CN103076150A - 一种翼型试验件 - Google Patents
一种翼型试验件 Download PDFInfo
- Publication number
- CN103076150A CN103076150A CN2012104961545A CN201210496154A CN103076150A CN 103076150 A CN103076150 A CN 103076150A CN 2012104961545 A CN2012104961545 A CN 2012104961545A CN 201210496154 A CN201210496154 A CN 201210496154A CN 103076150 A CN103076150 A CN 103076150A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- draw
- end wall
- cover plate
- groove
- bourdon
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 42
- 238000012795 verification Methods 0.000 abstract 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 2
- 238000013519 translation Methods 0.000 description 2
- 230000014616 translation Effects 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000003550 marker Substances 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 230000033772 system development Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Measuring Fluid Pressure (AREA)
- Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
Abstract
一种翼型试验件,其包括:翼型壳体,其包括第一端壁部、与第一端壁部相对的第二端壁部和侧壁部,第一端壁部、第二端壁部和侧壁部形成容纳腔;笛形管试验件,其容纳在容纳腔内用于对翼型壳体防冰;以及位置调节组件,其包括将笛形管试验件固定在其间的第一盖板和第二盖板;第一盖板可活动地设置在第一端壁部上,第二盖板可活动地设置在所述第二端壁部上,以使笛形管试验件相对翼型壳体具有至少两个空间位置。本发明可以使笛形管试验件在翼型试验件的防冰腔内的位置可以调节以方便计算验证该笛形管试验件在防冰腔内应当处于的最佳位置或者接近最佳位置。
Description
技术领域
本发明涉及飞机热气防冰系统冰风洞试验的技术领域,具体地涉及一种翼型试验件。
背景技术
为了对计算模型提供数据支持并对防冰系统效能进行校核等,通常设计笛形管试验件并将其固定到翼型试验件中进行冰风洞试验。然而,在现有的飞机热气防冰系统冰风洞试验中均将笛形管试验件的位置固定在翼型试验件的防冰腔内的某一位置处,即该笛形管试验件是不可活动的。
众所周知,在防冰系统研发阶段时,笛形管试验件在防冰腔内的位置、喷气孔大小、角度、排数、孔距、排距等参数需综合评估,获得一个优选的结果。如果笛形管试验件无法平动和/或转动,则就无法调节笛形管试验件以获得笛形管试验件相对于防冰腔空间的最佳位置。
发明内容
为了使笛形管试验件在翼型试验件的防冰腔内的位置可以调节以获得该笛形管试验件在防冰腔内的最佳位置或者接近最佳位置,本发明公开了一种翼型试验件,其包括:翼型壳体,其包括第一端壁部、与第一端壁部相对的第二端壁部和侧壁部,第一端壁部、第二端壁部和侧壁部形成容纳腔;笛形管试验件,其容纳在容纳腔内用于对翼型壳体防冰;以及位置调节组件,其包括将笛形管试验件固定在其间的第一盖板和第二盖板;第一盖板可活动地设置在第一端壁部上,第二盖板可活动地设置在第二端壁部上,以使笛形管试验件相对翼型壳体具有至少两个空间位置。
具体地,第一盖板和第二盖板分别具有用于限定至少两个位置的孔。
更具体地,第一盖板具有两个形状相同的第一卡槽,每个第一卡槽包括至少两个圆孔;第二盖板具有两个形状相同的第二卡槽,每个第二卡槽包括至少两个圆孔。
更具体地,第一卡槽和第二卡槽的形状相同。
优选地,两个第一卡槽和两个第二卡槽的每一个所在的直线基本平行于机翼前缘线。
优选地,第一盖板和第二盖板分别通过两个第一紧固件和两个第二紧固件将笛形管试验件固定到翼型壳体的第一端壁部和第二端壁部上;其中,两个第一紧固件的一个穿过一个第一卡槽中的一个圆孔并且两个第一紧固件的另一个穿过另一个第一卡槽中的一个与前述圆孔位置对应的圆孔;两个第二紧固件的一个穿过一个第二卡槽中的一个圆孔并且两个第二紧固件的另一个穿过另一个第二卡槽中的一个与前述圆孔位置对应的圆孔。
更优选地,第一紧固件和/或第二紧固件为螺栓。
具体地,翼型壳体为缝翼模型。
更具体地,第一盖板和第二盖板分别与缝翼模型的第一端壁部和第二端壁部相连接。
更具体地,第一端壁部和第二端壁部分别为缝翼模型的两端端肋。
