CN105716827B - 水陆两栖飞机吹气襟翼风洞试验模型 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种水陆两栖飞机吹气襟翼的风洞试验模型，主要应用在飞机气动设计中关于附面层控制增升风洞试验领域。包括：支撑件、连接件、机身、机翼组件、通气管路、垫板组件和流动控制装置。支撑件一端与风洞天平台架固连，另一端与连接件安装；机身和机翼组件均安装在连接件上；机翼组件包含机翼安定面、襟翼组件、变角片、通气管路以及各类盖板组成，襟翼通过变角片与机翼安定面连接，襟翼头部开有等间距的长方形喷缝，内部设有稳压腔，稳压腔内布置压力传感器和温度传感器；流动控制装置安装在机身内部，根据稳压腔内的压力和温度传感器的反馈信号来控制气体流量调节稳压腔内的压力。本发明实施例提出了一种吹气襟翼试验模型设计方法，解决了对吹气动量系数的控制、模拟问题，有效提高了试验准确度。

Description

水陆两栖飞机吹气襟翼风洞试验模型

技术领域

本发明涉及飞机气动力设计领域，尤其涉及襟翼吹气附面层控制增升风洞试验领域。

背景技术

随着航空技术的飞速发展，对军、民用飞机的各种性能要求越来越高，比如追求良好的机动性、短距离起降能力和起降安全性等，因此采用吹气附面层控制来提高起降升力的相关技术研究越来越受到重视，但由于国内吹气襟翼模型设计和制造上存在较多的缺陷与不足，实际设计效果往往难以准确获得风洞试验验证，其中的主要原因是风洞试验的吹气动量系数的测定及模拟不准确，即试验模型的供气管路和襟翼喷缝的设计具有较高的技术难度，主要体现在：试验模型喷缝大小和位置设计，在缩比较大的试验模型上实现具有一定的困难；模型通气管路的设计，特别是机翼、襟翼和稳压腔的连接处，在考虑部件拆装更换的同时，保证其良好的气密性和连通性对于内部空间相对狭小的飞机模型来说，都具有较大的难度。

发明内容

本发明实施例提出一种水陆两栖飞机吹气襟翼风洞试验模型，能够解决技术背景中存在的问题，该发明提供了吹气襟翼试验模型一种设计方法，解决了吹气襟翼试验中对吹气动量系数的控制、模拟问题，提高了其试验的准确度。

本发明实施例提出的水陆两栖飞机吹气附面层控制风洞试验模型，包括：支撑件、连接件、机身、垫板组件、机翼组件、通气管路和流动控制装置；

所述支撑件一端固定于风洞地板上，一端与所述连接件固定；

所述机身安装在所述连接件上，机身与风洞地板之间的缝隙安装所述垫板组件，所述垫板组件固定于风洞地板上。

所述机翼组件通过定位销安装在所述连接件上；

所述通气管路从支撑件通孔进入所述机身内部，连接控制装置进气口，经过控制装置，分成2路分别经所述连接件的开孔，进入所述机翼安定面的铣槽，分别从内、外襟翼两端变角片的通气孔进入各自稳压腔。

本发明实施例提供的垫板组件，安装在风洞地板，高度88毫米，目的消除地板附面层对实验模型的干扰；与所述机身接合处用迷宫槽形式相互咬合，缝隙宽度为5毫米，上面覆上密封盖板，在保证天平测力不受垫块影响的同时，有效减小了缝隙干扰。

本发明实施例提供的支撑件，与所述机翼的前后安装通过2个定位凸台定位，上下定位通过机翼预留边沿与半模连接件搭接，同时采用2个定位销定位和8个M16螺钉紧固，严格控制机翼和机身的安装位置。

本发明实施例提供的通气管路，其特征在于采用铜管，与机翼的连接方式采用焊接形式，辅以挡块和压板进行固定。

本发明实施例提供的襟翼装置，包含内襟翼和外襟翼，每个襟翼分别包含襟翼主体、襟翼前盖板、襟翼上盖板及襟翼导管；襟翼主体内部设有稳压腔；襟翼头部设有喷缝；内襟翼和外襟翼均采用了从两端变角片进气的方式；组装时用螺钉紧固，在各通气管路连接面设有密封垫圈与密封接头。

