CN114705390B - 一种模拟飞机升降过程中低空风切变的试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞行器风洞试验技术领域，具体涉及一种模拟飞机升降过程中低空风切变的试验装置，包括支撑架和吹风机构，所述支撑架的顶部设置吹风机构，所述吹风机构的出风端竖直向下，还包括飞机模型、支杆和移动模组，所述支撑架的侧面连接所述移动模组，所述移动模组通过支杆连接飞机模型。本发明能够模拟飞机在风切变区域内的飞行，并收集飞机在风切变区域内所受的力和力矩，对于开展提高大型飞机降落安全性的研究具有重要意义。

Description

一种模拟飞机升降过程中低空风切变的试验装置

技术领域

本发明属于飞行器风洞试验技术领域，具体涉及一种模拟飞机升降过程中低空风切变的试验装置。

背景技术

风切变是一种广泛存在的大气现象，风矢量（风向、风速）在空中水平和（或）垂直距离上的变化。风切变按风向可以分为水平风的水平切变、水平风的垂直切变、垂直风的切变。

垂直风切变存在会对航空飞行造成破坏。如发生在低空的风切变是飞机起飞和着陆阶段的一个重要危险因素，被人们称为“无形杀手 ”。

目前对付风切变办法主要是：（1）进行风切变的飞行员培训和飞行操作程序设置；（2）在机场安装风切变探测***：（3）机载风切变探测、告警、回避***等。但是风切变具有时间短、尺度小、强度大的特点，从而带来了探测难、预报难、航管难、飞行难等一系列困难，是一个不易解决的航空气象难题。因此，需要开展飞机升降过程中遭遇风切变的试验，但是现有技术中没有能够开展该试验的装置，所以本发明旨在提供一种能开展该试验的装置。

发明内容

风洞试验是依据运动的相对性原理，将飞行器的模型或实物固定在地面人工环境中，人为制造气流流过，以此模拟空中各种复杂的飞行状态，获取试验数据。这是现代飞机、导弹、火箭等研制定型和生产的“绿色通道”。简单的说，风洞就是在地面上人为地创造一个“天空”。现有技术中模拟下击暴流的装置（包括本发明的支撑架和吹风机构），即通过该装置模拟下击暴流，该下击暴流打在试验平台上形成风切变，飞机模型是固定在试验平台上；但使用该装置进行试验具有如下缺陷：因为使用该装置模拟是飞机不动环境动，所以不能一次完成飞机飞过风切变区域的试验。

本发明为了克服现有技术中存在的缺陷，提供了一种模拟飞机升降过程中低空风切变的试验装置，本发明能够模拟飞机在风切变区域内的飞行，并收集飞机在风切变区域内所受的力和力矩，对于开展提高大型飞机降落安全性的研究具有重要意义。

本发明通过下述技术方案实现：

本发明提供了一种模拟飞机升降过程中低空风切变的试验装置，包括支撑架和吹风机构，所述支撑架的顶部设置吹风机构，所述吹风机构的出风端竖直向下，还包括飞机模型、支杆和移动模组，所述支撑架的侧面连接所述移动模组，所述移动模组通过支杆连接飞机模型。

进一步地，所述支杆与移动模组之间连接有受力传感器。

进一步地，所述移动模组包括滚珠丝杆和直线模组，所述滚珠丝杆连接所述直线模组，所述直线模组连接所述支杆，所述支杆连接所述飞机模型。

进一步地，所述直线模组与所述支杆之间连接有受力传感器。

进一步地，所述直线模组的滑台通过连接件与所述受力传感器连接。

进一步地，还包括叶栅，所述叶栅设置在所述吹风机构内。

进一步地，所述吹风机构设置为L型，所述叶栅设置在所述吹风机构的弯折处。

进一步地，所述吹风机构的出风端设置为锥形，所述出风端的直径从上到下依次减小。

进一步地，所述吹风机构包括吹风通道和风扇，所述风扇设置在吹风通道进口端。

采用上述技术方案，本发明包括如下优点：

1、本发明的一种模拟飞机升降过程中低空风切变的试验装置能够模拟飞机在风切变区域内的飞行，并收集飞机在风切变区域内所受的力和力矩，对于开展提高大型飞机降落安全性的研究具有重要意义。

