可有效隔离风洞侧壁边界层干扰，同时还可以有效的避免缝隙窜流影响的静气动弹性试验半模支撑试验系统。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种飞行器试验系统，可实现在有效隔离风洞侧壁边界层的干扰，还能有效的避免缝隙窜流影响。本专利技术是这样实现的：一种飞行器试验系统，用于测试飞行器的气动性能，包括模型，模型设置于测试空间内，模型包括机身与机翼，测试空间包括互相连接的多个壁板，机身靠近壁板设置，机身与机翼之间设置有多个连接件且机身与机翼之间呈非接触设置。机翼连接有测试装置，测试装置与机翼保持相同状态用于测试机翼的气动性能，测试装置与测试空间呈非连通状态。进一步的，多个连接件设置在机身内的齿轮，还包括设置于机翼内的螺杆，螺杆与齿轮啮合连接。进一步的，螺杆穿设齿轮内孔与齿轮连接。进一步的，齿轮内孔表面与螺杆表面设置有相互配合连接的齿。进一步的，螺杆与齿轮外侧螺纹连接。进一步的，螺杆表面设置有与螺纹配合连接的齿。进一步的，机身与壁板对应设置面设置有转动装置，转动装置实现机身的转动。进一步的，机身与壁板之间贴合设置有填充层。进一步的，壁板与填充层接触面设置有转动装置，转动装置与所述机身连接，转动装置实现机身的转动。进一步的，转动装置包括与壁板同平面设置的转窗，转窗边缘与壁板边缘贴合设置，测试装置穿设于转窗与机身与所述机翼连接。进一步的，转窗由可透视材料组成。进一步的，测试装置包括天平和天平连接头，天平连接头一端与机翼连接，另一端与天平连接。上述方案的有益效果：本专利技术提供的一种飞行器试验系统，通过设置有连接件能够实现机身与机翼的连接，还能有效隔离风洞侧壁边界层和消除缝隙窜流对静气动弹性试验半模的气动干扰，既能解决传统垫块法只能隔离边界层影响但无法消除机身缝隙窜流的影响，又能大大减弱机翼缝隙窜流的影响，提升试验数据精准度。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本专利技术的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。图1为专利技术提供的飞行器试验系统第一实施例整体结构示意图；图2示出本专利技术提供的飞行器试验系统第二实施例整体结构示意图；图3示出本专利技术提供的连接件的结构示意图；图标：100-模型；200-壁板；300-连接件；400-测试装置；500-转动装置；110-机身；120-机翼；210-填充层；310-齿轮；320-螺杆；410-天平；420-天平连接头；510-转窗。具体实施方式为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器试验系统，用于测试飞行器的气动性能，包括模型，所述模型设置于测试空间内，所述模型包括机身与机翼，所述测试空间包括互相连接的多个壁板，其特征在于，所述机身靠近所述壁板设置，所述机身与机翼之间设置有多个连接件且所述机身与机翼之间呈非接触设置；所述机翼连接有测试装置，所述测试装置与所述机翼保持相同状态用于测试机翼的气动性能，所述测试装置与所述测试空间呈非连通状态。/n

【技术特征摘要】
1.一种飞行器试验系统，用于测试飞行器的气动性能，包括模型，所述模型设置于测试空间内，所述模型包括机身与机翼，所述测试空间包括互相连接的多个壁板，其特征在于，所述机身靠近所述壁板设置，所述机身与机翼之间设置有多个连接件且所述机身与机翼之间呈非接触设置；所述机翼连接有测试装置，所述测试装置与所述机翼保持相同状态用于测试机翼的气动性能，所述测试装置与所述测试空间呈非连通状态。


2.根据权利要求1所述的飞行器试验系统，其特征在于，多个所述连接件包括设置在所述机身内的齿轮，还包括设置于所述机翼内的螺杆，所述螺杆与所述齿轮啮合连接。


3.根据权利要求2所述的飞行器试验系统，其特征在于，所述螺杆穿设所述齿轮内孔与所述齿轮连接。


4.根据权利要求3所述的飞行器试验系统，其特征在于，所述齿轮内孔表面与所述螺杆表面设置有相互配合连接的齿。


5.根据权利要求2所述的飞行器试验系统，其特征在于，所述螺杆与所述齿轮外侧螺纹连接。


6.根据权利要求5所述的飞行器试验系统，其特征在于，所述螺杆表...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭洪涛，路波，余立，张昌荣，吕彬彬，寇西平，闫昱，曾开春，查俊，郭鹏，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：四川;51