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示意性地示出了本发明的翼型试验件的透视图;
图2示意性地示出了图1的平面的局部放大图;
图3示意性地示出了本发明的翼型试验件的笛形管试验件以及其两端的套管;
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
图1示意性地示出了本发明的翼型试验件的透视图,图2示意性地示出了图1的平面的局部放大图。
结合图1和图2,翼型试验件包括有位置调节组件100、笛形管试验件200以及翼型壳体300。其中,该位置调节组件100用于对笛形管试验件200进行位置调节。其中,所称的笛形管试验件200是在防冰系统冰风洞试验中为了模拟机翼的防冰腔内真实的笛形管而加工制成的试验元件。在此,被放到冰风洞进行试验的是特别设计制造的翼型试验件,该翼型壳体300是模拟真实的机翼缝翼的翼型的试验件。之所以对真实的笛形管设置相应的笛形管试验件并相应于机翼缝翼的翼型设置翼型壳体,这是因为冰风洞试验不太可能以真实飞机为试验对象,实践上为了验证防冰系统的可靠性,会设计并制造相应的试验件。
该翼型壳体300包括第一端壁部302、与该第一端壁部302相对的第二端壁部304和侧壁部306,该第一端壁部302、第二端壁部304和侧壁部306形成容纳笛形管试验件200和位置调节组件100的容纳腔。
位置调节组件100包括第一盖板102和第二盖板104,该第一盖板102和第二盖板104将笛形管试验件200固定在它们中间。具体地,该第一盖板102上设置有两个卡槽106、108,卡槽106具有通过连通槽110连通在一起的三个圆孔112,三个圆孔112可以限定三个不同的锁紧位置,卡槽108具有通过连通槽114连通在一起的三个圆孔116,三个圆孔116可以限定三个不同的位置。其中,卡槽106的三个圆孔112和卡槽108的三个圆孔116大小相同且两两之间的中心距也相同,即,卡槽106和卡槽108的形状完全相同。同样地,第二盖板104上也设置有两个卡槽118、120,卡槽118具有通过连通槽119连通在一起的三个圆孔122,三个圆孔122可以限定三个不同的锁紧位置,卡槽120具有通过连通槽124连通在一起的三个圆孔126,三个圆孔126可以限定三个不同的位置。其中,卡槽118的三个圆孔122和卡槽120的三个圆孔126大小相同且两两之间的中心距也相同,即,卡槽118和卡槽120的形状完全相同。
该翼型壳体300的第一端壁部302上具有至少两个固定螺纹圆孔(未示出),其位置分别和卡槽106、108的圆孔相对应,翼型试验件300的第二端壁部304上也具有至少两个螺纹固定圆孔(未示出),其位置分别和卡槽118、120的圆孔相对应。
笛形管试验件200两端分别套置到第一套管402和第二套管404中,且配合良好,试验前保证其相对密封,而第一套管402和第二套管404其中一端焊接在第一盖板102与第二盖板104上,然后第一盖板102通过两个螺栓(未示出)固定到翼型壳体300的第一端壁部302上,其中,一个螺栓穿过卡槽106中的一个圆孔(例如,从左数的第一个圆孔)并且另一个螺栓穿过卡槽108中的一个与前述圆孔位置对应的圆孔(例如,与前述的第一个圆孔相对应的从左数的第一个圆孔),从而该第一盖板102相对第一端壁部302牢固地固定在一起;第二盖板104通过两个螺栓128、130固定到翼型试验件300的第二端壁部304上,其中,一个螺栓128穿过卡槽118中的一个圆孔(例如,如图所示的从左数的第一个圆孔)并且另一个螺栓130穿过卡槽120中的一个与前述圆孔位置对应的圆孔(例如,与前述的第一个圆孔相对应的从左数的第一个圆孔),从而该第二盖板104相对第二端壁部304牢固地固定在一起。
这样,笛形管试验件200就被第一盖板102和第二盖板104固定到位于翼型试验件300的一个位置上,即,如图所示的相对于翼型壳体300的最左位置,当需要向右调节笛形管试验件200的位置以使笛形管试验件200更远离翼型壳体300的侧壁部306前缘时,可以松动各个螺栓然后将第一盖板102和第二盖板104向右推动再将各个螺栓分别锁紧到卡槽106、108、118、120的第二个圆孔或者第三个圆孔中。
当将翼型试验件放到模拟各种气象条件的冰风洞内进行试验时,该笛形管试验件200即由其上设置的多个喷射孔喷射出温度相对较高的气流以用于翼型壳体300防冰。当笛形管试验件200需要更靠近或者远离翼型壳体300的侧壁部306前缘时,可以如上所述地进行调节以使该笛形管试验件200的热气发挥最优性能。
本领域技术人员应当可以理解,设置在第一盖板102和第二盖板104的各个卡槽可以以设置在不同位置的三个独立的圆孔替代。可选择的,还可以在第一盖板102靠近第一端壁部302的一侧设置有齿轮,相应地,在第一端壁部302上设置有齿条,再另外加设紧固件,藉此,第一盖板102可相对翼型壳体300平动,同样地,也可以在第二盖板104和第二端壁部304之间采用齿轮和齿条的结构。无论如何设置,只要能够实现笛形管试验件200相对翼型壳体300具有至少两个空间位置即可。
本领域技术人员还可以理解,前述的螺栓128、130也可以以其他紧固件来替代。
较优地,卡槽106、108和另两个卡槽118、120的每一个所在的直线基本平行于机翼前缘线。
具体地,该翼型壳体300为缝翼模型,第一端壁部302和第二端壁部304分别为缝翼模型的缝翼端肋。
