一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构、装置和系统

摘要

一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构、装置和系统被公开。风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构中采用平行四边形机构实现为飞机模型提供俯仰或滚转的自由度。模型支撑装置中绳索与杠杆上位于支点的两侧相接；杠杆以第一轴转动连接于第一支架；第一支架以与第一轴垂直的第二轴转动连接于第二支架；升降机构以平行于第二轴的方向带动第二支架移动。模型支撑系统包括两个上述模型支撑装置。上述技术方案能够在风洞虚拟飞行试验中满足释放飞机模型俯仰或滚转的自由度，并约束所有能够使飞机模型质心发生改变的运动；进一步地，上述技术方案还可根据实际试验需求对所需释放的自由度进行选择。

权利要求

1.一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构，其特征是，包括第一平行四边形机构和第二平行四边形机构；

所述第一平行四边形机构位于过飞机模型对称轴的垂面上或垂直于飞机模型对称轴的垂面上，第一平行四边形的第一边位于飞机模型的机身且过飞机模型的质心，其相对的第二边绕飞机模型质心所在的铅垂线与该第二边的交点在垂面上转动，第一平行四边形机构的第一边相对于第一平行四边形机构的其他边转动；

所述第二平行四边形机构位于与第一平行四边形机构垂直的垂面上，第二平行四边形机构的第一边位于飞机模型的机身且过飞机模型的质心，其相对的第二边绕飞机模型质心所在的铅垂线与该第二边的交点在垂面上转动，第二平行四边形机构的第一边相对于第二平行四边形机构的其他边转动。

2.如权利要求1所述的一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构，其特征是，所述第一平行四边形机构的第三边和第四边均采用绳索；

所述飞机模型上与第一平行四边形机构相对的另一侧设有第一牵拉结构；所述第一牵拉结构与飞机模型铰接，且第一牵拉结构沿过飞机模型质心的铅垂线所在的方向与第一平行四边形机构相对牵拉飞机模型以张紧绳索。

3.如权利要求1所述的一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构，其特征是，所述第一平行四边形机构的第三边和第四边及第二平行四边形机构的第三边和第四边均采用绳索，且第一平行四边形机构和第二平行四边形机构分别位于飞机模型的上部和下部；

所述第一平行四边形机构和第二平行四边形机构相对牵拉飞机模型并张紧绳索。

4.一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置，其用于实现如权利要求1至3中任一项所述的风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构；其特征是，包括两根绳索、杠杆、第一支架、第二支架和升降机构；

两根所述绳索的一端分别与杠杆支点的两侧相接，其另一端与飞机模型枢接；

所述杠杆以第一轴转动连接于第一支架上，且其与两根绳索及飞机模型共同构成平行四边形机构；

所述第一支架以与第一轴垂直的第二轴转动连接于第二支架上；

所述升降机构以平行于第二轴的方向带动第二支架移动。

5.如权利要求4所述的一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置，其特征是，还包括第一销钉；所述杠杆设有第一销孔；所述第一支架设有第二销孔；所述第一销钉插设于第一销孔和第二销孔内时，所述杠杆相对第一支架固定。

6.如权利要求4所述的一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置，其特征是，所述第二支架设有调节组件；所述调节组件包括轴承、两个轴套和两个轴向锁紧螺母；所述轴承内圈可滑动地套设于第二轴外壁，其外圈与第一支架固接；两个所述的轴套均可滑动地套设于第二轴外壁，且分别位于轴承的两侧；两个所述的轴向锁紧螺母均螺接于第二轴的外壁且分别位于轴套相对轴承的另一侧，两个轴向锁紧螺母旋转至紧抵轴套端面且两个轴套分别紧抵轴承的两端时，轴承相对第二轴固定。

7.如权利要求4所述的一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置，其特征是，还包括第二销钉；所述第一支架设有第三销孔；所述第二支架设有第四销孔；所述第二销钉插设于第三销孔和第四销孔内时，所述第一支架相对第二支架固定。

8.如权利要求4所述的一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置，其特征是，还包括固定架和第三销钉；所述固定架供升降机构装设；

所述第一支架设有第五销孔；所述固定架设有第六销孔；所述第三销钉插设于第五销孔和第六销孔内时，所述第一支架相对固定架固定。

9.一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑系统，其特征是，包括两个如权利要求4至8中任一项所述的风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置；两个所述的风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置分别连接于飞机模型的上部和下部，连接完成时，每个风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置中的两根绳索均平行且等长；所述第一轴水平且位于过飞行模型质心的垂面上；所述第二轴与过飞机模型质心的铅垂线重合，且其中一个风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置的杠杆和两根绳索所在的平面位于过飞机模型对称轴的垂面上，另一个风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置的杠杆和两根绳索所在的平面位于与飞机模型对称轴垂直的垂直面。

说明书

一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构、装置和系统

技术领域

[0001] 本发明涉及飞机模型风洞试验技术领域，具体涉及一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构、装置和系统。

背景技术

[0002] 风洞试验是获取飞行器气动参数和考察飞行器飞行性能的重要手段。风洞虚拟飞行试验要求释放飞机模型的若干自由度，例如释放俯仰、滚转和/或偏航自由度，并约束所
有使飞机模型质心发生改变的运动。该试验能够及早发现飞行控制系统存在的问题，降低
飞行试验风险，缩短研发周期，有效评估非定常气动力对飞行器飞行品质和飞行控制系统
的影响。

[0003] 现有的用于风洞虚拟飞行试验的支撑系统主要采用有运动关节串联式支撑结构(中国专利CN102494864A公开)、球铰式支撑结构(中国专利CN105784314A公开)和运动关节
可解耦式交叉支撑结构(中国专利CN206818381U公开)。

[0004] 本发明的目的在于提供另一种用于风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构、装置和系统，实现释放飞机模型的俯仰、滚转和/或偏航自由度，同时还能约束所有使飞机模型质心
发生改变的运动的功能，配合舵面，即可进行飞行器模型的虚拟飞行风洞试验。

发明内容

[0005] 本发明的目的在于提供一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构、装置和系统。其能够在风洞虚拟飞行试验中满足释放飞机模型俯仰或滚转的自由度，并约束所有能够使飞
机模型质心发生改变的运动；进一步地，上述技术方案还可根据实际试验需求对所需释放
的自由度进行选择。

[0006] 为达成上述目的，本发明采用如下技术方案：

[0007] 第一技术方案涉及一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构，包括第一平行四边形机构和第二平行四边形机构；所述第一平行四边形机构位于过飞机模型对称轴的垂面上或
垂直于飞机模型对称轴的垂面上，第一平行四边形的第一边位于飞机模型的机身且过飞机
模型的质心，其相对的第二边绕飞机模型质心所在的铅垂线与该第二边的交点在垂面上转
动，第一平行四边形机构的第一边相对于第一平行四边形机构的其他边转动；所述第二平
行四边形机构位于与第一平行四边形机构垂直的垂面上，第二平行四边形机构的第一边位
于飞机模型的机身且过飞机模型的质心，其相对的第二边绕飞机模型质心所在的铅垂线与
该第二边的交点在垂面上转动，第二平行四边形机构的第一边相对于第二平行四边形机构
的其他边转动。

