CN106081155B - 一种飞机防除冰系统试验模拟装置 - Google Patents
一种飞机防除冰系统试验模拟装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN106081155B CN106081155B CN201610374266.1A CN201610374266A CN106081155B CN 106081155 B CN106081155 B CN 106081155B CN 201610374266 A CN201610374266 A CN 201610374266A CN 106081155 B CN106081155 B CN 106081155B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- air inlet
- wind tunnel
- test
- deicing system
- tunnel noumenon
- 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.)
- Active
Links
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
本发明涉及飞机防除冰系统试验装置设计领域，特别涉及一种飞机防除冰系统试验模拟装置，以至少解决目前的试验模拟装置结构复杂的问题。试验模拟装置包括：风洞本体，内部形成有试验腔，用于设置试验件，且风洞本体具有第一进气口、第二进气口以及第一出气口；涡轮装置，排气口分别密封连通至风洞本体的第一进气口和第二进气口；雾化器，位于试验腔与第一进气口之间，用于向试验件喷洒水雾；试验数据监测孔，设置在风洞本体上，用于对试验腔中试验件的状态进行监控。本发明的飞机防除冰系统试验模拟装置，结构简单，能够进一步降低试验模拟装置的建造成本以及试验成本。
Description
技术领域
本发明涉及飞机防除冰系统试验装置设计领域，特别涉及一种飞机防除冰系统试验模拟装置。
背景技术
防除冰系统是保证飞机安全飞行的重要系统之一，系统冰风洞试验是系统设计的关键环节，是衡量系统功能指标的重要手段。目前，常采用的冰风洞，其结构往往比较复杂，且试验过程中能耗大，从而大大增加了建造成本和试验成本，且试验具有一定局限性。
发明内容
本发明的目的是提供了一种飞机防除冰系统试验模拟装置，以至少解决目前的试验模拟装置结构复杂的问题。
本发明的技术方案是：
一种飞机防除冰系统试验模拟装置，包括：
风洞本体，内部形成有试验腔，用于设置试验件，且所述风洞本体具有第一进气口、第二进气口以及第一出气口，所述第一进气口的进气方向与所述第二进气口的进气方向垂直；其中，进气口的位置要根据试验件具体位置而定；
涡轮装置，位于所述风洞本体外部，所述涡轮装置的排气口分别密封连通至所述风洞本体的第一进气口和第二进气口；
雾化器，设置在所述风洞本体内部，且位于所述试验腔与所述第一进气口之间，用于向所述试验件喷洒水雾；
试验数据监测孔，设置在所述风洞本体上，用于对所述试验腔中试验件的状态进行监控。
可选的，所述风洞本体包括依次连接的：
试验段，呈环状，内部形成有所述试验腔，且所述第二进气口位于所述试验段上；
水滴加速段，呈环状，位于所述雾化器与所述试验段之间；
扩充段，横截面呈等腰梯形，其大口径端与所述水滴加速段端口密封连接，小口径端设置所述第一进气口。
可选的，在所述扩充段内壁面上沿气流方向均匀设置有多个导流板。
可选的，所述第一出气口的气流方向与所述第二进气口的气流方向位于同一直线。
可选的，所述的飞机防除冰系统试验模拟装置还包括：
两个第二出气口，设置在所述风洞本体上，且位于所述试验腔的远离所述涡轮装置的一侧。
可选的，在所述第一出气口处设置有消声器。
可选的，所述雾化器包括：
多个雾化喷嘴，设置在所述风洞本体内部；
进水管，分别与多个所述雾化喷嘴连接，且所述进水管的入水口位于所述风洞本体外部。
可选的，所述的飞机防除冰系统试验模拟装置还包括：
多个可调节导流板，设置在所述风洞本体内部，且位于所述试验腔与所述雾化器之间，多个所述可调节导流板在垂直于所述第一进气口气流方向的平面内呈格栅状均匀布置，每个所述可调节导流板的角度可调。
可选的，所述的飞机防除冰系统试验模拟装置还包括：
导流板角度调节器，用于同时调节多个所述可调节导流板的角度。
可选的，所述涡轮装置通过一根“U”形管连通至所述第二进气口，且在所述“U”形管的转角处的内壁上均匀设置有多个弯道导流片。
发明效果：
本发明的飞机防除冰系统试验模拟装置，试验件设置在试验腔内，通过涡轮装置提供气体，通过雾化器向试验件喷洒水雾，从而对试验件进行防除冰模拟试验，结构简单，能够进一步降低试验模拟装置的建造成本以及试验成本。
附图说明
图1是本发明飞机防除冰系统试验模拟装置的结构示意图；
图2是本发明飞机防除冰系统试验模拟装置中试验数据监测孔的安装位置示意图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，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更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描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、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
