柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型及制造方法技术

本发明专利技术公开了一种柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型及制造方法，包括：机身主体，机身主体的前端设有头罩，头罩通过3D打印制得；机翼，机翼可拆卸的安装于机身主体上；尾翼角度调节块，尾翼角度调节块可拆卸的安装于机身主体的尾端，尾翼角度调节块上设有尾翼插槽，尾翼插槽中设有固定结构，尾翼角度调节块为多个且每个尾翼角度调节块上的尾翼插槽与尾翼角度调节块的底面之间形成的夹角不同；尾翼，尾翼通过固定结构可拆卸的安装于尾翼插槽中。本发明专利技术能够在保证模型气动相似与缩比相似的基础上，降低模型加工成本，缩短加工周期，并实现机翼与尾翼的便捷拆装、模块化迭代。模块化迭代。模块化迭代。

【技术实现步骤摘要】
柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型及制造方法


[0001]本专利技术属于气动弹性风洞试验领域，更具体地，涉及一种柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型及制造方法。

技术介绍

[0002]风洞静气动弹性试验是通过测量飞行器不同飞行速度下机翼载荷与气动弹性变形，以得到飞行器配平数据的重要手段。随着大展弦比、长航时飞行器的研发，机翼刚度越来越小，静气动弹性效应愈专利技术显。因此，现代飞行器设计对静气动弹性特性要求越来越严苛。
[0003]在现有技术中，用于飞行器风洞静气动弹性试验的模型多为机械加工传统构型，多针对机翼刚度大变形小的常规飞行器。然而高空长航时飞行器多具有复杂气动外形，要求采用大展弦比柔性机翼，且对附加质量与附加刚度敏感，所以，采用机械加工等传统手段难以解决气动弹性模型轻质化要求，且会导致成本激增、加工周期过长及复杂曲面难以制造等问题。
[0004]因此期待研发一种柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型及制造方法，能够在保证模型气动相似与缩比相似的基础上，降低模型加工成本，缩短加工周期，并实现机翼与尾翼的便捷拆装、模块化迭代。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的是提供一种柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型及制造方法，使实验模型便于在风洞中直接拆装，有利于进行迭代试验，降低模型加工成本，缩短加工周期。
[0006]为了实现上述目的，本专利技术提供一种柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型，包括：
[0007]机身主体，所述机身主体的前端设有头罩，所述头罩通过3D打印制得；
>[0008]机翼，所述机翼可拆卸的安装于所述机身主体上；
[0009]尾翼角度调节块，所述尾翼角度调节块可拆卸的安装于所述机身主体的尾端，所述尾翼角度调节块上设有尾翼插槽，所述尾翼插槽中设有固定结构，所述尾翼角度调节块为多个且每个所述尾翼角度调节块上的尾翼插槽与所述尾翼角度调节块的底面之间形成的夹角不同；
[0010]尾翼，所述尾翼通过所述固定结构可拆卸的安装于所述尾翼插槽中。
[0011]可选地，所述机翼包括机翼主梁、多个翼肋及蒙皮，所述机翼主梁的中部设有第一螺纹孔，在所述机翼主梁上，沿所述机翼主梁的长度方向，在所述第一螺纹孔的两侧对称设置有多个所述翼肋，所述蒙皮将所述机翼主梁及所述多个翼肋包裹在内；
[0012]所述机身主体的底部设有机翼安装卡槽，所述机翼安装卡槽的底部设有第二螺纹孔，所述机翼安装于所述安装卡槽中，并通过螺栓与所述第一螺纹孔和所述第二螺纹孔的配合与所述机身主体固定连接。
[0013]可选地，所述翼肋呈工字型，包括第一横向部、竖向部及第二横向部，所述翼肋的
材质为尼龙，所述翼肋通过3D打印制得，所述翼肋的竖向部铆接于所述机翼主梁上并通过胶水固定，所述第一横向部和所述第二横向部的延伸方向与所述机翼主梁平行。
[0014]可选地，所述尾翼的中部设有固定槽，所述尾翼角度调节块的前端设有铆接孔，所述尾翼角度调节块通过所述铆接孔与所述机身主体连接，所述尾翼插槽贯穿所述尾翼角度调节块，所述固定结构包括销孔和定位销，所述销孔由所述尾翼角度调节块的顶面贯穿至所述尾翼插槽中，所述定位销的一端通过所述销孔插入所述尾翼的固定槽中。
[0015]可选地，所述机身主体中设有配重件，所述配重件包括铅粒，所述铅粒粘接于所述机身主体的内壁上。
[0016]可选地，还包括支撑杆，所述机身主体的底部设有接头，所述接头上设有连接孔，所述连接孔的轴线与所述机翼的长度方向平行，所述支撑杆顶部铰接于所述连接孔中。
[0017]可选地，所述头罩的材质为光敏树脂，所述头罩的一端嵌设于所述机身主体的前端，并与所述机身主体通过粘接连接。
[0018]可选地，所述机身主体及所述尾翼均为铝合金材质。
[0019]本专利技术还提供一种上述的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型的制造方法，所述方法包括如下步骤：
[0020]通过机加工制得所述机身主体；
[0021]通过3D打印制得所述头罩；
[0022]制作所述机翼；