[0008] 基于第一技术方案，还公开了第二技术方案，其中，所述第一平行四边形机构的第三边和第四边均采用绳索；所述飞机模型上与第一平行四边形机构相对的另一侧设有第一
牵拉结构；所述第一牵拉结构与飞机模型铰接，且第一牵拉结构沿过飞机模型质心的铅垂
线所在的方向与第一平行四边形机构相对牵拉飞机模型以张紧绳索。

[0009] 基于第一技术方案，还公开了第三技术方案，其中，所述第一平行四边形机构的第三边和第四边及第二平行四边形机构的第三边和第四边均采用绳索，且第一平行四边形机
构和第二平行四边形机构分别位于飞机模型的上部和下部；所述第一平行四边形机构和第
二平行四边形机构相对牵拉飞机模型并张紧绳索。

[0010] 第四技术方案涉及一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置，包括两根绳索、杠杆、第一支架、第二支架和升降机构；两根所述绳索的一端分别与杠杆支点的两侧相接，其另一
端与飞机模型枢接；所述杠杆以第一轴转动连接于第一支架上，且其与两根绳索及飞机模
型共同构成平行四边形机构；所述第一支架以与第一轴垂直的第二轴转动连接于第二支架
上；所述升降机构以平行于第二轴的方向带动第二支架移动。

[0011] 基于第四技术方案，还公开了第五技术方案，其中，还包括第一销钉；所述杠杆设有第一销孔；所述第一支架设有第二销孔；所述第一销钉插设于第一销孔和第二销孔内时，
所述杠杆相对第一支架固定。

[0012] 基于第四技术方案，还公开了第六技术方案，其中，所述第二支架设有调节组件；所述调节组件包括轴承、两个轴套和两个轴向锁紧螺母；所述轴承内圈可滑动地套设于第
二轴外壁，其外圈与第一支架固接；两个所述的轴套均可滑动地套设于第二轴外壁，且分别
位于轴承的两侧；两个所述的轴向锁紧螺母均螺接于第二轴的外壁且分别位于轴套相对轴
承的另一侧，两个轴向锁紧螺母旋转至紧抵轴套端面且两个轴套分别紧抵轴承的两端时，
轴承相对第二轴固定。

[0013] 基于第五技术方案，还公开了第七技术方案，其中，还包括第二销钉；所述第一支架设有第三销孔；所述第二支架设有第四销孔；所述第二销钉插设于第三销孔和第四销孔
内时，所述第一支架相对第二支架固定。

[0014] 基于第五技术方案，还公开了第八技术方案，其中，还包括固定架和第三销钉；所述固定架供升降机构装设；所述第一支架设有第五销孔；所述固定架设有第六销孔；所述第
三销钉插设于第五销孔和第六销孔内时，所述第一支架相对固定架固定。

[0015] 第九技术方案涉及一种风洞虚拟飞行试验的模型支撑系统，其包括两个如上述所述的风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置；两个所述的风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置分
别连接于飞机模型的上部和下部，连接完成时，每个风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置中
的两根绳索均平行且等长；所述第一轴水平且位于过飞行模型质心的垂面上；所述第二轴
与过飞机模型质心的铅垂线重合，且其中一个风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置的杠杆和
两根绳索所在的平面位于过飞机模型对称轴的垂面上，另一个风洞虚拟飞行试验的模型支
撑装置的杠杆和两根绳索所在的平面位于与飞机模型对称轴垂直的垂直面。

[0016] 由上述对本发明的描述可知，相对于现有技术，本发明具有的如下有益效果：

[0017] 1、第一技术方案所提供的风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构为飞机模型释放了俯仰或滚转的自由度，同时还约束了所有能够使飞机模型的质心发生改变的运动；由于第
一平行四边形机构位于过飞机模型对称轴的垂面上或垂直于飞机模型对称轴的垂面上，且
第一平行机构的第一边位于飞机模型的机身且过飞机模型的质心，且第一平行四边形结构
的第二边绕飞机模型质心所在的铅垂线与该第二边的交点在垂面上转动，因此，第一平行
四边形约束了使飞机模型质心发生变化的上下、左右或前后等方向上的运动，达到保证飞
机模型的质心不发生改变的目的；第一平行四边形机构中，当第二边绕飞机模型质心所在
的铅垂线与该第二边的交点在垂面上转动时，由于第一边需要始终与第二边保持平行，因
此，第一边随之绕质心转动，从而实现了为飞机模型释放俯仰或滚转的自由度的功能；当第
一平行四边形机构位于过飞机模型对称轴的垂面上时，该模型支撑结构释放的是飞机模型
的俯仰自由度；当第一平行四边形机构位于垂直于飞机模型对称轴的垂面上时，该模型支
撑结构释放的是飞机模型的滚转自由度。

[0018] 2、第一技术方案，在使用第一平行四边形机构的基础上，增设了一个第二平行四边形机构，以实现同时为飞机模型释放俯仰和滚转自由度的功能。

[0019] 3、第二技术方案中，给出了技术方案一的一种具体实现方式，即第一平行四边形机构的第三边和第四边采用张紧的绳索，其中，为了实现第一平行四边形机构的第三边和
第四边的张紧功能，通过采用第一牵拉结构来牵拉飞机模型上与第一平行四边形机构相对
的另一侧，以保证绳索能够始终张紧，其结构较为简单、可行性高；第一牵拉结构与飞机模
型相接的一侧与飞机模型通过铰接的形式是为了避免第一牵拉结构对第一平行四边形机
构的转动功能进行限制，进而保证第一牵拉结构不会对第一平行四边形机构为飞机模型所
提供的自由度进行限制。第一平行四边形机构的第三边和第四边采用绳索的形式，相对于
采用硬杆的形式来说，其细度更小，对风洞中的空气流场的干扰更小，造价低、质地轻，装配
和控制也更为方便，同时，还更有利于释放飞机模型的自由度；并且绳索相对于硬杆，飞机
模型表面所需开设的口较小，飞机模型气动外形保持较好，对飞机模型的动力学特性影响
小，试验结果的可参考性更佳。

