一种风洞试验装置的制作方法

本实用新型属于高速风洞试验领域，尤其涉及一种风洞试验装置。

背景技术：

启动和关车冲击载荷是超声速风洞面临的共性问题，模型和天平在风洞启动和关车瞬间受到的载荷远大于气流稳定后的气动载荷。超声速风洞启动和关车时，尤其是在高马赫数启动和关车时，风洞内部上下游压比很高，通过试验段的正激波强度大、不对称，模型和天平受强非对称气流作用会发生剧烈抖动，容易造成模型、天平的损坏，严重威胁试验安全。

随着航空航天技术的发展，近年来大翼展飞行器数量增加，这类飞行器模型在进行风洞试验时受到的冲击载荷更大，更容易导致模型、天平损坏。

为了减小冲击载荷，风洞试验技术人员采取了多种措施：一种是增加辅助装置，在启动和关车过程中对模型进行刚强度加强；二是在风洞启动和关车前模型收回到试验段壁板内部，待超声速流场建立或风洞关停后再将模型通过投放机构投出；三是增强天平结构的强度和刚度，大幅度提高设计安全裕度；四是探索新的风洞结构和启动方式，如通过减小激波通过时的总压来降低冲击载荷等。

但这些措施均存在一定的缺点或实现难度：增加强度和刚度提高了机械设计难度；投放方式要求试验段壁板开槽，不仅需要对风洞洞体关键部段进行改造，而且无法应用于大翼展模型；增大天平设计裕度会降低天平测力数据质量；降低激波通过时的总压对控制系统要求高，对于没有独立进气引射的风洞无法实现。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于，为克服现有技术问题，公开了一种风洞试验装置，通过该试验装置实现了在风洞试验段完成流场建立后将模型带入或带出风场的功能，从而消除超声速风洞启动和关闭带来的冲击载荷，保证大翼展飞行器模型试验安全。

本实用新型目的通过下述技术方案来实现：

一种风洞试验装置，所述风洞试验装置至少包括模型、风洞试验段和模型位置调节部，所述风洞试验段位于所述模型位置调节部正上方，所述模型位置调节部与所述模型相连，并能将所述模型送入或带出风洞试验段；所述风洞试验段为方形管道状结构，且风洞试验段的底部设有试验段舱门；所述模型位置调节部至少包括滚转机构、弯刀支臂和y向滑架，所述滚转机构固接于所述弯刀支臂之上，所述弯刀支臂与所述y向滑架活动连接，所述y向滑架的底端还设有升降机构，所述模型内设有天平机构，所述模型的末端经轴杆与所述滚转机构内的转动轴相接，且所述模型与所述滚转机构同轴设置。

根据一个优选的实施方式，所述弯刀支臂与所述y向滑架的底板采用铰接的方式相连，能实现所述弯刀支臂在垂直于所述风洞试验段的底板的平面内转动。

根据一个优选的实施方式，所述y向滑架的底端设置的升降机构包括导向机构和驱动机构，所述导向机构包括导轨和底座，所述导轨竖直设置并固设于所述底座之上，所述y向滑架经侧壁上设置的滑块结构与所述导轨相接；所述驱动机构包括丝杠和电机，所述电机经齿轮结构与所述丝杠相接并驱动所述丝杠的旋转，且所述丝杠与所述y向滑架经螺纹配合相接。

根据一个优选的实施方式，所述导向结构包括4根导轨，所述y向滑架两侧侧壁各连接有2根导轨。

根据一个优选的实施方式，所述y向滑架的侧壁内的竖直方向上设有通孔结构，所述通孔内设有与所述丝杠匹配的螺纹结构。

根据一个优选的实施方式，所述天平机构为测量模型受力情况的传感器。

基于所述风洞试验装置的试验方法包括：s1：启动风洞，调节风洞内压力，并于风洞试验段内建立流场；s2：开启风洞试验段底部的试验段舱门，模型位置调节部经试验段舱门处将模型上升至风洞试验段内的预设位置；s3：关闭试验段舱门，仅留与模型位置调节部中的弯刀支臂的厚度相适应的一道缝隙结构；s4：模型内天平开始工作，完成风洞试验相关数据采集；s5：在天平完成试验数据采集后，打开试验段舱门，模型位置调节部带动模型经试验段舱门下降离开风洞试验段。