下面结合附图1至图2对本发明飞机防除冰系统试验模拟装置做进一步详细说明。
本发明提供了一种飞机防除冰系统试验模拟装置，包括风洞本体1、涡轮装置5、雾化器以及试验数据监测孔6。
风洞本体1可以采用目前已知的相似的风洞本体1结构，在风洞本体1内部形成有试验腔2，用于设置试验件21；风洞本体1具有第一进气口31、第二进气口32以及第一出气口41，第一进气口31的进气方向与第二进气口32的进气方向垂直，进一步，第一进气口31位于风洞本体1的侧面，且第一出气口41的气流方向还设置成与第二进气口32的气流方向位于同一直线，以减小气流阻力，方便气流流通。需要说明的是，第一进气口31、第二进气口32的具体位置应当跟已知的风洞进风口设计思路相同，是根据试验件位置设定，通常应该正对试验件21。
进一步，本发明的飞机防除冰系统试验模拟装置还包括两个第二出气口42，上下对称(根据图1所示视图方向)设置在风洞本体1上，且位于试验腔2的远离涡轮装置5的一侧；由于增加了排气通道，从而能够大大减小尾气的速度。
进一步，在本实施例中，风洞本体包括依次连接的试验段11、水滴加速段12以及扩充段13。
试验段11呈环状，内部形成有试验腔2，且第二进气口32位于试验段11上；水滴加速段12呈环状，位于雾化器与试验段11之间；扩充段13的横截面呈等腰梯形，其大口径端与水滴加速段12端口密封连接，小口径端设置第一进气口31。
涡轮装置5位于风洞本体1外部，涡轮装置5的进气口与试验装置供气口连通，涡轮装置5的排气口分别密封连通至风洞本体1的第一进气口31和第二进气口32；采用涡轮装置5对气源气体进行降温，既实现了降低水滴温度的目的，又实现了为试验件21创造低温环境的目的。并且，两路进气口形成两路气流，一路(第一进气口31形成的气流)用于加速水滴，另一路第二进气口32形成的气流用于为试验件21创造低温环境。
涡轮装置5的排气口可以通过一个类似三通接头，再通过不同的管道与第一进气口31和第二进气口32；本实施例中，优选涡轮装置5出口通过一根“U”形管51连通至第二进气口32，且在“U”形管51的转角处的内壁上均匀设置有多个弯道导流片52，可降低气流湍流度，改善流场品质。
雾化器设置在风洞本体1内部，且位于试验腔2与第一进气口31之间，用于向试验件21喷洒水雾；雾化器可以根据需要设置为多种适合的结构，本实施例中，雾化器包括多个雾化喷嘴81以及进水管82。多个雾化喷嘴81设置在风洞本体1内部；进水管82分别与多个雾化喷嘴81连接，且进水管82的入水口位于风洞本体1外部，水通过进水管82流向雾化喷嘴81，并最终形成水雾喷洒到试验件21上；并且，通过对水的流量的控制以实现对气流中水含量的控制。
试验数据监测孔6设置在风洞本体1上，用于设置测量元件(的探头)，从而对试验腔2中试验件21的状态进行监控。
进一步，本发明的飞机防除冰系统试验模拟装置还包括多个可调节导流板91以及导流板角度调节器92，能够降低气流湍流度，改善流场品质。
多个可调节导流板91设置在风洞本体1内部，且位于试验腔2与雾化器之间，多个可调节导流板91在垂直于第一进气口41气流方向的平面内呈格栅状均匀布置，每个可调节导流板91的角度可调。需要说明的是，多个可调节导流板91可以通过多种适合的安装方式，例如借鉴已知的百叶窗的安装结构，此处不再进行详细赘述。导流板角度调节器92用于同时调节多个可调节导流板91的角度；同样，导流板角度调节器92的结构也可以采用已知的多种适合的结构，例如借鉴已知的百叶窗的角度调节杆的结构。
本发明的飞机防除冰系统试验模拟装置中，在扩充段13内壁面上沿气流方向均匀设置有多个导流板14，同样可以降低气流湍流度，改善流场品质。另外，在第一出气口41处设置有消声器7，能够减少风洞的噪声污染。
本发明的飞机防除冰系统试验模拟装置，试验件21设置在试验腔2内，通过涡轮装置5提供气体，通过雾化器向试验件21喷洒水雾，从而对试验件21进行防除冰模拟试验，结构简单，能够进一步降低试验模拟装置的建造成本以及试验成本，并且能够适用于热气除冰、气囊除冰等不同类型防除冰系统的试验，通用性强。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (9)
1.一种飞机防除冰系统试验模拟装置，其特征在于，包括：
风洞本体(1)，内部形成有试验腔(2)，用于设置试验件(21)，且所述风洞本体(1)具有第一进气口(31)、第二进气口(32)以及第一出气口(41)，所述第一进气口(31)的进气方向与所述第二进气口(32)的进气方向垂直；
所述风洞本体(1)包括依次连接的：
试验段(11)，呈环状，内部形成有所述试验腔(2)，且所述第二进气口(32)位于所述试验段(11)上；
水滴加速段(12)，呈环状，位于雾化器与所述试验段(11)之间；
扩充段(13)，横截面呈等腰梯形，其大口径端与所述水滴加速段(12)端口密封连接，小口径端设置所述第一进气口(31)；
涡轮装置(5)，位于所述风洞本体(1)外部，所述涡轮装置(5)的排气口分别密封连通至所述风洞本体(1)的第一进气口(31)和第二进气口(32)；
雾化器，设置在所述风洞本体(1)内部，且位于所述试验腔(2)与所述第一进气口(31)之间，用于向所述试验件(21)喷洒水雾；