[0020] 4、第三技术方案给出了针对技术方案二的一种具体实现方式，即第一平行四边形机构的第三边和第四边以及第二平行四边形机构的第三边和第四边均采用张紧的绳索，其
中，第一平行四边形机构和第二平行四边形机构分别设置于飞机模型的上部和下部，第一
平行四边形机构和第二平行四边形机构通过彼此相背地牵拉飞机模型以使绳索张紧，以简
单的结构，可靠地实现了为飞机模型提供俯仰和滚转自由度的功能。第一平行四边形机构
的第三边和第四边和第四平行四边形机构的第三边和第四边均采用绳索的形式，相对于采
用硬杆的形式来说，其细度更小，对风洞中的空气流场的干扰更小，造价低、质地轻，装配和
控制也更为方便，同时，还更有利于释放飞机模型的自由度；并且绳索相对于硬杆，飞机模
型表面所需开设的口较小，飞机模型气动外形保持较好，对飞机模型的动力学特性影响小，
试验结果的可参考性更佳。

[0021] 5、第四技术方案给出了用于实现第三技术方案的风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置，当该模型支撑装置与飞机模型连接到位时，其与飞机模型共同构成了平行四边形机
构，其中，飞机模型构成了第一平行四边形机构的第一边；杠杆构成了第一平行四边形机构
的第二边；两根绳索分别构成了第一平行四边形机构的第三边和第四边；第一轴为位于飞
机模型质心所在的铅垂面上且与杠杆正交的水平枢轴，杠杆绕第一轴的转动为飞机模型提
供了俯仰或滚转的自由度；第二轴位于飞机模型质心所在的铅垂线，第一支架以第二轴转
动连接于第二支架上，其绕第二轴转动时带动杠杆和飞机模型随之转动，以实现为飞机模
型提供偏航自由度的功能；升降机构通过第二支架带动第一支架和杠杆移动，以调节绳索
的张紧力，保证绳索处于张紧状态。

[0022] 6、第五技术方案中，当第一销钉插设于第一销孔和第二销孔处时，杠杆相对第一支架固定，以达到锁定飞机模型的俯仰自由度或滚转自由度的目的，满足模型支撑装置可
选择性释放飞机模型不同的自由度的需求。

[0023] 7、第六技术方案给出了一种用于手动调节绳索张紧力的实施方式，轴承可带动第一支架相对第二轴移动至相应位置，以达到调整绳索张紧力的目的，当轴承移动到位且绳
索张紧力调整到位时，通过将两个轴向锁紧螺母分别紧顶两个轴套的两端，并使两个轴套
分别紧抵轴承的两端，可限制轴承相对第二轴移动，轴承于第二轴上锁定；再次旋开轴向锁
紧螺母，使其脱离轴套，轴套和轴承即可继续相对第二轴移动并调节第一支架在第二轴上
的高度。

[0024] 8、第七技术方案中，当第二销钉插设于第三销孔和第四销孔内时，第一支架相对第二支架固定，以达到锁定飞机模型的偏航自由度的目的，满足模型支撑装置可根据需要
而选择性地释放飞机模型自由度的需求；该结构中，当第一支架无法相对第二支架转动的
情况下，仍可通过调整第二支架的高度位置来带动第一支架移动以达到调节绳索张紧力的
目的。

[0025] 9、第八技术方案中，第一支架还可与固定架实现锁定关系，具体地，当第三销钉插设于第五销孔和第六销孔内时，第一支架即可相对固定架固定，其同样能够实现通过锁定
模型支撑装置为飞机模型提供偏航自由度的功能。

[0026] 10、第九技术方案提供了用于实现第五技术方案的风洞虚拟飞行试验的模型支撑系统，其能够在风洞虚拟飞行试验中释放飞机模型俯仰、滚转和偏航的自由度，并约束所有
能够使飞机模型质心发生改变的运动。

附图说明

[0027] 为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域的
普通技术人员来说，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。

[0028] 图1为本发明风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构实施例一的结构示意图；

[0029] 图2为本发明风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构实施例二的结构示意图；

[0030] 图3为本发明风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构实施例三的结构示意图；

[0031] 图4为本发明风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构实施例四的结构示意图；

[0032] 图5为本发明风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构实施例五的结构示意图；

[0033] 图6为本发明风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构实施例六的结构示意图；

[0034] 图7为本发明风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置的结构示意图；

[0035] 图8为本发明风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置的局部结构示意图；

[0036] 图9为本发明风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置的局部剖面结构示意图；

[0037] 图10为本发明风洞虚拟飞行试验的模型支撑系统的结构示意图；

[0038] 图11为本发明风洞虚拟飞行试验的模型支撑系统中飞机模型的结构示意图；

[0039] 图12为本发明风洞虚拟飞行试验的模型支撑系统中第五杆和第六杆的结构示意图。

[0040] 主要附图标记说明：

[0041] 风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100；

[0042] 第一平行四边形机构10；第一平行四边形机构的第一杆101；第一平行四边形机构的第二杆102；第一平行四边形机构的第三杆103；第一平行四边形机构的第四杆104；第一
平行四边形机构的第一绳105；第一平行四边形机构的第二绳106；

[0043] 第二平行四边形机构20；第二平行四边形机构的第一杆201；第二平行四边形机构的第二杆202；第二平行四边形机构的第三杆203；第二平行四边形机构的第四杆204；第二
平行四边形机构的第一绳205；第二平行四边形机构的第二绳206；

[0044] 第一连接架30；第一枢轴301；

[0045] 第二连接架40；第二枢轴401；

[0046] 第一牵拉结构50；

[0047] 第三连接架60；第三枢轴601；

[0048] 第四连接架70；第四枢轴701；

[0049] 第一转动轴80；第二转动轴901；第三转动轴902；

[0050] 风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200；

[0051] 绳索1；

[0052] 杠杆2；第一臂21；第二臂22；铰接连接部23；第一枢接孔231；第一销孔232；

[0053] 第一支架3；第一板31；第二销孔310；第七销孔312；第一轴313；第二板32；连接板 33；第二枢接孔330；第五销孔331；

[0054] 第二支架4；第二轴41；调节组件42；轴承421；轴套422；轴向锁紧螺母423；

[0055] 升降机构5；电机51；丝杠52；滑块53；

[0056] 固定架6；定位板61；通孔610；第六销孔611；第八销孔612；

[0057] 第一销钉71；第三销钉72；第四销钉73；第五销钉74；

[0058] 风洞虚拟飞行试验的模型支撑系统1000；

[0059] 飞机模型300；机身3001；第五杆3002；阶梯轴部30021；第六杆3003。

具体实施方式

[0060] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明的优选实施例，且不应被看作对其他实施例的排
除。基于本发明实施例，本领域的普通技术人员在不作出创造性劳动前提下所获得的所有
其他实施例，都属于本发明保护的范围。