图3示意性地示出了本发明的翼型试验件的笛形管试验件以及其两端的套管。
结合图1-图3,该翼型壳体300内的笛形管试验件200的两端还可以相对第一盖板102、第二盖板104转动。易言之,该笛形管试验件200的两端分别可转动地设置到第一端壁部302和第二端壁部304上。
具体地,该翼型壳体300的第一端壁部302上固定有第一套管402,该翼型壳体300的第二端壁部304上固定有第二套管404,该笛形管试验件200的两端分别套置到该第一套管402和第二套管404中。
更具体地,该翼型试验件还包括手柄406和螺母408,其中,手柄406为圆柱状且在末端布置有螺纹,该笛形管试验件200设置有与手柄406相适配的通孔(未示出),该第二套管404在周向上开设有具有用于手柄406在预定角度范围内转动的第一狭槽410以及与第一狭槽410沿着第二套管404的中心对称的第二狭槽(未示出),该手柄406依次穿过第一狭槽410、通孔和第二狭槽,螺母408螺纹连接该手柄406上以将笛形管试验件200相对该第二套管404固定。为了避免较大地影响笛形管试验件200内部的热气流动,可以将手柄406位于笛形管内部的外径设置得相对较小并将位于笛形管试验件200外部的外径设置得相对较大,这样,由于变径产生的凸台正好可以卡在笛形管试验件200的外表面上。
优选地,该第二套管404的第一狭槽410和/或第二狭槽旁还布置有刻度412。
这样,当需要转动该笛形管试验件200时,试验者可以松开该螺母408,并且手持该手柄406逆时针或顺时针地旋转该笛形管试验件200到一定刻度412,该笛形管试验件200就在该第一狭槽410和第二狭槽所限定的角度范围内转动。另外,由于第一狭槽410和第二狭槽限定的角度是很小的,故本发明的笛形管试验件200可以实现微调。
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 (9)
1.一种翼型试验件,其包括:
翼型壳体,其包括第一端壁部、与所述第一端壁部相对的第二端壁部和侧壁部,所述第一端壁部、所述第二端壁部和所述侧壁部形成容纳腔;
笛形管试验件,其容纳在所述容纳腔内用于对所述翼型壳体防冰;以及
位置调节组件,其包括将所述笛形管试验件固定在其间的第一盖板和第二盖板;所述第一盖板可活动地设置在所述第一端壁部上,所述第二盖板可活动地设置在所述第二端壁部上,以使所述笛形管试验件相对所述翼型壳体具有至少两个空间位置。
2.根据权利要求1所述的翼型试验件,其特征在于,所述第一盖板和所述第二盖板分别具有至少两个卡槽,所述至少两个卡槽的每一个至少具有第一锁紧位置和第二锁紧位置,所述第一锁紧位置和所述第二锁紧位置分别对应于所述两个空间位置的一个。
3.根据权利要求1所述的翼型试验件,其特征在于,所述第一盖板具有两个形状相同的第一卡槽,每个第一卡槽包括至少两个圆孔;所述第二盖板具有两个形状相同的第二卡槽,每个第二卡槽包括至少两个圆孔。
4.根据权利要求3所述的翼型试验件,其特征在于,所述第一卡槽和所述第二卡槽的形状相同。
5.根据权利要求3或4所述的翼型试验件,其特征在于,所述两个第一卡槽和所述两个第二卡槽的每一个所在的直线基本平行于机翼前缘线。
6.根据权利要求3或4所述的翼型试验件,其特征在于,所述第一盖板和所述第二盖板分别通过两个第一紧固件和两个第二紧固件将所述笛形管试验件固定到所述翼型壳体的第一端壁部和第二端壁部上;其中,所述两个第一紧固件的一个穿过一个第一卡槽中的一个圆孔并且所述两个第一紧固件的另一个穿过另一个第一卡槽中的一个与前述圆孔位置对应的圆孔;所述两个第二紧固件的一个穿过一个第二卡槽中的一个圆孔并且所述两个第二紧固件的另一个穿过另一个第二卡槽中的一个与前述圆孔位置对应的圆孔。
7.根据权利要求6所述的翼型试验件,其特征在于,所述第一紧固件和/或所述第二紧固件为螺栓。
8.根据权利要求1所述的翼型试验件,其特征在于,所述翼型壳体为缝翼模型。
9.根据权利要求8所述的翼型试验件,其特征在于,所述第一端壁部和第二端壁部分别为缝翼模型的缝翼端肋。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201210496154.5A CN103076150B (zh) | 2012-11-28 | 2012-11-28 | 一种翼型试验件 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201210496154.5A CN103076150B (zh) | 2012-11-28 | 2012-11-28 | 一种翼型试验件 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN103076150A true CN103076150A (zh) | 2013-05-01 |
CN103076150B CN103076150B (zh) | 2015-08-05 |
Family
ID=48152755
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201210496154.5A Active CN103076150B (zh) | 2012-11-28 | 2012-11-28 | 一种翼型试验件 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN103076150B (zh) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106703997A (zh) * | 2016-12-19 | 2017-05-24 | 北京航空航天大学 | 前倾缝发动机支板热气防冰结构 |
