本發(fā)明涉及一種用于風(fēng)洞試驗的輕量化模型結(jié)構(gòu)，屬于風(fēng)洞試驗領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

風(fēng)洞模型試驗是航空航天飛行器研制過程中了解飛行器性能、降低飛行器研制風(fēng)險和成本的重要手段之一。風(fēng)洞模型的設(shè)計制造直接影響模型的質(zhì)量、加工周期和成本，影響風(fēng)洞試驗的數(shù)據(jù)質(zhì)量、效率、周期和成本。眾所周知，風(fēng)洞試驗首先要設(shè)計加工試驗?zāi)Ｐ?，傳統(tǒng)的跨超聲速風(fēng)洞模型通常采用全金屬材料，通過車、銑、刨、磨、鉆或電加工等工藝制造，低速風(fēng)洞模型一般采用非金屬(如木材、樹脂或復(fù)合材料等)或金屬與非金屬結(jié)合制造。風(fēng)洞試驗中，風(fēng)洞模型通常被視為剛性模型，模型的振動或變形的影響一般被忽略。

然而，在風(fēng)洞模型試驗過程中，由于氣流的脈動、風(fēng)洞動力系統(tǒng)的振動、噪聲、模型結(jié)構(gòu)及其產(chǎn)生的氣動力等因素的共同作用，可以很容易觀察到模型在風(fēng)洞吹風(fēng)試驗中存在的振動現(xiàn)象。模型振動影響風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)質(zhì)量，嚴(yán)重時將使試驗無法進(jìn)行。隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，大型復(fù)雜外形及工況的飛行器越來越多，對風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)的精準(zhǔn)度也要求越來越高。

在滿足模型試驗所需剛強(qiáng)度要求的情況下，盡可能減小試驗?zāi)Ｐ偷馁|(zhì)量，并降低實(shí)驗過程中的振動，是本領(lǐng)域亟待解決的技術(shù)問題。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種用于風(fēng)洞試驗的輕量化模型結(jié)構(gòu)，解決大型復(fù)雜型面的風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ瓦^重以及加工周期過長問題，并減小試驗過程模型的振動。

本發(fā)明目的通過如下技術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn)：

提供一種用于風(fēng)洞試驗的輕量化模型結(jié)構(gòu)，包括模型殼體(1)框架承力結(jié)構(gòu)(2-7)、天平支撐系統(tǒng)(8-9)；

模型殼體(1)按設(shè)定比例模擬飛行器的外形；

框架承力結(jié)構(gòu)(2-7)與模型殼體內(nèi)表面形狀匹配，包括上框架、左框架、右框架、下框架和天平連接錐(7)，四個框架順次連接，每個框架包括縱筋(2-1)、橫筋(2-2)、斜筋(2-3)；所述縱筋(2-1)為兩根，沿模型殼體(1)內(nèi)表面由頭部前端延伸至尾端；兩根縱筋(2-1)之間沿縱筋方向垂直設(shè)置多組橫筋(2-2)；每兩個橫筋(2-2)之間設(shè)置斜筋(2-3)；天平連接錐(7)設(shè)置縱筋(2-1)內(nèi)部，右端面用于連接測力天平(8)，保證輕量化模型結(jié)構(gòu)的質(zhì)心與天平(8)力矩參考點(diǎn)的位置相同。

天平支撐系統(tǒng)固定在框架承力結(jié)構(gòu)(2-7)內(nèi)部，包括測力天平(8)和尾支桿(9)，所述測力天平(8)的前端固定在天平連接錐(7)上，所述測力天平(8)后端與尾支桿(9)固定相連，所述測力天平(8)測量所述模型殼體(1)所受的氣動力或力矩，并將氣動力或力矩傳遞給所述尾支桿(9)。

優(yōu)選的，模型殼體(1)的材質(zhì)為玻璃鋼、硬鋁或復(fù)合材料。

優(yōu)選的，上框架、左框架、右框架和下框架，采用膠結(jié)或機(jī)械連接方式固定連接。

優(yōu)選的，所述測力天平(8)為五分量或六分量測力天平。

優(yōu)選的，框架承力結(jié)構(gòu)(2-7)采用硬鋁材質(zhì)。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下優(yōu)點(diǎn)：

(1)本發(fā)明對大型復(fù)雜型面的試驗?zāi)Ｐ屯庑尾捎糜刹Ａт摬牧霞庸こ尚偷脑囼災(zāi)Ｐ屯庑魏陀捎蹭X合金加工組裝的框架承力結(jié)構(gòu)，減輕試驗?zāi)Ｐ偷闹亓?，減少試驗過程中的振動，降低加工周期和加工成本，進(jìn)而高效和更精確地得到模型亞跨超聲速風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)。

(2)本發(fā)明采用硬鋁合金材質(zhì)的“口”字形框架承力結(jié)構(gòu)，優(yōu)化了模型氣動受力傳遞路徑，減輕了承力結(jié)構(gòu)的重量，保證了承力剛強(qiáng)度要求。