[0023]制作所述尾翼及多个不同角度的所述尾翼角度调节块；
[0024]采用激光三维扫描技术对所述头罩及所述机翼进行检测，以保证加工精度满足试验需求；
[0025]将所述机身主体、所述头罩、所述机翼、所述尾翼角度调节块及所述尾翼组装成实验模型。
[0026]可选地，所述机翼包括机翼主梁、翼肋及蒙皮，制作所述机翼包括以下步骤：
[0027]将金属梁条通过机加工制成所述机翼主梁；
[0028]通过3D打印技术制得所述翼肋；
[0029]将所述翼肋固定于所述机翼主梁上；
[0030]在所述翼肋及所述机翼主梁上覆盖所述蒙皮。
[0031]本专利技术的有益效果在于：
[0032]1、本专利技术的头罩采用3D打印制造，在保证较高的气动相似的基础上缩短了加工周期，降低了加工成本，使得试验模型的附加质量和附加刚度大大降低，并具有更高的精度；机翼、尾翼角度调节块及尾翼与机身主体可拆卸连接，方便在风洞中直接拆装，通过制造多个不同角度的尾翼角度调节块，可快速进行更换，实现对同种模型的不同角度的尾翼的迭代试验。本专利技术的实验模型能够用于大柔性飞行器气动弹性的试验研究，并对其配平特性进行试验，其设计原理清晰，结构简单，各部件之间接口简单，方便替换，具有较强的通用性。
[0033]2、本方法能够在保证试验模型气动相似与缩比相似的基础上，大大降低加工成本，缩短加工周期，同时通过模块化加工，实现不同机翼与不同角度尾翼的快速拆装、模块化迭代。
[0034]本专利技术的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
[0035]通过结合附图对本专利技术示例性实施方式进行更详细的描述，本专利技术的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本专利技术示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
[0036]图1示出了根据本专利技术的一个实施例的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型的示意性结构图。
[0037]图2示出了根据本专利技术的一个实施例的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型的底部结构示意图。
[0038]图3示出了根据本专利技术的一个实施例的机翼的示意性结构图。
[0039]图4示出了根据本专利技术的一个实施例的尾翼角度调节块的示意性结构图。
[0040]附图标记说明
[0041]1、机身主体；2、头罩；3、机翼；4、机翼主梁；5、翼肋；6、尾翼角度调节块；7、尾翼插槽；8、销孔；9、定位销；10、尾翼；11、机翼安装卡槽；12、连接孔；13、螺栓；14、铆接孔。
具体实施方式
[0042]下面将更详细地描述本专利技术的优选实施方式。虽然以下描述了本专利技术的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本专利技术而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本专利技术更加透彻和完整，并且能够将本专利技术的范围完整地传达给本领域的技术人员。<本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型，其特征在于，包括：机身主体，所述机身主体的前端设有头罩，所述头罩通过3D打印制得；机翼，所述机翼可拆卸的安装于所述机身主体上；尾翼角度调节块，所述尾翼角度调节块可拆卸的安装于所述机身主体的尾端，所述尾翼角度调节块上设有尾翼插槽，所述尾翼插槽中设有固定结构，所述尾翼角度调节块为多个且每个所述尾翼角度调节块上的尾翼插槽与所述尾翼角度调节块的底面之间形成的夹角不同；尾翼，所述尾翼通过所述固定结构可拆卸的安装于所述尾翼插槽中。2.根据权利要求1所述的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型，其特征在于，所述机翼包括机翼主梁、多个翼肋及蒙皮，所述机翼主梁的中部设有第一螺纹孔，在所述机翼主梁上，沿所述机翼主梁的长度方向，在所述第一螺纹孔的两侧对称设置有多个所述翼肋，所述蒙皮将所述机翼主梁及所述多个翼肋包裹在内；所述机身主体的底部设有机翼安装卡槽，所述机翼安装卡槽的底部设有第二螺纹孔，所述机翼安装于所述安装卡槽中，并通过螺栓与所述第一螺纹孔和所述第二螺纹孔的配合与所述机身主体固定连接。3.根据权利要求2所述的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型，其特征在于，所述翼肋呈工字型，包括第一横向部、竖向部及第二横向部，所述翼肋的材质为尼龙，所述翼肋通过3D打印制得，所述翼肋的竖向部铆接于所述机翼主梁上并通过胶水固定，所述第一横向部和所述第二横向部的延伸方向与所述机翼主梁平行。4.根据权利要求1所述的柔性飞行器风洞静气动弹性试验模型，其特征在于，所述尾翼的中部设有固定槽，所述尾翼角度调节块的前端设有铆接孔，所述尾翼角度调节块通过所述铆接孔与所述机身主体连接，所述尾翼插槽贯穿所述尾翼角度调节块，所述固定结构包括销孔...

【专利技术属性】
技术研发人员：王昕江，付志超，肖维忠，吕计男，侯英昱，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：