[0061] 权利要求书、说明书及上述附图中，除非另有明确限定，如使用术语“第一”、“第二”或“第三”等，都是为了区别不同对象，而不是用于描述特定顺序。

[0062] 权利要求书、说明书及上述附图中，除非另有明确限定，对于方位词，如使用术语“中心”、“横向”、“纵向”、“水平”、“垂直”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顺时针”、“逆时针”等指示方位或位置关系乃基于附图所示的方位和位置关
系，且仅是为了便于叙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
有特定的方位或以特定的方位构造和操作，所以也不能理解为限制本发明的具体保护范
围。

[0063] 权利要求书、说明书及上述附图中，除非另有明确限定，如使用术语“固接”或“固定连接”，应作广义理解，即两者之间没有位移关系和相对转动关系的任何连接方式，也就
是说包括不可拆卸地固定连接、可拆卸地固定连接、连为一体以及通过其他装置或元件固
定连接。

[0064] 权利要求书、说明书及上述附图中，除非另有明确限定，如使用术语“包括”、“具有”以及它们的变形，意图在于“包含但不限于”。

[0065] 权利要求书、说明书及上述附图中，除非另有明确限定，如使用术语“平行四边形机构”意指构件呈平行四边形且四边两两依次铰接的平面连杆机构，其中，平行四边形机构
中的四边既可为两两铰接的四根硬杆，也可为采用相对的两组对边分别采用两根硬杆和两
根张紧绳索的组合，绳索在张紧的状态下，平行四边形机构所能执行的功能不变。

[0066] 权利要求书、说明书及上述附图中，除非另有明确限定，如使用术语“飞机模型对称轴”意指从飞机模型上方或下方观察，均分飞机模型左右两侧的对称轴向。

[0067] 下面将结合附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

[0068] 参见图1至图6，图1至图6示出了本发明的几种风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100的结构示意图，其中为了便于作图和理解，图1至图6以十字架作为飞机模型的抽象模
型。

[0069] 风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100实施例一

[0070] 参见图1，图1示出了实施例风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100的结构示意图。如图1所示，实施例一中，风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构包括第一平行四边形机构。

[0071] 其中，第一平行四边形机构10位于过飞机模型对称轴的垂面上或垂直于飞机模型对称轴的垂面上，其为飞机模型提供了俯仰或滚转的自由度。

[0072] 第一平行四边形机构10装设于风洞试验平台上，其采用四根铰接的硬杆构成其四条边，包括第一杆101、第二杆102、第三杆103和第四杆104；本实施例中，第一平行四边形机
构 10设置于飞机模型的下部，当然，不排除可将该第一平行四边形机构10设置于飞机模型
上部的情况。

[0073] 第一平行四边形机构的第一杆101在本实施例中为第一平行四边形机构10的第一边，其位于飞机模型的机身且过飞机模型的质心。

[0074] 第一平行四边形机构的第二杆102在本实施例中为第一平行四边形机构10的第二边，其与第一平行四边形机构的第一杆101相对，且其绕飞机模型质心所在的铅垂线与第一
平行四边形机构的第二杆102的交点在垂面上转动，以保证平行四边形机构能够为飞机模
型提供俯仰或滚转自由度。上述转动关系在实际结构中具体由以下方式实现：风洞试验平
台上设置第一连接架30；第一连接架30上设置有水平的第一枢轴301；本实施例中的第一平
行四边形机构的第二杠102转动连接于第一枢轴301上，其与第一枢轴301的转动中心构成
了上述的交点；该第一平行四边形机构10在实际应用时可通过以下方式实现：如图1所示，
为了保证第一平行四边形机构的第二杆102所绕的第一枢轴301能够始终位于飞机模型质
心的垂面上，本实施例中，第一平行四边形机构的第一杆101或飞机模型在远离第一平行四
边形机构的第二杆102的一侧设置有牵引结构10A，牵引结构10A在飞机模型质心所在铅垂
线的方向上与第一平行四边形机构相对牵拉飞机模型，且与飞机模型铰接以在实行牵拉功
能的同时允许第一平行四边形机构10能够绕第一平行四边形机构的第二杠102与第一枢轴
301的交点在其所在的垂面上转动，以避免第一平行四边形机构的第一杆101和第一平行四
边形机构的第二杆 102彼此错开，并达到限制飞机模型的上下移动、左右移动和前后移动
的自由度的目的。

[0075] 第一平行四边形机构的第三杆103和第一平行四边形机构的第四杆104在本实施例中分别为第一平行四边形机构10的第三边和第一平行四边形机构10的第四边，其为用于
连接第一平行四边形机构的第一杆101和第一平行四边形机构的第二杆102的另外两个对
边。

[0076] 本实施例中，当第一平行四边形机构10位于过飞机模型对称轴的垂面上，且第一平行四边形机构的第二杆102绕交点在垂面上转动时，第一平行四边形机构10为飞机模型
提供的是俯仰的自由度；当第一平行四边形机构10位于垂直于飞机模型对称轴的垂面上，
且第一平行四边形机构的第二杆102绕交点在垂面上转动时，第一平行四边形机构10为飞
机模型提供的是滚转的自由度。

[0077] 风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100实施例二

[0078] 参见图2，图2示出了实施例风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100的结构示意图。如图2所示，实施例二中，风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100包括第一平行四边形机构
10 和第一牵拉结构50。

[0079] 其中，第一平行四边形机构10位于过飞机模型对称轴的垂面上或垂直于飞机模型对称轴的垂面上，其与第一牵拉结构50配合为飞机模型提供了俯仰或滚转的自由度，但限
制了飞机模型的上下移动、左右移动和前后移动的自由度。

[0080] 第一平行四边形机构10装设于风洞试验平台上，其采用绳索和硬杆的结合来构成其四条边，包括第一杆101、第二杆102、第一绳105和第二绳106；本实施例中，第一平行四边
形机构10设置于飞机模型的下部，当然，不排除可将该第一平行四边形机构10设置于飞机
模型的上部的情况。

[0081] 第一平行四边形机构的第一杆101构成了第一平行四边形机构10的第一边，其位于飞机模型的机身且过飞机模型的质心。

[0082] 第一平行四边形机构的第二杆102构成了第一平行四边形机构10的第二边，其与第一平行四边形机构的第一杆101相对，且其绕飞机模型质心所在的铅垂线与第一平行四
边形机构的第二杆102的交点在垂面上转动，以保证第一平行四边形机构10能够为飞机模
型提供俯仰或滚转的自由度。上述转动关系在实际结构中具体由以下方式实现：风洞试验
平台上设置第二连接架40；第二连接架40上设置有水平的第二枢轴401；本实施例中的第一
平行四边形机构的第二杆102转动连接于第二枢轴401上，其与第二枢轴401的转动中心构
成了上述的交点。

[0083] 第一平行四边形机构的第一绳105和第一平行四边形机构的第二绳106分别构成了第一平行四边形机构10的第三边和第一平行四边形机构10的第四边，其为用于连接第一
平行四边形机构的第一杆101和第一平行四边形机构的第二杆102的另外两个对边，本实施
例中，其均采用绳索的方式，相对于采用硬杆的形式来说，其细度更小，对风洞中的空气流
场的干扰更小，造价低、质地轻，装配和控制也更为方便，同时，还更有利于释放飞机模型的
自由度；此外，采用绳索时，飞机模型表面所需开设的口较小，飞机模型气动外形保持较好，
对飞机模型的动力学特性影响小，试验结果的可参考性更佳。

[0084] 第一牵拉结构50设于飞机模型上与第一平行四边形机构10相对的另一侧，即第一牵拉结构50设于飞机模型的上部且在飞机模型质心所在铅垂线的方向上与第一平行四边
形机构 10相对牵拉飞机模型以张紧绳索，第一牵拉结构50与飞机模型铰接以在实行牵拉
功能的同时允许第一平行四边形机构10能够在其所在的垂面上转动，也即，本实施例中的
第一牵拉结构50所起的作用为在保证其能相对第一平行四边形机构10牵拉飞机模型以张
紧绳索的情况下，还能满足不对第一平行四边形机构10为飞机模型所提供的自由度进行限
制的要求，具体地，本实施例中的第一牵拉结构50可采用牵引绳来实现。

[0085] 本实施例中，同实施例一相同，当第一平行四边形机构10位于过飞机模型对称轴的垂面上，且第一平行四边形机构的第二杆102绕交点在垂面上转动时，第一平行四边形机
构10为飞机模型提供的是俯仰的自由度；当第一平行四边形机构10位于垂直于飞机模型对
称轴的垂面上，且第一平行四边形机构的第二杆102绕交点在垂面上转动时，第一平行四边
形机构10 为飞机模型提供的是滚转的自由度。

[0086] 风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100实施例三

[0087] 参见图3，图3示出了实施例风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100的结构示意图。如图3所示，实施例三中，风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100建立在实施例一或实施例
二的基础上，其中，用于装设实施例中的风洞试验模型支撑结构100的风洞试验平台上还设
置有竖直的第一转动轴80，第一转动轴80供第一平行四边形机构10转动枢接，其位于质心
所在的铅垂线上，以实现第一平行四边形机构10绕飞机模型质心所在的铅垂线转动并为飞
机模型提供偏航自由度的功能。应当理解，本实施例如在实施例二的基础上进行设计时，其
中的第一牵拉结构50与飞机模型的铰接关系还应满足允许第一平行四边形机构10带动飞
机模型绕飞机模型质心所在的铅垂线上转动的需求。

[0088] 风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100实施例四

[0089] 参见图4，图4示出了实施例风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100的结构示意图。如图4所示，实施例四中，风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100在实施例一的基础上还包
括有第二平行四边形机构20。

[0090] 其中，第二平行四边形机构20位于与第一平行四边形机构10垂直的垂面上，其用于与第一平行四边形机构10配合以分别为飞机模型提供俯仰和滚转的自由度，同时，其与
第一平行四边形机构10配合限制了飞机模型的上下移动、左右移动和前后移动的自由度；
与第一平行四边形机构10相同，第二平行四边形机构20也装设于风洞试验平台上，且其也
采用四根铰接的硬杆来分别构成其四条边，包括第一杆201、第二杆202、第三杆203和第四
杆204。

[0091] 具体地，第一平行四边形机构10位于过飞机模型对称轴的垂面上，其为飞机模型提供俯仰的自由度；第二平行四边形机构20设于飞机模型的上部，且位于垂直飞机模型对
称轴的垂面上，其为飞机模型提供滚转的自由度。

[0092] 第二平行四边形机构的第一杆201构成了第二平行四边形机构20的第一边，其位于飞机模型的机身且过飞机模型的质心，具体地，第二平行四边形的第一杆与第一平行四
边形的第一杆固接。

[0093] 第二平行四边形机构的第二杆202构成了第二平行四边形机构20的第二边，其与第二平行四边形机构的第一杆201相对，且其绕飞机模型质心所在的铅垂线与第二平行四
边形机构的第二杆202的交点在垂面上转动，以保证平行四边形机构能够为飞机模型提供
滚转自由度。上述转动关系在实际结构中具体由以下方式实现：风洞试验平台上设置第三
连接架60；第三连接架60上设置有水平的第三枢轴601；本实施例中的第二平行四边形机构
的第二杆202转动连接于第三枢轴601上，其与第三枢轴601的转动中心构成了上述的交点。

[0094] 第二平行四边形机构的第三杆203和第二平行四边形机构的第四杆204分别构成了第二平行四边形机构20的第三边和第二平行四边形机构20的第四边，其为用于连接第二
平行四边形机构的第一杆201和第二平行四边形机构的第二杆202的另外两个对边；第二平
行四边形机构的第三杆203和第二平行四边形机构的第四杆204与第二平行四边形机构的
第一杆201 转动连接，也即第二平行四边形机构的第一杆201可相对第二平行四边形机构
20的其他边转动，以满足在第一平行四边形机构10发生其自身所在垂面上的转动时，第二
平行四边形机构 20仍能够始终位于垂面上的需求。

[0095] 同样地，为了满足在第二平行四边形机构20发生其自身所在垂面上的转动时，第一平行四边形机构10仍能够始终位于垂面上的需求，本实施例中，第一平行四边形机构的
第三杆 103和第一平行四边形机构的第四杆104与第一平行四边形机构的第一杆101转动
连接，也即第一平行四边形机构的第一杆101可相对第一平行四边形机构10的其他边转动。

[0096] 风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100实施例五

[0097] 参见图5，图5示出了实施例风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100的结构示意图。如图5所示，实施例五中，风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100在实施例二的基础上采用
第二平行四边形机构20来构成第一牵拉结构50。

[0098] 其中，第二平行四边形机构20位于与第一平行四边形机构10垂直的垂面上，其用于与第一平行四边形机构10配合以分别为飞机模型提供俯仰和滚转的自由度，但同样限制
了飞机模型的上下移动、左右移动和前后移动的自由度；与第一平行四边形机构10相同，第
二平行四边形机构20也装设于风洞试验平台上，且其也采用绳索和硬杆的结合来分别构成
其四条边，包括第一杆201、第二杆202、第一绳205和第二绳206，本实施例中，第二平行四边
形机构 20设置于飞机模型的上部。

[0099] 具体地，第一平行四边形机构10位于过飞机模型对称轴的垂面上，其为飞机模型提供俯仰的自由度；第二平行四边形机构20设于飞机模型的上部，且位于垂直飞机模型对
称轴的垂面上，其为飞机模型提供滚转的自由度。