(3)本發(fā)明通過對試驗?zāi)Ｐ秃统辛Y(jié)構(gòu)保證剛強(qiáng)度情況下減重，減少了試驗過程中的振動，實(shí)現(xiàn)了在亞跨超聲速風(fēng)洞中高效而精確地得到模型風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)。

附圖說明

圖1(a)為本發(fā)明風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ涂傃b剖視后視圖；圖1(b)為本發(fā)明風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ涂傃b剖視示意圖；

圖2為本發(fā)明風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ途植咳S示意圖；

圖3為本發(fā)明框架承力結(jié)構(gòu)的裝配示意圖；

圖4為本發(fā)明框架承力結(jié)構(gòu)的爆炸示意圖。

具體實(shí)施方式

為了抑制模型的振動，可采取以下兩方面的抑振措施：

1)在滿足模型試驗所需剛強(qiáng)度要求的情況下，盡可能減小試驗?zāi)Ｐ偷馁|(zhì)量；

2)優(yōu)化傳力路徑，提高支撐機(jī)構(gòu)的剛強(qiáng)度，使得模型試驗過程中盡量穩(wěn)定。

下面根據(jù)附圖1、附圖2和附圖3對本發(fā)明的具體實(shí)施方案進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)描述。一種用于風(fēng)洞試驗的模型結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計，包括模型殼體1框架承力結(jié)構(gòu)2-7、天平支撐系統(tǒng)8-9；模型殼體1按設(shè)定比例模擬飛行器的外形；

框架承力結(jié)構(gòu)2-7與模型殼體內(nèi)表面形狀匹配，包括上框架、左框架、右框架、下框架和天平連接錐7，四個框架順次連接，每個框架包括縱筋2-1、橫筋2-2、斜筋2-3；所述縱筋2-1為兩根，沿模型殼體1內(nèi)表面由頭部前端延伸至尾端；兩根縱筋2-1之間沿縱筋方向垂直設(shè)置多組橫筋2-2；每兩個橫筋2-2之間設(shè)置斜筋2-3；天平連接錐7設(shè)置縱筋2-1內(nèi)部，右端面用于連接測力天平8，保證輕量化模型結(jié)構(gòu)的質(zhì)心與天平8力矩參考點(diǎn)的位置相同?？v筋貼近并固定于模型殼體內(nèi)表面，將模型殼體所受的氣動力或力矩通過縱筋并經(jīng)由橫筋和斜筋傳遞到天平連接錐，最終傳遞給天平測力。并采用框架式的結(jié)構(gòu)形式，將飛行器試驗?zāi)Ｐ屯庑?所受氣動力傳遞給天平支撐系統(tǒng)，進(jìn)而完成試驗?zāi)Ｐ痛碉L(fēng)試驗數(shù)據(jù)的精確測量。

飛行器試驗?zāi)Ｐ屯庑?，如附圖1和附圖2所示，三維主體尺寸大約為2.5m×0.5m×0.3m，主要由包括玻璃鋼等剛強(qiáng)度高、質(zhì)量輕的材料加工成型，重量小于30kg，壓心與天平8力矩參考點(diǎn)的位置相同，質(zhì)心與天平8力矩參考點(diǎn)的位置相同，或靠近天平連接錐7大端，滿足對模型復(fù)雜型面成型和風(fēng)洞試驗國軍標(biāo)的要求，并與框架承力結(jié)構(gòu)采用膠結(jié)或機(jī)械連接等方式固定連接。

框架承力結(jié)構(gòu)，主要由包括硬鋁合金LY12等比強(qiáng)度、比剛度高的材料加工成型，各框架部件能傳遞拉、彎、扭等力和力矩，并組裝固定呈“口”字形結(jié)構(gòu)，天平連接錐7內(nèi)置于“口”字形結(jié)構(gòu)內(nèi)，并與各框架部件固定連接，滿足風(fēng)洞試驗中試驗?zāi)Ｐ屯庑?所受氣動力傳遞的剛強(qiáng)度要求，見附圖3和附圖4。

天平支撐系統(tǒng)，包括天平8和尾支桿9，天平8包括五分量和六分量測力天平，前后分別與天平連接錐7和尾支桿9固定連接，均位于框架承力結(jié)構(gòu)的“口”字型內(nèi)腔中，尾桿9用于將整個輕量化模型結(jié)構(gòu)固定在風(fēng)洞內(nèi)，見附圖1。

模型殼體橫截面左右兩側(cè)的縱筋關(guān)于模型殼體橫截面中軸線對稱分布，且四個縱筋緊貼模型殼體的內(nèi)表面，當(dāng)組成的長方形面積最大，即可使整個模型的重量最輕。

以上所述，僅為本發(fā)明最佳的具體實(shí)施方式，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。

本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。