CN106197941B (zh) * | 2015-05-07 | 2018-11-16 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种用于飞机适航验证的冰风洞试验机翼模型 |
CN109415115A (zh) * | 2016-06-29 | 2019-03-01 | 庞巴迪公司 | 用于飞机机翼结构的温度监测单元及相关安装方法 |
CN110789729A (zh) * | 2018-08-02 | 2020-02-14 | 中国商用飞机有限责任公司 | 飞机缝翼笛形管导向工装及更换方法 |
CN115493803A (zh) * | 2022-08-26 | 2022-12-20 | 哈尔滨工程大学 | 一种可维持气密的旋转测力装置及测力方法 |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5114100A (en) * | 1989-12-29 | 1992-05-19 | The Boeing Company | Anti-icing system for aircraft |
EP1318283A1 (fr) * | 2001-12-06 | 2003-06-11 | Hurel-Hispano | Dispositif de dégivrage d'une paroi externe d'aéronef |
US20100176243A1 (en) * | 2009-01-15 | 2010-07-15 | Cessna Aircraft Company | Anti-Icing Piccolo Tube Standoff |
CN102042902A (zh) * | 2010-11-18 | 2011-05-04 | 上海工程技术大学 | 一种热态风洞冲蚀试验的试件固定装置 |
CN102418603A (zh) * | 2011-10-19 | 2012-04-18 | 中国航空动力机械研究所 | 叶片防冰装置及具有该叶片防冰装置的叶片防冰系统 |
CN202300652U (zh) * | 2011-10-19 | 2012-07-04 | 中国航空动力机械研究所 | 叶片防冰装置及具有该叶片防冰装置的叶片防冰系统 |
CN102756809A (zh) * | 2012-07-07 | 2012-10-31 | 北京航空航天大学 | 一种开放式飞机热气防冰腔试验装置 |
-
2012
- 2012-11-28 CN CN201210496154.5A patent/CN103076150B/zh active Active
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5114100A (en) * | 1989-12-29 | 1992-05-19 | The Boeing Company | Anti-icing system for aircraft |
EP1318283A1 (fr) * | 2001-12-06 | 2003-06-11 | Hurel-Hispano | Dispositif de dégivrage d'une paroi externe d'aéronef |
US20100176243A1 (en) * | 2009-01-15 | 2010-07-15 | Cessna Aircraft Company | Anti-Icing Piccolo Tube Standoff |
CN102042902A (zh) * | 2010-11-18 | 2011-05-04 | 上海工程技术大学 | 一种热态风洞冲蚀试验的试件固定装置 |
CN102418603A (zh) * | 2011-10-19 | 2012-04-18 | 中国航空动力机械研究所 | 叶片防冰装置及具有该叶片防冰装置的叶片防冰系统 |
CN202300652U (zh) * | 2011-10-19 | 2012-07-04 | 中国航空动力机械研究所 | 叶片防冰装置及具有该叶片防冰装置的叶片防冰系统 |
CN102756809A (zh) * | 2012-07-07 | 2012-10-31 | 北京航空航天大学 | 一种开放式飞机热气防冰腔试验装置 |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
霍西恒等: "民用客机机翼热气防冰系统问题初探", 《民用飞机设计与研究》 * |
Cited By (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106197941B (zh) * | 2015-05-07 | 2018-11-16 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种用于飞机适航验证的冰风洞试验机翼模型 |
CN109415115A (zh) * | 2016-06-29 | 2019-03-01 | 庞巴迪公司 | 用于飞机机翼结构的温度监测单元及相关安装方法 |
CN109415115B (zh) * | 2016-06-29 | 2022-10-25 | 庞巴迪公司 | 用于飞机机翼结构的温度监测单元及相关安装方法 |
CN106703997A (zh) * | 2016-12-19 | 2017-05-24 | 北京航空航天大学 | 前倾缝发动机支板热气防冰结构 |
CN106703997B (zh) * | 2016-12-19 | 2018-08-24 | 北京航空航天大学 | 前倾缝发动机支板热气防冰结构 |
CN110789729A (zh) * | 2018-08-02 | 2020-02-14 | 中国商用飞机有限责任公司 | 飞机缝翼笛形管导向工装及更换方法 |
CN110789729B (zh) * | 2018-08-02 | 2024-01-30 | 中国商用飞机有限责任公司 | 飞机缝翼笛形管导向工装及更换方法 |
CN115493803A (zh) * | 2022-08-26 | 2022-12-20 | 哈尔滨工程大学 | 一种可维持气密的旋转测力装置及测力方法 |
CN115493803B (zh) * | 2022-08-26 | 2023-05-26 | 哈尔滨工程大学 | 一种可维持气密的旋转测力装置及测力方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN103076150B (zh) | 2015-08-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN103076150A (zh) | 一种翼型试验件 | |
US8806926B2 (en) | Device for multipoint acquisition/distribution of fluid, in particular probe for tapping pressure in a turbomachine air inlet | |
CN102901595A (zh) | 一种舵面铰链力矩测量方法 | |
CN101300467A (zh) | 飞行数据测量系统 | |
CN107741238B (zh) | 一种角速率陀螺测试装置 | |
CN102879172B (zh) | 操纵面测压便捷连接系统 | |
CN202793795U (zh) | 一种测量气动参数的固定式测量耙 | |
CN102879171A (zh) | 飞机全机测压试验支撑系统 | |
Brezina et al. | Measurement of static and dynamic performance characteristics of electric propulsion systems | |
CN105466663B (zh) | 精确测量风洞跨声速试验段局部气流偏斜角的装置 | |
CN103017998A (zh) | 一种翼型试验件 | |
Wheaton et al. | Hypersonic boundary-layer instabilities due to near-critical roughness | |
CN109556762A (zh) | 一种用于测量凹腔热流分布的探头 | |
WO2007106761A2 (en) | Current tank systems and methods | |
CN109211515A (zh) | 风洞试验模型姿态标定装置及标定方法 | |
CN112894281B (zh) | 基于多加工基准面的航天摩阻传感器表头结构加工方法 | |
CN101893505B (zh) | 一种水洞实验用新型回转体减阻试验模型 | |
CN201885887U (zh) | 一种空调翻转试验模拟装置 | |
CN115825582A (zh) | 一种便携式微气象电磁参数测试装置 | |
CN106225743B (zh) | 用于便携关节式坐标测量机标定的o型标准件 | |
Monkewitz et al. | Precise Measurement Technology Based on new Block-type and Rotary Shaft Balances | |
Damljanović et al. | Usability of Comparative Experimental–Numerical Supersonic Test Cases with the HB Reference Model | |
Russo¹ et al. | Numerical prediction of the strut interference on a regional aircraft wind-tunnel model | |
EP2466251B1 (en) | Angle measuring device | |
CN106768591A (zh) | 一种耐高温的单点测压受感部装置 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
C14 | Grant of patent or utility model | ||
GR01 | Patent grant |