[0100] 第二平行四边形机构的第一杆201构成了第二平行四边形机构20的第一边，其位于飞机模型的机身且过飞机模型的质心，具体地，第二平行四边形的第一杆与第一平行四
边形的第一杆固接。

[0101] 第二平行四边形机构的第二杆202构成了第二平行四边形机构20的第二边，其与第二平行四边形机构的第一杆201相对，且其绕飞机模型质心所在的铅垂线与第二平行四
边形机构的第二杆202的交点在垂面上转动，以保证第二平行四边形机构20能够为飞机模
型提供滚转的自由度。上述转动关系在实际结构中具体由以下方式实现：风洞试验平台上
设置第四连接架70；第四连接架70上设置有水平的第四枢轴701；本实施例中的第二平行四
边形机构的第二杆202转动连接于第四枢轴701上，其与第四枢轴701的转动中心构成了上
述的交点。

[0102] 第二平行四边形机构的第一绳205和第二平行四边形机构的第二绳206分别构成了第二平行四边形机构20的第三边和第二平行四边形机构20的第四边，其为用于连接第二
平行四边形机构的第一杆201和第二平行四边形机构的第二杆202的另外两个对边，本实施
例中，其均采用绳索的方式，相对于采用硬杆的形式来说，其细度更小，对风洞中的空气流
场的干扰更小，造价低、质地轻，装配和控制也更为方便，同时，还更有利于释放飞机模型的
自由度；此外，采用绳索时，飞机模型表面所需开设的口较小，飞机模型气动外形保持较好，
对飞机模型的动力学特性影响小，试验结果的可参考性更佳。

[0103] 第二平行四边形机构的第一绳205和第二平行四边形机构的第二绳206均与第二平行四边形机构的第一杆201转动连接，也即第二平行四边形机构的第一杆201可相对第二
平行四边形机构20的其他边转动，以满足在第一平行四边形机构10发生其自身所在垂面上
的转动时，第二平行四边形机构20仍能够始终位于垂面上的需求。

[0104] 同样地，为了满足在第二平行四边形机构20发生其自身所在垂面上的转动时，第一平行四边形机构10仍能够始终位于垂面上的需求，本实施例中，第一平行四边形机构的
第一绳 105和第一平行四边形机构的第二绳106与第一平行四边形机构的第一杆101转动
连接，也即第一平行四边形机构的第一杆101可相对第一平行四边形机构10的其他边转动。

[0105] 在本实施例中，第二连接架40和第四连接架70的设置位置以可使第一平行四边形机构 10中的绳索和第二平行四边形机构20中的绳索呈张紧状态为准。

[0106] 风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100实施例六

[0107] 参见图6，图6示出了实施例风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100的结构示意图。如图6所示，实施例六中，风洞虚拟飞行试验的模型支撑结构100在实施四或实施例五的基
础上，风洞试验平台上还设置有分别对应第一平行四边形机构10和第二平行四边形机构20
的竖直的第二转动轴901和第三转动轴902；第二转动轴901和第三转动轴902均位于质心所
在的铅垂线上；第一平行四边形机构10转动连接于第二转动轴901上；第二平行四边形机构 
20转动连接于第三转动轴902上，以实现第一平行四边形机构10和第二平行四边形机构20 
绕飞机模型质心所在的铅垂线转动并为飞机模型提供偏航自由度的功能。

[0108] 风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200实施例

[0109] 参见图7至图9，图7至图9示出了实施例中风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200的结构示意图。如图7至图9所示，本实施例中，风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200包括
两根绳索1、杠杆2、第一支架3、第二支架4、升降机构5、固定架6、第一销钉71、第二销钉(图
中未示出)、第三销钉72、第四销钉73和第五销钉74。

[0110] 其中，两根绳索1的一端分别与杠杆2支点的两侧相接，其另一端则通过轴承与飞机模型实现枢接；两根绳索1在与飞机模型相接到位之后张紧且等长，并且杠杆2、两根绳索
1 以及飞机模型共同构成了一个平行四边形机构，具体地，飞机模型内设有连接杆，连接杆
位于飞机模型的对称轴或与垂直于飞机模型的对称轴且连接杆过飞机模型的质心，两根绳
索1 与飞机模型上的连接杆进行枢接。

[0111] 杠杆2以第一轴313转动连接于第一支架3上，其包括等长的第一臂21和第二臂22以及位于第一臂21和第二臂22中间且用于连接第一臂21和第二臂22的铰接连接部23。第一
臂21和第二臂22分别沿其长度方向布设有若干间隔设置的连接柱，以供绳索1连接，绳索 1
在第一臂21和第二臂22上的连接位置可根据需要选择相应的连接柱进行连接和确定；铰接
连接部23设有第一枢接孔231和第一销孔232；第一枢接孔231位于铰接连接部23的中心，以
供第一轴313贯穿；第一销孔232偏离第一枢接孔231设置。

[0112] 第一支架3以与第一轴313垂直的第二轴41转动连接于第二支架4上，其包括第一板 31、第二板32和连接板33；第一板31和第二板32平行地分别固接于连接板33两端，固接
到位，其三者构成U型结构，第一轴313的两端分别固接于第一板31和第二板32，第一轴 313
贯穿第一枢接孔231并通过轴承421与第一枢接孔231形成转动配合；第一支架3的第一板31
和第二板32上设置有第二销孔310；第二销孔310与第一销孔232对应设置，在第一销孔232
和第二销孔310内同时插设第一销钉71时，杠杆2相对第一支架3固定，从而使该风洞试验模
型支撑装置200在实际使用时能够实现对飞机模型的俯仰和/或滚转自由度进行锁定的功
能。

[0113] 本实施例中，风洞试验模型支撑装置200于风洞试验平台中装设到位且飞机模型处于初始状态的情况下，杠杆2呈水平状态，因此，为了保证杠杆2在相对第一支架3锁定时，
飞机模型仍能位于初始状态，本实施例中的第一销钉71在第一销孔232和第二销孔310处插
设到位时，杠杆2垂直于第二轴41。

[0114] 优选地，第一支架3还设置有偏离第一轴313设置的第七销孔312，当第四销钉73插设于第七销孔312内时，其用于供转动的杠杆2抵接，以限定杠杆2的转动幅度，具体地，第四
销钉73的数量为两根，两根第四销钉73平行第一轴313且对称设置，以分别供杠杆2的第一
臂21和第二臂22抵接，实现对杠杆2左右两侧的转动幅度进行限制的功能。

[0115] 为了满足杠杆2的转动幅度可根据实际需要来进行调整的需求，本实施例中，第一支架 3的第一板31和第二板32分别对应设置有两组第七销孔组，两组第七销孔312以第一
轴313 所在垂面为对称面对称布置，每一组第七销孔组包括若干沿与第二轴41平行的方向
间隔布置的第七销孔312，当两根第四销钉73的两端分别于第一板31和第二板32上的不同
高度的第七销孔312组处插设到位时，其所用于限制的杠杆2的转动幅度也不同。

[0116] 第一支架3的连接板33的中心设置有第二枢接孔330，以供第二轴41贯穿并与第二轴 41形成转动配合。

[0117] 第二支架4设有调节组件42；所述调节组件42包括轴承421、两个轴套422和两个轴向锁紧螺母423。

[0118] 其中，轴承421的内圈可滑动地套设于第二轴41的外壁，其外圈套接于第一支架3的连接板33上的第二枢接孔330的内壁，并与第二枢接孔330的内壁过盈配合以形成固接关
系；两个轴套422均可滑动地套设于第二轴41的外壁，且分别位于轴承421的两侧；两个轴向
锁紧螺母423均螺接于第二轴41的外壁，且其分别相对轴承421地设置于轴套422的另一侧，
也即两个轴向锁紧螺母423分别位于两个轴套422的两侧；两个轴向锁紧螺母423旋转至分
别紧抵两个轴套422的端面且两个轴套422分别紧抵轴承421的两端时，轴承421相对第二轴
41固定；具体地，当需要调整第一支架3在第二轴41上的高度位置时，旋开其中一个轴向锁
紧螺母423，使其脱离其所抵接的轴套422，然后，旋转另一个轴向锁紧螺母423，以使其推动
轴套422和轴承421移动至合适位置，并使绳索1达到张紧状态；当绳索1达到张紧状态时，停
止对该轴向锁紧螺母423的转动，然后，旋转另一个轴向锁紧螺母423，直至其无法再旋转，
此时两个轴套422分别紧抵轴承421的两端，达到固定第一支架3在第二轴41 上的位置的目
的；该调节组件42的设置能够在实际应用时实现对绳索1的张紧力进行手动调整的功能。

[0119] 优选地，为了实现限制第一支架3相对第二轴41转动的功能，本实施例中，第一支架3 的连接板33上设置有沿与第二轴41平行的方向延伸的第三销孔(图中未示出)；第二支
架4 上设置有与第三销孔对应的第四销孔(图中未示出)；第一支架3和第二支架4之间通过
采用第二销钉同时插设于第三销孔和第四销孔处即可使其彼此相对固定；也即实现了限制
第一支架3相对第二支架4转动的功能，使得该风洞试验模型支撑装置200在实际使用时能
够实现对飞机模型的偏航自由度进行锁定的功能。

[0120] 升降机构5用于自动调节第一支架3和第二支架4的轴向位置，以实现自动调整绳索1 的张紧力的功能，其装设于风洞试验平台或固定架6上，本实施例中，升降机构5的固定
端装设于固定架6上，其驱动端以平行于第二轴41的方向带动第二支架4移动。

[0121] 具体地，升降机构5包括电机51、丝杠52和滑块53；电机51的固定端装设于固定架6 上并构成了升降机构5的固定端，其驱动端驱动丝杠52转动；丝杠52的延伸方向与第二轴 
41平行设置，其与滑块53构成丝杠52滑块53机构；滑块53滑设于固定架6的侧壁，其构成了
升降机构5的驱动端并与第二支架4固接为一体；固定架6上设置有与滑块53滑动配合的滑
轨。

[0122] 由上述结构可知，在第一支架3和第二支架4彼此之间锁定的情况下，仍可由升降机构 5通过滑块53带动第一支架3和第二支架4移动，达到对绳索1的张紧力进行调节的目
的。

[0123] 固定架6为柱状结构，在实际应用时，其固定装设于风洞试验平台上，其上设置有定位板61，定位板61设置于第一支架3和第二支架4之间以用于定位丝杠52上远离电机51的
一端，定位板61设有供第二轴41贯穿的通孔610。

[0124] 本实施例中，实现限制第一支架3相对第二轴41转动的功能还可通过以下方式实现：第一支架3的连接板33上设置有与第二轴41平行的方向延伸的第五销孔331；固定架6的
定位板61上设置有与第五销孔331对应的第六销孔611；第一支架3和固定架6还可通过在第
五销孔331和第六销孔611处同时插设第三销钉72来达到限制其彼此相对固定的目的，应当
理解，该实施方式可用于替代上述通过采用第二销钉限制第一支架3和第二支架4彼此相对
转动的方式，且本实施例附图中所提供的用于限制第一支架3相对第二轴41转动的方式为
该实施方式。

[0125] 需要说明的是，在实际应用时，第一支架3不管是通过第二销钉还是第三销钉72来限制其相对第二轴41转动，只要第一支架3与第一轴313之间达到了锁定状态，杠杆2均应位
于过飞机模型对称轴所在的铅垂面上或位于垂直于飞机模型对称轴的铅垂面上，以保证偏
航自由度在被锁定的情况下，飞机模型处于零偏航状态。

[0126] 固定架6的定位板61上还设置有偏离第二轴41的第八销孔612，第五销钉74插设于第八销孔612内时，其用于供转动过程中的第一支架3抵接，以达到限制第一支架3的转动幅
度的目的，具体地，第五销钉74的数量为两根，两根第五销钉74平行第二轴41且对称设置，
以分别供第一支架3上的连接板33的两侧抵接，实现对第一支架3的转动范围进行限制的功
能。

[0127] 为了满足第一支架3的转动幅度可根据实际需要来进行调整的需求，本实施例中，固定架6的定位板61设有以杠杆2所在的垂面为对称面对称分布的两组第八销孔612组，每
组第八销孔612组包括若干沿与第一轴313平行的方向间隔布置的第八销孔612，当两根第
五销钉74分别在两组第八销孔612组内不同的第八销孔612处插设到位时，其所用于限制的
第一支架3的转动幅度也不同。

[0128] 本实施例中，两根绳索1的两端分别与杠杆2和飞机模型相接，杠杆2以第一轴313转动连接于第一支架3上；当绳索1在飞机模型上连接到位时，杠杆2、两根在第一支架3牵拉
下的绳索1和飞机模型共同构成了平行四边形机构；杠杆2相对第一支架3转动的功能可为
飞机模型提供俯仰或滚转的自由度；第一支架3以与第一轴313垂直的第二轴41转动连接于
第二支架4，第一支架3相对第二支架4绕第二轴41转动时，其同时带动平行四边形机构绕第
二轴41转动，从而为飞机模型提供偏航的自由度；升降机构5则以平行于第二轴41的方向带
动第二支架4升降，进而带动第一支架3牵拉杠杆2，以改变杠杆2相对飞机模型的间距，实现
自动调整绳索1的张紧力的功能。

[0129] 风洞虚拟飞行试验的模型支撑系统1000实施例

[0130] 参见图10至图12，图10至图12示出了实施例中风洞虚拟飞行试验的模型支撑系统1000 的结构示意图。如图10所示，本实施例中，风洞虚拟飞行试验的模型支撑系统1000包
括飞机模型300和两个上述的风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200。

[0131] 其中，如图11和图12所示，飞机模型300包括机身3001、第五杆3002和第六杆3003；本实施例中，飞机模型300的机身3001以某战斗机模型的机身3001为例进行说明，但是，在
实际风洞实验中，飞机模型300的机身3001并不限于战斗机模型，其也可以为除直升机模型
以外的其他类型的飞机模型300的机身3001。

[0132] 两个风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200中的固定架6分别固接于风洞试验平台的上端和下端，且两个风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200分别连接于飞机模型300的
上部和下部。

[0133] 具体地，第五杆3002和第六杆3003正交且固接，其均装设于机身3001内；第五杆3002 位于机身3001的对称轴上且过飞机模型300的质心，第五杆3002的杆身外壁同轴成型
有阶梯轴部30021，第五杆3002通过在阶梯轴部30021上采用圆周均布的若干螺钉与飞机模
型300 的机身3001实现固接；第五杆3002的两端分别固定套设有第一轴承和第二轴承，第
一轴承和第二轴承的外圈上设置有连接柱并分别供其中一个风洞虚拟飞行试验的模型支
撑装置200 中的两根绳索1连接；第六杆3003与机身3001的对称轴垂直设置且过飞机模型
300的质心，第六杆3003的两端分别套设有第三轴承和第四轴承，第三轴承和第四轴承的外
圈上设置有连接柱并分别供另一个用于风洞虚拟飞行试验的模型装置200中的两根绳索1
连接；机身3001 上开设有供四根绳索1穿过的通孔。

[0134] 优选地，第五杆3002杆身和第六杆3003杆身可以做成空心套筒形式且正交固接，其中第五杆3002靠近飞机模型机尾一端为空心锥套形式，方便用于测量飞机模型气动力的
六分力天平的安装，具体地，六分力天平前锥部与飞机模型前机身固连，六分力天平后锥部
与第五杆3002的空心锥套固连，由此，两个风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200起到支撑
六分力天平后锥部一端的作用，从而实现该风洞虚拟飞行试验支撑装置不仅能实现释放俯
仰、滚转和偏航自由度，配合相应的舵面控制，实现飞行控制系统的有效评估，而且能实现
用六分力天平测量飞行器模型所受气动力的功能，从而避免风洞虚拟飞行试验仿真只能通
过风洞静动态试验的气动力数据库进行气动力建模的弊端。

[0135] 当两个风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200与飞机模型300在风洞试验平台内连接完成时，每个风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200中的两根绳索1均平行且等长；第
一轴313 水平且位于过飞行模型质心的垂面上；第二轴41与过飞机模型300质心的铅垂线
重合；且其中与第五杆3002连接的风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200中的杠杆2和两根
绳索1所在的平面位于过飞机模型300的对称轴的垂面上，与第六杆3003连接的风洞虚拟飞
行试验的模型支撑装置200中的杠杆2和两根绳索1所在的平面位于与垂直飞机模型300的
对称轴垂直的垂面上。

[0136] 本发明的风洞虚拟飞行试验的模型支撑系统1000实施例，在开展风洞虚拟飞行试验时，根据试验状态要求的飞机模型300所能承受的俯仰角幅度、滚转幅度和偏航幅度，分
别调整两个用于风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200中的第四销钉73在第一支架3上的
高度位置和第五销钉74在定位板61上的位置。当处于风洞试验平台中的飞机模型300需要
开展俯仰、滚转和偏航三个自由度的虚拟飞行试验时，则将两个风洞虚拟飞行试验的模型
支撑装置200 中的第一销钉71和第三销钉72同时撤去，即可满足同时释放俯仰、滚转和偏
航三个自由度的要求。当处于风洞试验平台中的飞机模型300需要开展俯仰和滚转两个自
由度的虚拟飞行试验时，则将两个风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200中的第一销钉71
均撤去，并在两个风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200中将第三销钉72的两端则分别插
接于第一支架3的第五销孔331和固定架6的第六销孔611内，即可满足释放飞机模型300俯
仰和滚转自由度的要求。当处于风洞试验平台中的飞机模型300需要开展俯仰和偏航两个
自由度的虚拟飞行试验时，在与第五杆3002连接的风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200
中，撤去第一销钉71 和第三销钉72的使用；在与第六杆3003连接的风洞虚拟飞行试验的模
型支撑装置200中，采用第一销钉71插设于杠杆2的第一销孔232和第一支架3的第二销孔
310内，并撤去第三销钉72的使用，即可满足释放飞机模型300俯仰和偏航自由度的要求。当
处于风洞试验平台中的飞机模型300需要开展滚转和偏航两个自由度的虚拟飞行试验时，
在与第六杆3003连接的风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200中，撤去第一销钉71和第三
销钉72的使用；在与第五杆3002连接的风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200中，采用第一
销钉71插设于杠杆 2的第一销孔232和第一支架3的第二销孔310内，同时撤去第三销钉72
的使用，即可满足释放飞机模型300滚转和偏航自由度的要求。当处于风洞试验平台中的飞
机模型300需要开展俯仰自由度的虚拟飞行试验时，在与第五杆3002连接的风洞虚拟飞行
试验的模型支撑装置 200中，采用第三销钉72插设于第一支架3的第五销孔331和固定架6
的第六销孔611内，并撤去第一销钉71的使用；在与第六杆3003连接的风洞虚拟飞行试验的
模型支撑装置200 中，采用第一销钉71插设于杠杆2的第一销孔232和第一支架3的第二销
孔310内，且采用第三销钉72插设于第一支架3的第五销孔331和固定架6的第六销孔611内。
当处于风洞试验平台中的飞机模型300需要开展滚转自由度的虚拟飞行试验时，在与第六
杆3003连接的风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200中，采用第三销钉72插设于第一支架3
的第五销孔331 和固定架6的第六销孔611内，并撤去第一销钉71的使用；在与第五杆3002
连接的风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200中，采用第一销钉71插设于杠杆2的第一销孔
232和第一支架3的第二销孔310内，且采用第三销钉72插设于第一支架3的第五销孔331和
固定架6的第六销孔611内。当处于风洞试验平台中的飞机模型300需要开展偏航自由度的
虚拟飞行试验时，在两个风洞虚拟飞行试验的模型支撑装置200中，均采用第一销钉71插设
于杠杆2的第一销孔232和第一支架3的第二销孔310内，并均撤去第三销钉72的使用。

[0137] 上述说明书和实施例的描述，用于解释本发明保护范围，但并不构成对本发明保护范围的限定。