本发明实施例提供的襟翼喷缝，其特征在于每个小喷缝长4.64毫米，小喷缝之间的隔块长度0.82毫米；所述内襟翼的喷缝高度0.29毫米；所述外襟翼根部喷缝高度0.29毫米，稍部喷缝高度0.22毫米。

本发明实施例提供的襟翼稳压腔，其特征在于横截面为直径36毫米的圆；稳压腔内的管路进行均匀打孔设计；内襟翼和外襟翼稳压腔内部分别均匀布置5个测压点和2个测温点。

有益效果

本发明实施例的有益效果是，襟翼稳压腔结构设计以及两头进气方式，有效保证了稳压腔内部各处压力的一致性，使各个喷缝的气流流动均匀、稳定，大大提高了吹气动量系数的控制精度；解决了吹气襟翼试验中对吹气动量系数的控制、模拟问题，提高了其试验的准确度，为我国高性能水陆两栖飞机的增升装置研究打下了技术基础。

附图说明

图1是本发明提供的水陆两栖飞机吹气襟翼风洞试验模型的一个实施例的结构示意图。

图2是机翼安装定位的一个实施例的结构示意图。

图3是垫块组件的一个实施例的结构示意图。

图4是机翼组件的一个实施例的结构示意图。

图5是襟翼组件的一个实施例的结构示意图。

图1中11为机翼组件,12为襟翼组件，13为流动控制装置，14为连接件，15为支撑件，16为机身组件，17为垫板组件，18为机翼通气管路。

图2中21为搭接面,22为定位凸台，23为定位销孔，24为紧固螺钉孔。

图3中31为机身垫板,32为连接板，33为盖板。

图4中41为外襟翼供气管路，42为挡块，43为压板，44为内襟翼供气管路。

图5中51为上盖板，52为襟翼主体，53为前盖板，54为襟翼导管，55为稳压舱，56为喷缝。

具体实施方式

下面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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有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。

请参阅图1所示，本发明的实施方式为：模型支撑件15的一端安装在风洞天平台架上，另一端与连接件14固连,机身16、机翼11和控制系统均安装在连接件14上，垫板组件17固定在风洞地板上，与机身16之间的间距为5mm，避免对天平测力产生干扰；外接气源从风洞下方，穿过支撑件15进入控制系统13，然后分为两路进入机翼通气管路18，最后通过内襟翼和外襟翼的变角片进入襟翼稳压腔55。

其中，所述的机身组件16、垫板组件17采用铝合金材料，机翼组件11和连接件14采用优质合金钢30CrMnSiA。

所述连接件14的底面设计有10个Φ17毫米通孔，使用沉头螺钉与支撑件15紧密固连，另设有4个椭圆孔和一个Φ50毫米通孔，方便控制系统电线和通气管路导管进出；所述连接件14的侧面通过2个销孔和8个M16螺钉与支撑件15紧固在一起；所述连接件14的中段和两端分别通过销钉与机身16的前、中、后段定位安装。

特别的，所述的连接件14侧面设计定位凸台22，进一步保证机翼11的前后安装位置准确。

所述的垫板组件17分为前、中、后段，与机身16各段一一对应，在保证功能的前提下，进行减重处理，在垫板各段的支撑梁上布置了与风洞下转盘固定的螺钉孔，垫板各段间用220mm长连接板32连接，上面覆上密封盖板33；为进一步减小机身和垫板之间的缝隙干扰，机身和垫块的接合处采用迷宫槽设计互相咬合

所述的通气管路18采用铜管，在机翼内部采用挡块42和压板43的方式焊接固定，导管与襟翼变角片的连接处加装橡胶密封垫圈保证气密性。

所述襟翼包含襟翼主体52、上盖板51、前盖板53和稳压腔55构成，襟翼喷缝在襟翼前缘，高压气体从机翼内部铜管引入襟翼角片，再从襟翼角片进入到襟翼稳压腔55，最后从襟翼喷缝56喷出。确定风洞试验状态后，襟翼主体52、襟翼前盖板53、襟翼上盖板51及襟翼导管54组装成一体，用螺钉紧固，并在各件连接面涂抹密封胶。

其中，所述襟翼前盖板53设计喷缝56，每个小喷缝长4.64毫米，小喷缝之间的隔块长度0.82毫米；内襟翼的喷缝高度0.29毫米；外襟翼根部喷缝高度0.29毫米，稍部喷缝高度0.22毫米。

喷缝在翼面上的位置定义如下：以襟翼转轴为圆心，襟翼头部圆弧与机翼上表面交点与圆心的连线为基准，逆时针旋转37度所在的襟翼头部圆弧位置。

其中，所述稳压腔55为了保证喷缝56吹气的均匀性，采用了从变角片两头进气的方式，并且襟翼腔内的导管54进行打孔设计；同时为了提高稳压腔55内压力控制的准确性，稳压腔55内部均匀布置5个测压点和2个测温点。

所述模型为翼身组合体及其附件的半模模型。

以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种水陆两栖飞机吹气襟翼风洞试验模型，其特征在于：包括支撑件、连接件、机身组件、垫板组件、机翼组件、襟翼组件、通气管路和流动控制装置；

所述支撑件的一端安装在风洞天平台架上，另一端与所述连接件固连；

所述机身组件安装在所述连接件上，机身组件与风洞地板之间的缝隙安装所述垫板组件，所述垫板组件固定于风洞地板上；

所述机翼组件通过定位销和螺钉安装在所述连接件上；

所述通气管路从所述支撑件穿入所述机身组件内部，连接到流动控制装置，然后分成2路分别经所述连接件的开孔，进入所述机翼组件的铣槽，最后从襟翼组件两端的通气孔分别进入各自稳压腔。

2.如权利要求1所述的一种水陆两栖飞机吹气襟翼风洞试验模型，其特征在于：垫板组件安装在风洞地板，高度88毫米，与机身组件的接合处采用迷宫槽形式相互咬合但不接触，咬合的缝隙宽度为5毫米，上面覆上密封盖板。

3.如权利要求1所述的一种水陆两栖飞机吹气襟翼风洞试验模型，其特征在于：所述连接件与机翼组件安装通过定位凸台及预留边沿进行搭接定位，同时采用2个定位销和8个M16螺钉紧固。

4.如权利要求1所述的一种水陆两栖飞机吹气襟翼风洞试验模型，其特征在于：机翼组件包括中央翼、外翼、短舱、襟翼供气件、襟翼组件和变角片；中央翼一端与所述连接件相连，一端与外翼连接，在机翼下表面留有短舱接口；襟翼组件通过所述变角片与机翼相连；襟翼供气件用压板和挡块镶入中央翼专用铣槽内，使得高压气体能够通过通气管路从机翼根部进入到所述变角片连接处；机翼表面开槽用盖板维持外形不变。

5.如权利要求1所述的一种水陆两栖飞机吹气襟翼风洞试验模型，其特征在于：通气管路采用铜管保证气密性要求，与机翼组件的连接方式采用焊接形式，辅以挡块和压板进行固定。

6.如权利要求4所述的一种水陆两栖飞机吹气襟翼风洞试验模型，其特征在于：襟翼组件分为内襟翼和外襟翼，材料为优质合金钢30CrMnSiA；每个襟翼分别包含襟翼主体、襟翼前盖板、襟翼上盖板、襟翼导管、稳压腔和喷缝；襟翼主体内部设有稳压腔；襟翼头部设有喷缝；组装时用螺钉紧固，各通气管路连接面设有密封垫圈与密封接头保证气密性。

7.如权利要求6所述的一种水陆两栖飞机吹气襟翼风洞试验模型，其特征在于：喷缝中间用小隔块隔开，每个小喷缝长4.64毫米，小喷缝之间的隔块长度0.82毫米；所述内襟翼的喷缝高度0.29毫米；所述外襟翼的根部喷缝高度0.29毫米，稍部喷缝高度0.22毫米。

8.如权利要求6所述的一种水陆两栖飞机吹气襟翼风洞试验模型，其特征在于：喷缝的位置以襟翼转轴为圆心，以襟翼头部圆弧与机翼上表面交点与圆心的连线为基准，逆时针旋转37度所在的襟翼头部圆弧位置。

9.如权利要求6所述的一种水陆两栖飞机吹气襟翼风洞试验模型，其特征在于：稳压腔横截面为直径36毫米的圆；稳压腔内的导管进行均匀打孔设计；稳压腔内部分别均匀布置5个测压点和2个测温点。