在所述步骤s2中，模型的上升过程中，所述模型采用其翼面平行于风洞试验段的左右侧壁的姿态进入所述风洞试验段之内；并在所述模型进入所述风洞试验段之后，由模型位置调节部中的滚转机构带动所述模型旋转至其翼面为水平设置时进行风洞试验。

在所述步骤s5中，模型的下降过程中，所述模型于风洞试验段之内旋转至其翼面平行于风洞试验段的左右侧壁的姿态下降离开所述风洞试验段。

前述本实用新型主方案及其各进一步选择方案可以自由组合以形成多个方案，均为本实用新型可采用并要求保护的方案；且本实用新型，(各非冲突选择)选择之间以及和其他选择之间也可以自由组合。本领域技术人员在了解本实用新型方案后根据现有技术和公知常识可明了有多种组合，均为本实用新型所要保护的技术方案，在此不做穷举。

本实用新型的有益效果：通过本装置的结构设计，实现了在风洞试验段完成流场建立后将模型带入或带出风场的功能，从而消除了超声速风洞启动和关闭带来的冲击载荷，保证大翼展飞行器模型试验安全。

附图说明

图1是本实用新型的风洞实验装置的结构示意图；

图2是本实用新型的风洞实验装置的实施过程的结构示意图；

图3是基于本实用新型装置的试验方法的流程示意图；

其中，1-模型，2-风洞试验段，3-滚转机构，4-弯刀支臂，5-y向滑架，6-导轨，7-丝杠，8-电机，9-试验段舱门。

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本实用新型的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本实用新型的其他优点与功效。本实用新型还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本实用新型的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。

需要说明的是，为使本实用新型实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。

因此，以下对本实用新型的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本实用新型的范围，而是仅仅表示本实用新型的选定实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后不需要对其进行进一步定义和解释。

在本实用新型的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为该实用新型产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本实用新型的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。

另外，本实用新型要指出的是，本实用新型中，如未特别写出具体涉及的结构、连接关系、位置关系、动力来源关系等，则本实用新型涉及的结构、连接关系、位置关系、动力来源关系等均为本领域技术人员在现有技术的基础上，可以不经过创造性劳动可以得知的。

实施例1：

参考图1和图2所示，图中公开了一种风洞试验装置。所述风洞试验装置至少包括模型1、风洞试验段2和模型位置调节部。其中，所述风洞试验段2位于所述模型1位置调节部正上方，所述模型1位置调节部与所述模型1相连，并能将所述模型1送入或带出风洞试验段2。

优选地，所述模型1内设有天平机构。所述模型1是风洞试验的对象，是真实飞行器按一定比例缩小后的模型。其中，所述天平机构为测量模型1受力情况的传感器。

优选地，所述风洞试验段2为方形管道状结构，且风洞试验段2的底部设有试验段舱门9。风洞试验段2是高速气流流经的管道，模型1在试验段内模拟在空中飞行过程。

优选地，所述模型位置调节部至少包括滚转机构3、弯刀支臂4和y向滑架5。其中，滚转机构3提供安装模型1和天平的接口，在风洞控制系统控制下，滚转机构3可控制模型和天平在0～180度内滚转，改变模型1的滚转姿态。弯刀支臂4用于固定滚转机构3，并可围绕弯刀圆弧中心旋转，从而改变模型1的俯仰姿态。y向滑架5在电机的驱动下，可沿导轨在竖直方向(y向)运动，从而带动模型1和天平运动，实现进出风洞试验段2的控制。

优选地，所述滚转机构固接于所述弯刀支臂4之上，所述弯刀支臂4与所述y向滑架5活动连接，所述y向滑架5的底端还设有升降机构。通过升降机构实现y向滑架5的上升下降控制，从而实现带动与所述y向滑架5相连的模型1的上升下降控制。

进一步地，所述模型1的末端经轴杆与所述滚转机构3内的转动轴相接，且所述模型1与所述滚转机构同轴设置。

进一步地，所述弯刀支臂4与所述y向滑架5的底板采用铰接的方式相连，能实现所述弯刀支臂4在垂直于所述风洞试验段2的底板的平面内转动。

优选地，所述y向滑架5的底端设置的升降机构包括导向机构和驱动机构。

其中，所述导向机构包括导轨6和底座，所述导轨6竖直设置并固设于所述底座之上，所述y向滑架5经侧壁上设置的滑块结构与所述导轨6相接。

进一步地，所述导向结构包括4根导轨6，所述y向滑架5两侧侧壁各连接有2根导轨6。

优选地，所述驱动机构包括丝杠7和电机8，所述电机8经齿轮结构与所述丝杠7相接并驱动所述丝杠7的旋转，且所述丝杠7与所述y向滑架5经螺纹配合相接。

所述y向滑架5的侧壁内的竖直方向上设有通孔结构，所述通孔内设有与所述丝杠7匹配的螺纹结构。

通过本装置的结构设计，实现了在风洞试验段完成流场建立后将模型带入或带出风场的功能，从而消除了超声速风洞启动和关闭带来的冲击载荷，保证大翼展飞行器模型试验安全。

优选地，本实用新型还公开了基于所述风洞试验装置的试验方法，如图3所示。

所述试验方法至少包括如下步骤：

步骤s1：启动风洞，调节风洞内压力，并于风洞试验段2内建立流场。

步骤s2：开启风洞试验段2底部的试验段舱门9，模型1位置调节部经试验段舱门9处将模型1上升至风洞试验段2内的预设位置。

优选地，在所述步骤s2中，模型1的上升过程中，所述模型1采用其翼面平行于风洞试验段2的左右侧壁的姿态进入所述风洞试验段2之内。并在所述模型1进入所述风洞试验段2之后，由模型位置调节部中的滚转机构3带动所述模型1旋转至其翼面为水平设置时进行风洞试验。

步骤s3：关闭试验段舱门9，仅留与模型1位置调节部中的弯刀支臂4的厚度相适应的一道缝隙结构。

步骤s4：模型1内天平开始工作，完成风洞试验相关数据采集。

s5：在天平完成试验数据采集后，打开试验段舱门9，模型1位置调节部带动模型1经试验段舱门9下降离开风洞试验段2。

优选地，在所述步骤s5中，模型1的下降过程中，所述模型1于风洞试验段2之内旋转至其翼面平行于风洞试验段2的左右侧壁的姿态下降离开所述风洞试验段2。

现有技术的试验过程中，由于试验段舱门9的尺寸有限，风洞试验段下平面宽度600mm，最大舱门宽度约240mm，可投放模型宽度小于220mm，翼展超过220mm的模型无法实现投放。只能采用其他方法抑制启动冲击载荷，目前其他方法只能减小冲击载荷，而且减小幅度有限。

而本实用新型的试验方法，在超声速风洞启动前，将模型1置于风洞试验段2下方，开始试验后启动风洞，待流场稳定后，滚转机构3旋转模型和天平90°，使飞行器模型的翼面平行于左右侧壁，能够通过试验段舱门9，将模型上升到试验段，旋转模型和天平-90°，使飞行器模型的翼面处于水平状态，然后进行风洞试验，消除流场建立时带来的冲击载荷。试验结束后，再次旋转模型和天平90°，将其下降到风洞试验段外后关闭风洞，消除流场消失时带来的冲击载荷。新试验方法可以实现翼展小于360mm的模型投放。

从而通过本试验方法，可以消除超声速风洞启动和关闭带来的冲击载荷，保证大翼展飞行器模型试验安全，为该类飞行器设计和控制提供试验数据。

前述本实用新型基本例及其各进一步选择例可以自由组合以形成多个实施例，均为本实用新型可采用并要求保护的实施例。本实用新型方案中，各选择例，与其他任何基本例和选择例都可以进行任意组合。本领域技术人员可知有众多组合。

以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。