试验数据监测孔(6)，设置在所述风洞本体(1)上，用于对所述试验腔(2)中试验件(21)的状态进行监控。
2.根据权利要求1所述的飞机防除冰系统试验模拟装置，其特征在于，在所述扩充段(13)内壁面上沿气流方向均匀设置有多个导流板(14)。
3.根据权利要求1所述的飞机防除冰系统试验模拟装置，其特征在于，所述第一出气口(41)的气流方向与所述第二进气口(32)的气流方向位于同一直线。
4.根据权利要求3所述的飞机防除冰系统试验模拟装置，其特征在于，还包括：
两个第二出气口(42)，设置在所述风洞本体(1)上，且位于所述试验腔(2)的远离所述涡轮装置(5)的一侧。
5.根据权利要求3所述的飞机防除冰系统试验模拟装置，其特征在于，在所述第一出气口(41)处设置有消声器(7)。
6.根据权利要求1所述的飞机防除冰系统试验模拟装置，其特征在于，所述雾化器包括：
多个雾化喷嘴(81)，设置在所述风洞本体(1)内部；
进水管(82)，分别与多个所述雾化喷嘴(81)连接，且所述进水管(82)的入水口位于所述风洞本体(1)外部。
7.根据权利要求1所述的飞机防除冰系统试验模拟装置，其特征在于，还包括：
多个可调节导流板(91)，设置在所述风洞本体(1)内部，且位于所述试验腔(2)与所述雾化器之间，多个所述可调节导流板(91)在垂直于所述第一进气口(41)气流方向的平面内呈格栅状均匀布置，每个所述可调节导流板(91)的角度可调。
8.根据权利要求7所述的飞机防除冰系统试验模拟装置，其特征在于，还包括：
导流板角度调节器(92)，用于同时调节多个所述可调节导流板(91)的角度。
9.根据权利要求1所述的飞机防除冰系统试验模拟装置，其特征在于，所述涡轮装置(5)通过一根“U”形管(51)连通至所述第二进气口(32)，且在所述“U”形管(51)的转角处的内壁上均匀设置有多个弯道导流片(52)。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201610374266.1A CN106081155B (zh) | 2016-05-31 | 2016-05-31 | 一种飞机防除冰系统试验模拟装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201610374266.1A CN106081155B (zh) | 2016-05-31 | 2016-05-31 | 一种飞机防除冰系统试验模拟装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN106081155A CN106081155A (zh) | 2016-11-09 |
| CN106081155B true CN106081155B (zh) | 2018-12-11 |
Family
ID=57230470
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201610374266.1A Active CN106081155B (zh) | 2016-05-31 | 2016-05-31 | 一种飞机防除冰系统试验模拟装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN106081155B (zh) |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106644363A (zh) * | 2016-12-02 | 2017-05-10 | 武汉航空仪表有限责任公司 | 气囊除冰系统试验室除冰试验方法 |
| CN107764504A (zh) * | 2017-09-15 | 2018-03-06 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种测量云雾均匀性的装置 |
| CN108508144A (zh) * | 2018-03-12 | 2018-09-07 | 中国民用航空总局第二研究所 | 一种实验箱移动喷雾装置 |
| CN109029900B (zh) * | 2018-07-26 | 2024-01-19 | 河北工业大学 | 试验段截面可变的智能风洞 |
| CN112556728B (zh) * | 2019-09-25 | 2022-07-19 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 一种防冰传感器及具有其的发动机 |
| CN111579199B (zh) * | 2020-05-27 | 2022-05-17 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种结冰风洞中针对试验模型前缘冰壳的电磁力除冰装置 |
| CN111392066B (zh) * | 2020-06-02 | 2020-08-21 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种直升机旋翼模型结冰风洞试验方法 |
| CN112798214B (zh) * | 2021-04-08 | 2021-07-16 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种可控制结冰区域的试验装置及试验方法 |