2、本发明的支杆与移动模组之间连接有受力传感器，在试验中不再需要另外设置测量力和力矩的装置，且可实时测量飞机模型整个移动过程中所受的力和力矩。

3、本发明的移动模组包括滚珠丝杆和直线模组通过直线模组和滚珠丝杆配合使用能够实现飞机模型模拟飞机的升降；而且直线模组和滚珠丝杆的控制精度高，能够对飞机模型飞行状态的精确控制。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例技术方案，下面将对本发明实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，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的附图。

图1为本发明实施例中一种模拟飞机升降过程中低空风切变的试验装置的结构示意图一；

图2为本发明实施例中一种模拟飞机升降过程中低空风切变的试验装置的结构示意图二；

图3为本发明实施例中移动模组的结构示意图；

图4为本发明实施例中受力传感器连接关系示意图；

图5为本发明实施例中吹风机构的结构示意图一；

图6为本发明实施例中吹风机构的结构示意图二；

图7为本发明实施例中吹风机构的剖视图；

附图中：10-支撑架；20-吹风机构；A-出风端；B-进风端；21-吹风通道；22-风扇；30-叶栅；40-飞机模型；50-支杆；60-移动模组；61-滚珠丝杆；62-直线模组；70-受力传感器。

具体实施方式

以下的说明提供了许多不同的实施例或是例子，用来实施本发明的不同特征。以下特定例子所描述的元件和排列方式，仅用来精简的表达本发明，其仅作为例子，而并非用以限制本发明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语"上"、"下"、"前"、"后"、"左"、 "右"、"垂直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语"第一"、"第二"仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。 由此，限定有"第一"、"第二"的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本发明的描述中，"多个"的含义是多个或多个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语"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，也可以是电连接或可以相互通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是多个元件内部的连通或多个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之"上"或之"下"可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征"之上"、"上方"和"上面"包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征"之下"、"下方"和"下面"包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

如图1、图2所示，本实施例提供了一种模拟飞机升降过程中低空风切变的试验装置，包括支撑架10和吹风机构20，所述支撑架10的顶部设置吹风机构20，所述吹风机构20的出风端A竖直向下，还包括飞机模型40、支杆50和移动模组60，所述支撑架10的侧面连接所述移动模组60，所述移动模组60通过支杆50连接飞机模型40。

使用时，将发明的试验装置的支撑架10固定设置在地面上，吹风机构20吹出风打在地面上形成风切变，同时控制移动模组60，移动模组60带动飞机模型40在风切变区域内移动，达到模拟飞机飞行的效果，同时测量飞机模型40在移动过程的试验参数，试验参数可包括：飞机模型40的力和力矩等。

进一步地，在一些实施例中，所述支杆50与移动模组60之间连接有受力传感器70。基于该结构在试验中不再需要另外设置测量力和力矩的装置，且可事实测量飞机模型40整个移动过程中所受的力和力矩。

需要说明的是，为现有产品，对于本领域技术人员来说，可直接购买使用；如F/T传感器：gamma。当然不限于所例举的F/T传感器：gamma。

因为F/T传感器：gamma需要受力才能接收到力和力矩，需要保证受力传感器70能受力；所以将受力传感器70设置在支杆50和移动模组60之间，飞机模型40在风切变环境中受力，通过支杆50作用在受力传感器70上。

如图3所示，进一步地，在一些实施例中，所述移动模组60包括滚珠丝杆61和直线模组62，所述滚珠丝杆61连接所述直线模组62，所述直线模组62连接所述支杆50，所述支杆50连接所述飞机模型40。

通过直线模组62和滚珠丝杆61配合使用能够实现飞机模型40模拟飞机的升降；而且直线模组62和滚珠丝杆61的控制精度高，能够对飞机模型40飞行状态的精确控制。

需要说明的是，所述滚珠丝杠和直线模组62都是现有的产品，对于本领域技术人员来说，可以直接购买使用；直线模组62可以为博士力士乐 MKR-110，滚珠丝杠61可以为上银KK130。

进一步地，在一些实施例中，所述直线模组62与所述支杆50之间连接有受力传感器70。通过设置连接件，利于直线模组62与支杆50连接。需要说明的是，受力传感器70与直线模组62之间可直接连接或间接连接，所述直线模组62可通过连接件与所述受力传感器70连接。

如图4所示，进一步地，在一些实施例中，所述直线模组62的滑台通过连接件与所述受力传感器70连接。

需要说明的是，移动模组60并不限于本实施例中所列举的直线模组62和滚珠丝杆61，其他能实现本发明目的的结构仍应包括在本发明内；如将直线模组62和滚珠丝杆61的连接位置交换一下，或者将直线模组62换成滚珠丝杆61，或者将滚珠丝杆61换成直线模组62等。

进一步地，在一些实施例中，还包括叶栅30，所述叶栅30设置在所述吹风机构20内。设置叶栅30能够改变通过吹风机构20吹出的风的湍流强度。湍流强度的控制则是通过改变格栅的数量排布、截面形状、运动状态实现的；其控制方法主要为：静态调控和动态调控。其中静态调控为；每次试验完成后，通过更换叶栅30或手动调节叶栅30的位置、数量等实现对湍流强度的调控；动态调控为：在试验过程中，通过电机驱动叶栅30的旋转或摆动，或更改叶栅30之间的位置关系，完成对湍流强度的实时控制。

如图5、图6、图7所示，进一步地，在一些实施例中，所述吹风机构20设置为L型，所述叶栅30设置在所述吹风机构20的弯折处。所述吹风机构20设置为L型可以理解为使吹风机构20的进风端B与出风端A形成L型（即进风端BA与出风端AB异线且相交）。如果吹风机构20具有太多弯折或者拐弯，就需要拐角导流片等装置改善流场，则会增加装置的复杂程度、且还会增加成本；如出风装置的进风口和出风口设置太远（出风装置太长），会造成风能量损失（即附面层损失）；而将吹风机构20设置为L型，虽然具有弯折，但是叶栅30设置在所述吹风机构20的弯折处刚好解决了需要导流片改善流场的问题；同时吹风机构20设置为L型还能起到节约空间的作用。

相较于现有技术中的T型出风机构，L型出风机构能够降低风能量损失，具有降低成本的优点。

进一步地，在一些实施例中，所述吹风机构20的出风端A设置为锥形，所述出风端A的直径从上到下依次减小。吹风机构20地出口端为锥形可以将从吹风机构20吹出的风汇聚起来，在同样风流量、风流速的情况下，具有提高风流量的效果，还不会增加成本。

需要说明的是，出风端A为锥形，当然该锥形并不限制于图示的圆锥形式，三角锥形、四角锥形等都应该在本发明的保护范围内。

进一步地，在一些实施例中，所述吹风机构20包括吹风通道21和风扇22，所述风扇22设置在吹风通道21进口端。通过风扇22能控制吹风通道21的进风量。

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

Claims (6)

1.一种模拟飞机升降过程中低空风切变的试验装置，包括支撑架（10）和吹风机构（20），所述支撑架（10）的顶部设置吹风机构（20），所述吹风机构（20）的出风端（A）竖直向下，其特征在于：还包括飞机模型（40）、支杆（50）和移动模组（60），所述支撑架（10）的侧面连接所述移动模组（60），所述移动模组（60）通过支杆（50）连接飞机模型（40）；

所述移动模组（60）包括滚珠丝杆（61）和直线模组（62），所述滚珠丝杆（61）连接所述直线模组（62），所述直线模组（62）连接所述支杆（50），所述支杆（50）连接所述飞机模型（40）；

所述直线模组（62）与所述支杆（50）之间连接有受力传感器（70）；

吹风机构（20）吹出风打在地面上形成风切变，移动模组（60）带动飞机模型（40）在风切变区域内模拟飞机的升降，同时通过受力传感器（70）测量飞机模型（40）在模拟飞机的升降过程的试验参数。

2.如权利要求1所述的一种模拟飞机升降过程中低空风切变的试验装置，其特征在于：所述直线模组（62）的滑台通过连接件与所述受力传感器（70）连接。

3.如权利要求1所述的一种模拟飞机升降过程中低空风切变的试验装置，其特征在于：还包括叶栅（30），所述叶栅（30）设置在所述吹风机构（20）内。

4.如权利要求3所述的一种模拟飞机升降过程中低空风切变的试验装置，其特征在于：所述吹风机构（20）设置为L型，所述叶栅（30）设置在所述吹风机构（20）的弯折处。

5.如权利要求1所述的一种模拟飞机升降过程中低空风切变的试验装置，其特征在于：所述吹风机构（20）的出风端（A）设置为锥形，所述出风端（A）的直径从上到下依次减小。

6.如权利要求1所述的一种模拟飞机升降过程中低空风切变的试验装置，其特征在于：所述吹风机构（20）包括吹风通道（21）和风扇（22），所述风扇（22）设置在吹风通道（21）进口端。

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