CN103048109A - 用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件 - Google Patents

Abstract

一种用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件，其包括：壳体，其由临界截面经后掠拉伸而成，其中，临界截面这样定义的：根据机翼外流场的水滴撞击特性确定可能的严重结冰区域，再根据机翼内的笛形管的热功率分布确定最可能的严重结冰区域，然后将最可能的严重结冰区域的顺气流任一弦向翼面定义为临界截面，其中，后掠拉伸是将临界截面拉伸为试验翼形并且试验翼形的翼展方向的机翼前缘线与垂直于临界截面的直线呈后掠角度；防冰腔，其限定在壳体内并被配置为其结构参数与真实机翼在基准站位处的防冰腔的结构参数相同；试验笛形管，其布置在防冰腔内，试验笛形管并被配置为其相关参数与真实机翼在基准站位处的笛形管参数相同。

Description

用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件

技术领域

本发明涉及一种用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件以及其翼型面的确定方法。

背景技术

民用飞机的机翼防冰系统为飞机在结冰气象条件下的飞行提供安全保障，为飞机产生升力的关键部件-机翼提供足够的热源，以避免机翼表面结冰而影响机翼的气动外形。

机翼防冰系统在研发过程中利用各种试验对系统的性能进行验证是必不可少的一个环节。随着试验及测量技术的不断发展，模拟结冰云的冰风洞逐渐地被用来验证飞机机翼防冰系统的性能。

通常在机翼防冰系统的研发过程中，进行冰风洞试验时模型的选取是一个难点，大多数制造商会采用具有防冰系统的2D翼型试验件(即，先确定关键截面再直接沿垂直于截面的直线拉伸形成)进行试验，同时，由于冰风洞尺寸的限制，部分飞机制造商会采用2D缩比翼型试验件或3D缩比翼型试验件来验证系统的设计性能是否满足要求。

然而，目前几乎所有的民用飞机中机翼均采用后掠翼，因此使用2D翼型试验件很难真实模拟机翼后掠时的外流场及换热情况，从而对于计算分析模型的修正会存在一定的偏差。

采用缩比翼型试验件进行机翼防冰系统的性能验证试验时，缩比参数的换算又是一个较大的难题，由于机翼防冰系统进行缩比时，不仅考虑气象参数的缩比，同时需要考虑防冰系统热气参数的缩比。

如果使用3D全尺寸翼型试验件进行试验时，由于冰风洞的尺寸所限，仅能选择真实机翼沿展向某段位进行，但经过分析认为此时由于翼型试验件的复杂性及冰风洞壁面影响，整个翼型试验件的外流场结果会较大的偏离真实情况，很难为机翼防冰系统的性能验证提供保障。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件，通过该翼型试验件，设计人员可容易进行用于机翼防冰系统冰风洞试验，而且翼型试验件的生产制造简单。

为实现上述目的，本发明提出一种用于机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件的设计方法，其中包括如下步骤：

1)根据分析确定临界截面；

2)依据选取的临界截面，考虑后掠角的拉伸，形成翼型试验件的外形；

3)根据形成的翼型试验件的外形，进行试验用防冰系统的设计。

使用本发明公开的翼型试验件进行机翼防冰系统冰风洞试验，能够较为真实的模拟所选临界截面在考虑机翼后掠角时外流场及换热情况，同时避免了由于冰风洞壁面效应带来的负面影响。

具体地，本发明公开了一种用于机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件，其包括：壳体，其由临界截面经后掠拉伸而成，其中，临界截面这样确定的：根据机翼外流场的水滴撞击特性确定可能的严重结冰区域，再根据机翼内笛形管的热功率分布确定最可能的严重结冰区域，然后将最可能的严重结冰区域的顺气流任一弦向翼面确定为临界截面(即基准站位处)，其中，后掠拉伸是将临界截面拉伸为试验翼形，并且所述试验翼形的翼展方向的机翼前缘线与垂直于临界截面的直线呈后掠角度；防冰腔，其限定在壳体内，与所确定基准站位处的机翼防冰腔结构参数相同；试验笛形管，其被配置为位于所述防冰腔内部分的中央截面处的热气参数与所选飞机机翼的临界截面处的笛形管的热气参数一致。

具体地，试验笛形管设置有多个射流孔。

具体地，试验笛形管的末端设置有限流装置。

更具体地，限流装置为限流孔板。

更具体地，位于防冰腔内的试验笛形管的管径、射流孔直径、射流孔间隔和射流孔角度分别与机翼的临界截面(即，基准站位处)处的笛形管的管径、射流孔直径、射流孔间隔和射流孔角度一致。

根据本发明，还公开了一种用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件的翼型面确定方法，其中，所述机翼具有后掠角，翼型试验件的翼型面确定方法包括：

根据机翼外流场的水滴撞击特性确定可能的严重结冰区域；

在可能的严重结冰区域内，根据机翼内的笛形管的热功率分布确定最可能的严重结冰区域；

在最可能的严重结冰区域内选择机翼顺气流方向的一个弦向翼面并定义为临界截面；

将临界截面沿与垂直其本身直线呈后掠角度的机翼前缘线拉伸成翼型面。

本发明的技术效果：

使用本发明的方法可以设计一种用于机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件，以用于验证机翼防冰系统的性能，试验件的设计简单，生产制造易实施。采用本发明公开的翼型试验件进行冰风洞试验时避免了直接利用2D翼型试验件及缩比翼型试验件所带来的较大偏差，为更准确评估防冰系统的性能提供有效的方法。

附图说明

为了解释本发明，将在下文中参考附图描述其示例性实施方式，附图中：

图1示意性地示出了翼型试验件的翼型面；

图2示意性地示出了限流孔板示意图；

图3示意性地示出了翼型试验件的笛形管；

图4示意性地示出了翼型试验件含试验笛形管的示意图。

不同图中的相似特征由相似的附图标记指示。

具体实施方式

下文中，机翼、笛形管指的是待验证的真实飞机的机翼和机翼防冰系统内的笛形管。翼型试验件指的是用来进行冰风洞试验的试验件，它不同于真实飞机复杂的机翼翼型，它是根据真实飞机机翼的外流场和笛形管的特征进行简化设计，试验笛形管是翼型试验件的部件，其用于模拟真实飞机机翼内的笛形管。

1)根据分析确定临界截面

首先，需要通过计算分析确定机翼沿展向的水滴撞击特性。其中，水滴撞击特性分析是指在机翼外流场计算的基础上主要进行局部水收集系数的分析，其中局部水收集系数是指撞击在机翼前缘微元表面上的实际水收集率与该微元表面上最大可能的水收集率之比，它是表征微元表面水收集能力大小的一个参数，根据机翼前缘局部水收集系数的结果确定可能的严重结冰区域，局部水收集系数越大说明其撞击水收集能力越强，结冰的可能性将会更高或更严重。

通过分析认为整个机翼的翼根部位(即，机翼前缘较厚的区域)的局部水收集系数较小，机翼展向梢部部位(即，机翼前缘较薄的区域)的前缘局部水收集系数较大。

接着，基于以上分析结果，再考虑机翼防冰系统内部沿展向的笛形管所发出的热功率较低区域的因素，来分析确定临界截面。即，若在已经确定的可能的严重结冰区域内笛形管所发出的热功率最小的区域，则在此区域中的结冰强度将会最大，即为最可能的严重结冰区域，因此，可以将处于该最可能的严重结冰区域内顺气流的某弦向翼面定义为临界截面。

通过分析确定好临界截面，以用于下一步后掠拉伸形成翼型试验件的外形。

2)根据选取的临界截面，后掠形成翼型试验件的外形

后掠角定义为沿翼展方向的机翼前缘线与机身对称面垂直线的夹角。

依据选取的临界截面，根据整个机翼的后掠角，利用所选临界截面沿机翼前缘线形成翼型试验件100的外形。如图1所示，左侧轮廓线L1为根据上述第一步选取的临界截面，L2为机翼前缘线所在的直线，该后掠角θ为机翼前缘线所在的直线L2和虚线L3(即垂直于临界截面的直线)的夹角，整个外形为根据临界截面考虑后掠角拉伸形成的翼型试验件100的外形。该翼型试验件100内限定有防冰腔102(如图4)，在防冰腔102内可以布置如下所述的防冰系统。

3)翼型试验件的防冰系统

在本发明中，翼型试验件的防冰系统是以真实机翼的临界截面(即，基准站位)处防冰腔内的典型热气管路为参照进行设计的。

防冰腔102的结构形式与真实飞机相同，该防冰腔102被配置为其结构参数与真实机翼在临界截面处的防冰腔的结构参数相同。在真实飞机中，笛形管作为机翼防冰系统热气流量分配主要部件，在本发明的翼型试验件的防冰系统中，试验笛形管106参照真实飞机机翼在基准站位处的笛形管管径、射流孔直径、射流孔间隔和射流孔角度进行设计。具体地，该试验笛形管106的管径、射流孔直径、射流孔间隔和射流孔角度与真实飞机机翼在基准站位处的笛形管管径、射流孔直径、射流孔间隔和射流孔角度相同。

参见图2-图4，如上所述，为了保证试验笛形管106的流量分配与真实的笛形管相同，以通过试验笛形管106的位于防冰腔内的管段部分的中央位置截面处T1的热气参数(如热气流量、热气温度)与真实飞机机翼在基准站位处笛形管管内热气参数一致作为设计依据。

需要指出的是，由于翼型试验件的展向长度小于真实飞机机翼的展向长度，相应地，试验笛形管106的长度相较于真实笛形管而言也必短很多，这样，如果在该较短的试验笛形管106上的入口端直接通入热气的话，由于压降较大使得该试验笛形管106位于防冰腔内的管段中央位置的截面T1处的热气参数严重偏离真实机翼所选临界截面处热气参数。为了解决这样的技术问题，本发明在该试验笛形管106的末端采用了限流装置。

因此，结合图2进行理解，为了保证试验笛形管106的位于防冰腔内的管段部分在中央位置的截面T1处的热气温度和流量等热气参数与真实飞机机翼在基准站位处流经笛形管内的热气参数相同，在试验笛形管106的末端110处管内采用限流孔板108的限流装置进行流量控制。其中，限流孔板108是一种标准的限流装置，它是一块与管道同心、直角入口边缘非常锐利的薄板。其中，A、B为上下游端面，D为管道直径，d为限流孔直径，E为限流孔板厚度，e为限流孔等值端厚度。按照标准要求，上下游端面A、B粗糙高度应小于0.0001d，且相互严格平行；限流孔等值端厚度e应满足0.005D≤e≤0.02D，限流孔板厚度E应在e和0.05D之间。同时根据风洞方的供气连接形式进行试验笛形管入口的法兰112的连接设计。

此外，在制造上述翼型试验件的过程中，需对防冰腔结构缝隙进行密封，这是众所周知的，在此不再赘述。最后，可以将上述翼型试验件安装到冰风洞中进行试验。

本发明中提到的一种用于机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件的设计方法简单可靠、生产制造易于实施，同时有效地降低了目前多数试验中采用2D翼型试验件(未考虑机翼防冰系统的后掠角)进行冰风洞试验产生的结果偏离。同时也避免了采用3D缩比翼型试验件进行冰风洞试验验证时诸如气象参数和热气参数等缩比参数的换算。

本发明不以任何方式限制于在说明书和附图中呈现的示例性实施方式。示出以及描述的实施方式(的部分)的所有组合明确地理解为并入该说明书之内并且明确地理解为落入本发明的范围内。而且，在如权利要求书概括的本发明的范围内，很多变形是可能的。此外，不应该将权利要求书中的任何参考标记构造为限制本发明的范围。

Claims (5)

1.一种用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件，其包括：

壳体，其由临界截面经后掠拉伸而成，其中，所述临界截面这样确定的：根据机翼外流场的水滴撞击特性确定可能的严重结冰区域，再根据机翼内的笛形管的热功率分布确定最可能的严重结冰区域，然后将所述最可能的严重结冰区域内的顺气流任一弦向翼面确定为临界截面，其中，所述后掠拉伸是将所述临界截面拉伸为试验翼形并且所述试验翼形的翼展方向的机翼前缘线与垂直于所述临界截面的直线呈后掠角；

防冰腔，其限定在所述壳体内，所述防冰腔被配置为其结构参数与真实机翼在临界截面处的防冰腔的结构参数相同；

试验笛形管，其布置在所述防冰腔内，所述试验笛形管被配置为其位于所述防冰腔内的管段部分中央截面处的热气参数与流经所选飞机机翼临界截面处笛形管内的热气参数一致。

2.根据权利要求1所述的翼型试验件，其特征在于，所述试验笛形管的末端设置有限流装置。

3.根据权利要求2所述的翼型试验件，其特征在于，所述限流装置为限流孔板。

4.根据权利要求1所述的翼型试验件，其特征在于，位于所述防冰腔内的试验笛形管的管径、射流孔直径、射流孔间隔和射流孔角度分别与所述临界截面处的笛形管的管径、射流孔直径、射流孔间隔和射流孔角度一致。

5.一种用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件的翼型面确定方法，其中，所述机翼具有后掠角，所述翼型试验件的翼型面确定方法包括：

根据机翼外流场的水滴撞击特性确定可能的严重结冰区域；

在所述可能的严重结冰区域内，根据机翼内的笛形管的热功率分布确定最可能的严重结冰区域；

在所述最可能的严重结冰区域内选择所述机翼的一个顺气流弦向翼面并定义为临界截面；

将所述临界截面沿与垂直其本身直线呈后掠角度的机翼前缘线拉伸成翼型面。

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