| CN113390600B (zh) * | 2021-07-26 | 2022-07-12 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置及方法 |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2345345C1 (ru) * | 2007-08-14 | 2009-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ наземных испытаний объектов авиационной техники, подвергающихся обледенению, и устройство для его осуществления |
| CN102582843B (zh) * | 2011-11-11 | 2016-03-30 | 中国商用飞机有限责任公司 | 地面结冰条件模拟系统 |
| CN104122063A (zh) * | 2013-04-24 | 2014-10-29 | 武汉航空仪表有限责任公司 | 一种结冰气候室 |
| FR3015674B1 (fr) * | 2013-12-24 | 2017-05-05 | Snecma | Banc d'essai d'un systeme de degivrage |
| CN203858089U (zh) * | 2014-04-02 | 2014-10-01 | 康福斯（苏州）航空工业有限公司 | 飞机防冰系统试验装置 |
| CN204314045U (zh) * | 2014-12-09 | 2015-05-06 | 杨文鑫 | 一种小型回流式结冰风洞设备 |
| CN105466713A (zh) * | 2015-12-11 | 2016-04-06 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种模拟飞机防冰除冰系统试验装置 |
-
2016
- 2016-05-31 CN CN201610374266.1A patent/CN106081155B/zh active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN106081155A (zh) | 2016-11-09 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN106081155B (zh) | 一种飞机防除冰系统试验模拟装置 | |
| CN108168832B (zh) | 一种提高管风洞试验雷诺数的喉道结构 | |
| CN102914416B (zh) | 一种直冷式结冰风洞实现方法及系统 | |
| CN107271135B (zh) | 用于矢量推进飞机模型试验的风洞系统 | |
| CN203858089U (zh) | 飞机防冰系统试验装置 | |
| JP5796752B2 (ja) | 吹雪の発生装置 | |
| CN103033334A (zh) | 一种航空航天实用的流量测量与控制试验装置 | |
| CN109250149A (zh) | 用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置 | |
| CN106335642B (zh) | 一种基于环境气体喷流的武器舱噪声抑制装置 | |
| CN103048110A (zh) | 一种实现推力转向实验装置及其实验技术 | |
| CN103048109A (zh) | 用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件 | |
| CN207923408U (zh) | 一种低扰动宽马赫数风洞层流双喷管 | |
| CN203083804U (zh) | 一种实现推力转向的实验装置 | |
| CN107036665B (zh) | 一种测量火焰筒进气孔流量系数的试验装置及方法 | |
| CN111929024A (zh) | 一种结冰风洞进气与高度模拟系统及方法 | |
| CN105181317A (zh) | 舵轴热密封试验装置 | |
| CN107367368A (zh) | 一种高精度微射流试验管路装置 | |
| CN113945355B (zh) | 一种冲击波下的进气道风洞试验模拟系统 | |
| CN105987773B (zh) | 阻滞式总温传感器 | |
| CN211740626U (zh) | 一种组合动力多通道喷管试验装置 | |
| CN104458190A (zh) | 液态空气气源节能高效风洞装置及其方法 | |
| CN103940581B (zh) | 一种监测示踪气体浓度值测量射流卷吸量的实验方法 | |
| CN102288380A (zh) | 一种吹气式阵风发生器 | |
| CN105865797B (zh) | 一种飞机发动机灭火试验总成 | |
| CN208947639U (zh) | 用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |