一种大尺寸动导数试验模型结构的制作方法

1.本发明属于飞行器设计技术领域，尤其涉及飞行器设计的气动布局设计，具体为一种大尺寸动导数试验模型结构。


背景技术：

2.动导数又称稳定性导数，用来描述飞行器进行机动飞行和受到扰动时的气动特性。是飞行器气动性能设计、控制系统和总体设计中必不可少的气动参数。在飞行器设计的不同阶段，随着气动外形的调整，设计者必须了解其动态气动特性并逐步改进，以提高最终外形的飞行性能和飞行品质指标。必须关心气动稳定性数据的解读，并评估其对系统集成设计精度的影响。
3.目前风洞动导数试验常用的方法是自由振动法和强迫振动法，用于测量作用在模型上的力和测量模型的运动参数。由于是在振动的情况下进行试验，对动导数试验模型的特殊要求就是，其质量和转动惯量应尽可能小，以减小惯性力和惯性力矩，提高天平模型系统的固有频率，有利于提高测量精度。因此，通常用轻质、低密度材料加工模型。另外要尽量保证模型的质心与试验机构的转动中心重合，以避免复杂振动模态的产生造成额外的误差。
4.对于大尺寸的动导数试验模型，即飞机模型机翼展长达3m量级及以上尺寸的动导数试验模型，在满足其强度与刚度的前提下，要进行合理设计，减轻质量和转动惯量。同时为保证试验机构的转动中心、模型实际质心以及天平校准中心尽量重合，设计时还需要兼顾模型整体的重量分配。完善的大尺寸动导数试验模型设计方案，是目前风洞试验亟需的设计指导思路。


技术实现要素：

5.本发明研发目的是提出在大量级的情况下，使模型具有尽量小的质量和转动惯量。并且保证飞机模型的参考中心与模型实际质心重合的一种大尺寸动导数试验模型结构，在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。
6.本发明的技术方案：一种大尺寸动导数试验模型结构，包括机身、机翼和滑轨，机身包括前机身、中机身和后机身，机身长度、机翼的最大展长均不超过风洞试验段宽度的40%；所述前机身、中机身和后机身依次连接；所述机翼与中机身连接；所述机翼上装配有滑轨；滑轨与机翼的连接部分定义为滑轨金属前段连接座，采用金属材料制成，滑轨金属前段连接座为中空结构，滑轨的其余部分定义为滑轨碳纤维后段，采用碳纤维材料制成；所述前机身包括前机身骨架、碳纤维筋梁、前机身蒙皮和机头配重块；所述前机身骨架后端装配有用于与中机身连接的接口；所述前机身骨架上安装有
碳纤维筋梁；所述前机身前端装配有机头配重块；所述前机身蒙皮包覆在前机身骨架上；所述机翼包括机翼骨架、机翼搭接骨架、机翼翼尖和机翼蒙皮；机翼搭接骨架与机翼骨架搭接；所述机翼骨架与机翼翼尖连接；所述机翼蒙皮包覆在机翼上；所述机翼下方设置有发房，发房外形为光滑环状结构，使用泡沫作为夹心支撑材料，外形使用碳纤维蒙皮，发房导流片粘接在发房上对应的接口位置，发房导流片带有尖锐表面，使用金属材料进行机械加工制成；所述中机身包括中机身骨架、中机身蒙皮和锥套与天平；所述中机身骨架前端装配有锥套和天平，所述中机身骨架后端装配有用于与后机身连接的接口；所述中机身蒙皮包覆在中机身骨架上；中机身骨架向两侧延伸出与机翼骨架搭接的大尺寸搭接平面，大尺寸搭接平面长度为单侧机翼展长的四分之一；所述后机身包括后机身骨架和后机身蒙皮；所述后机身蒙皮包覆在后机身骨架上。
7.优选的，所述机翼骨架结构为矩形框架结构。
8.优选的，所述前机身、中机身和后机身为直口连接。
9.本发明具有以下有益效果：本发明在大量级的情况下，使模型具有尽量小的质量和转动惯量，并且保证飞机模型的参考中心与模型实际质心重合。对减小试验过程中模型振动对风洞内机构的损坏、提高风洞试验数据精度都具有重要意义。
附图说明
10.图1是一种大尺寸动导数试验模型结构的整体结构示意图；图2是一种大尺寸动导数试验模型结构结构骨架示意图；图3是前机身截面示意图；图4是中机身骨架截面示意图；图5是滑轨截面示意图；图6是前机身骨架、中机身骨架接口示意图；图7是机翼下方结构示意图。
11.图中1-前机身；2-中机身；3-后机身；4-机翼；5-滑轨；6-前机身骨架；7-碳纤维筋梁；8-前机身蒙皮；9-机头配重块；10-中机身骨架；11-中机身蒙皮；12-锥套与天平；13-后机身骨架；14-后机身蒙皮；15-机翼骨架；16-机翼搭接骨架；17-机翼翼尖；18-机翼蒙皮；19-滑轨碳纤维后段；20-滑轨金属前段连接座；21-发房；22-发房导流片。
具体实施方式
12.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面通过附图中示出的具体实施例来描述本发明。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。
13.本发明所提到的连接分为固定连接和可拆卸连接，所述固定连接即为不可拆卸连接包括但不限于折边连接、铆钉连接、粘结连接和焊接连接等常规固定连接方式，所述可拆卸连接包括但不限于螺纹连接、卡扣连接、销钉连接和铰链连接等常规拆卸方式，未明确限
定具体连接方式时，默认为总能在现有连接方式中找到至少一种连接方式能够实现该功能，本领域技术人员可根据需要自行选择。例如：固定连接选择焊接连接，可拆卸连接选择铰链连接。
14.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；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或两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。
15.实施例1，结合图1-图7说明本实施例，本实施例的一种大尺寸动导数试验模型结构，包括机身、机翼4和滑轨5；所述机身包括前机身1、中机身2和后机身3；机身长度、机翼的最大展长均不超过风洞试验段宽度的40%；所述前机身1、中机身2和后机身3依次连接；所述机翼4与中机身2连接；所述机翼4上装配有滑轨5；滑轨与机翼的连接部分定义为滑轨金属前段连接座20，采用金属材料制成，滑轨金属前段连接座20为中空结构，滑轨的其余部分定义为滑轨碳纤维后段19，采用碳纤维材料制成；滑轨金属前段连接座20与滑轨后端粘接成一体结构，不再拆装，机翼上共安装有三个滑轨，每个滑轨通过螺钉与机翼骨架15连接；布置在机翼后缘一侧。
16.所述前机身1包括前机身骨架6、碳纤维筋梁7、前机身蒙皮8和机头配重块9；所述前机身骨架6后端装配有用于与中机身2连接的接口；所述前机身骨架6上安装有碳纤维筋梁7；所述前机身1前端装配有机头配重块9；所述前机身蒙皮8包覆在前机身骨架6上；所述机翼4包括机翼骨架15、机翼搭接骨架16、机翼翼尖17和机翼蒙皮18；机翼搭接骨架16与机翼骨架15搭接；所述机翼骨架15与机翼翼尖17连接；所述机翼蒙皮18包覆在机翼4上；所述机翼4下方设置有发房21，发房21外形为光滑环状结构，使用泡沫作为夹心支撑材料，外形使用碳纤维蒙皮，发房导流片22粘接在发房21上对应的接口位置，发房导流片22带有尖锐表面，使用金属材料进行机械加工制成。
17.所述中机身2包括中机身骨架10、中机身蒙皮11和锥套与天平12；所述中机身骨架10前端装配有锥套与天平12，所述中机身骨架10后端装配有用于与后机身3连接的接口；所述中机身蒙皮11包覆在中机身骨架10上；中机身骨架10向两侧延伸出与机翼骨架15搭接的大尺寸搭接平面，大尺寸搭接平面长度为单侧机翼展长的四分之一；所述后机身3包括后机身骨架13和后机身蒙皮14；所述后机身蒙皮14包覆在后机身骨架13上；具体的，发房21布置在机翼前缘靠近翼根处，与机翼骨架15连接。
18.所述机翼4为两个，每侧机翼4共布置有三个滑轨5，一个发房21；具体的，所述机翼骨架15结构为矩形框架结构。
19.具体的，如图2所示，为减轻模型整体重量，模型内部为骨架支撑。模型主体采用蒙皮外形和骨架支撑混合设计形式，蒙皮和骨架通过模具定位，使用树脂粘合联结成一体；具体的，如图3所示，前机身1内部支撑使用碳纤维筋结构，而非常用的金属骨架。前机身1只与中机身骨架10进行直口连接，直口部分采用金属材料。除中机身骨架10，不存
在其他与前机身1连接的部件，因此主要内部支撑采用碳纤维筋结构，在支撑蒙皮、保证外形的同时，减轻了前机身1的整体重量；具体的，如图4所示，中机身骨架10向两侧延伸出与机翼骨架15的大尺寸搭接平面，平面长度为单侧机翼4展长的四分之一。大尺寸的机翼骨架15搭接面，能减轻机翼4悬臂支撑状态下翼尖的自重下垂现象，同时减小搭接面处可能存在的应力集中处的最大应力，并提高连接强度。同时进行了中间区域的减重处理，在保证以上优点的同时，减轻了结构重量；具体的，如图5所示，机翼4下方的滑轨5作为非主要受力零部件，采用碳纤维材料和金属材料结合设计。例如，滑轨5与机翼4连接部分、前缘尖点处，需要使用金属材料满足结构和外形需求，金属结构内部可以进行挖空减重处理。其它外形部分可使用密度更低的碳纤维材料；如图5所示，同样位于机翼4下方的发房21，外形为光滑环装结构，使用泡沫作为夹心支撑材料，外形使用碳纤维蒙皮，发房21处导流片尺寸较小，并且带有尖锐表面，使用金属材料进行机械加工，加工完成后粘接在发房21上对应的接口位置。通常对于碳纤维材料和金属材料结合设计，是以“金属骨架 碳纤维蒙皮”的形式实现的。采取了同一部件外形根据外形特点分区采用两种材料的结合设计形式；具体的，如图6所示，飞机模型机身三部分，只通过骨架之间进行连接，连接方式为直口相连。
20.本发明应用于某飞机动导数风洞试验中。本发明有效地减轻了模型的整体重量与转动惯量、优化了工艺过程，满足加工工艺和动导数试验设备的要求，应用到大尺寸动导数风洞试验中运行稳定，安装、拆卸方便。
21.具体的，如图2所示，机翼骨架15以矩形形状为主，能较好的承载来流方向的载荷。翼根处以三角形、矩形框架结合的形式，更能提高根部连接处的强度。使机翼4整体强度得到提升，减小机翼4结构的最大应力，使机翼骨架15材料的选择广泛最大应力较小时，可选用碳纤维等非金属材料制作骨架，能有效减小模型重量。
22.本实施例只是对本专利的示例性说明，并不限定它的保护范围，本领域技术人员还可以对其局部进行改变，只要没有超出本专利的精神实质，都在本专利的保护范围内。