CN106828970A - 用于飞机适航验证的冰风洞试验尾翼模型 - Google Patents

用于飞机适航验证的冰风洞试验尾翼模型 Download PDF

Info

Publication number
CN106828970A
CN106828970A CN201510860617.5A CN201510860617A CN106828970A CN 106828970 A CN106828970 A CN 106828970A CN 201510860617 A CN201510860617 A CN 201510860617A CN 106828970 A CN106828970 A CN 106828970A
Authority
CN
China
Prior art keywords
plate
leading edge
covering plate
model
aircraft
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
Application number
CN201510860617.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106828970B (zh
Inventor
李焕涛
陈洲蛟
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Harbin Aircraft Industry Group Co Ltd
Original Assignee
Harbin Aircraft Industry Group Co Ltd
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Harbin Aircraft Industry Group Co Ltd filed Critical Harbin Aircraft Industry Group Co Ltd
Priority to CN201510860617.5A priority Critical patent/CN106828970B/zh
Publication of CN106828970A publication Critical patent/CN106828970A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106828970B publication Critical patent/CN106828970B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明涉及用于飞机适航验证的冰风洞试验尾翼模型，飞机尾翼模型选取平尾靠近翼尖7‑11肋部分，由前缘(201)、前缘安装支架(209)、连接角材210、取样卡板211及后体结构组成，其中后体结构包括上蒙皮板件(202)、下蒙皮板件(203)、上蒙皮口盖(204)、侧连接板(205)、前连接板(206)、安装板(207)、垫片(208)；前缘结构形式、连接方式及材料均与飞机真实结构一致，后体结构与飞机结构不同，保留原有飞机外形，采用整体机加大板替代铆接组合结构。本发明涉及的尾翼模型试验件具有足够的强度和刚度，外形准确，连接可靠，协调安装简便，试验件结构设计能够满足试验要求。

Description

用于飞机适航验证的冰风洞试验尾翼模型
技术领域
本发明属于飞机风洞试验技术领域，具体涉及一种风洞机翼模型设计。
背景技术
目前用于风洞试验的模型多为缩比例的全机模型，用于测试飞行的气动性能，本发明为全尺寸的飞机局部模型，用于测试飞机前缘结冰情况，为国内通勤类飞机首次采用。
发明内容
发明的目的
飞机飞行时，尾翼前缘处在气流最前缘，含有水滴的冷空气极易在前缘结冰，前缘冰层厚度达到一定程度后，会改变翼型周围流场，影响飞机升力，对飞行安全产生不利影响，为消除这种影响，翼型前缘安装除防冰设备—除冰套，此发明旨在验证除防冰设备的可靠性，通过选取尾翼翼尖部分结构进行简化并设计支挂结构，安装在模拟飞行环境中进行试验验证。
发明的技术方案
飞机机翼及尾翼除防冰适航验证，需要试验件前缘结冰区域模拟飞机真实结构及连接形式，后体可采用与飞机不同的结构形式，但必须有足够的强度和刚度以保证外形精度。试验件设计时应考虑尺寸公差，安装协调，真实情况模拟，具体设计方案如下：
用于飞机适航验证的冰风洞试验尾翼模型，其特征在于：飞机尾翼试验件模型选取平尾靠近翼尖7-11肋部分，由前缘201、前缘安装支架209、连接角材210、取样卡板211及后体结构组成，其中后体结构包括上蒙皮板件202、下蒙皮板件203、上蒙皮口盖204、侧连接板205、前连接板206、安装板207、垫片208见图2；前缘结构形式、连接方式及材料均与飞机真实结构一致，后体结构与飞机结构不同，保留原有飞机外形，采用整体机加大板替代铆接组合结构。
前缘201与上蒙皮板件202、下蒙皮板件203及前缘安装支架209通过螺钉连接，与飞机原有连接形式一致，连接角材210通过螺钉与前缘安装支架209连接，前缘安装支架209及连接角材210组成的结构与风洞设备通过螺钉连接并支撑前缘201。
上蒙皮板件202与下蒙皮板件203连接时使用定位销定位，左、右两侧通过侧连接板205连接，侧连接板205与下蒙皮板件203使用铆钉连接，与上蒙皮板件202通过螺栓连接；上蒙皮板件202与下蒙皮板件203在前部通过前连接板206连接，前连接板206与下蒙皮板件203使用铆钉连接，与上蒙皮板件202通过螺栓连接；另外，上蒙皮板件202与下蒙皮板件203在蒙皮后部通过螺栓连接；上蒙皮口盖204与上蒙皮板件202通过螺钉连接，为模型安装、检查的通道；安装板207通过螺栓与上蒙皮202及下蒙皮板件203连接，垫片208用在安装板207外侧，用于模型整体安装时调整安装间隙；取样卡板用于试验后在模型前缘201结冰处取冰型轮廓，不与模型其它结构连接。
发明的效果
本发明涉及的尾翼模型试验件具有足够的强度和刚度，外形准确，连接可靠，协调安装简便，试验件结构设计能够满足试验要求。
附图说明
图1为尾翼模型试验件组成结构示意图
具体实施方式
参见图1，飞机尾翼试验件模型选取平尾靠近翼尖7-11肋部分，由前缘201、前缘安装支架209、连接角材210、取样卡板211及后体结构组成，其中后体结构包括上蒙皮板件202、下蒙皮板件203、上蒙皮口盖204、侧连接板205、前连接板206、安装板207、垫片208见图2。前缘结构形式、连接方式及材料均与飞机真实结构一致，后体结构与飞机结构不同，保留原有飞机外形，采用整体机加大板替代铆接组合结构。
前缘201与上蒙皮板件202、下蒙皮板件203及前缘安装支架209通过螺钉连接，与飞机原有连接形式一致，连接角材210通过螺钉与前缘安装支架209连接，前缘安装支架209及连接角材210组成的结构与风洞设备通过螺钉连接，起到支撑前缘201的作用。
上蒙皮板件202与下蒙皮板件203连接时使用定位销定位，左、右两侧通过侧连接板205连接，侧连接板205与下蒙皮板件203使用铆钉连接，与上蒙皮板件202通过螺栓连接。上蒙皮板件202与下蒙皮板件203在前部通过前连接板206连接，前连接板206与下蒙皮板件203使用铆钉连接，与上蒙皮板件202通过螺栓连接。另外，上蒙皮板件202与下蒙皮板件203在蒙皮后部通过螺栓连接。上蒙皮口盖204与上蒙皮板件202通过螺钉连接，方便拆卸，做为模型安装、检查的通道。安装板207通过螺栓与上蒙皮202及下蒙皮板件203连接，垫片208用在安装板207外侧，用于模型整体安装时调整安装间隙。取样卡板用于试验后在模型前缘201结冰处取冰型轮廓，不与模型其它结构连接。模型大部分采用可拆卸连接，便于模型拆解，方便运输。
尾翼模型安装具体实施如下：
1、在风洞中两侧开口放入前缘201；
2、组合后体，连接安装板207，然后通过安装板207与风洞两侧连接将后体固定到风洞中；
3、连接前缘201和后体，封闭两侧开口；
4、试验结束后用取样卡板211在结冰前缘201取冰型。

Claims (3)

1.用于飞机适航验证的冰风洞试验尾翼模型，其特征在于：飞机尾翼试验件模型选取平尾靠近翼尖7-11肋部分，由前缘(201)、前缘安装支架(209)、连接角材210、取样卡板211及后体结构组成，其中后体结构包括上蒙皮板件(202)、下蒙皮板件(203)、上蒙皮口盖(204)、侧连接板(205)、前连接板(206)、安装板(207)、垫片(208)；前缘结构形式、连接方式及材料均与飞机真实结构一致，后体结构与飞机结构不同，保留原有飞机外形，采用整体机加大板替代铆接组合结构。
2.如权利要求1所述的冰风洞试验尾翼模型，其特征在于：前缘(201)与上蒙皮板件(202)、下蒙皮板件(203)及前缘安装支架(209)通过螺钉连接，与飞机原有连接形式一致，连接角材210通过螺钉与前缘安装支架(209)连接，前缘安装支架(209)及连接角材210组成的结构与风洞设备通过螺钉连接并支撑前缘(201)。
3.如权利要求1所述的冰风洞试验尾翼模型，其特征在于：上蒙皮板件(202)与下蒙皮板件(203)连接时使用定位销定位，左、右两侧通过侧连接板(205)连接，侧连接板(205)与下蒙皮板件(203)使用铆钉连接，与上蒙皮板件(202)通过螺栓连接；上蒙皮板件(202)与下蒙皮板件(203)在前部通过前连接板(206)连接，前连接板(206)与下蒙皮板件(203)使用铆钉连接，与上蒙皮板件(202)通过螺栓连接；另外，上蒙皮板件(202)与下蒙皮板件(203)在蒙皮后部通过螺栓连接；上蒙皮口盖(204)与上蒙皮板件(202)通过螺钉连接，为模型安装、检查的通道；安装板(207)通过螺栓与上蒙皮(202)及下蒙皮板件(203)连接，垫片(208)用在安装板(207)外侧，用于模型整体安装时调整安装间隙；取样卡板用于试验后在模型前缘(201)结冰处取冰型轮廓，不与模型其它结构连接。
CN201510860617.5A 2015-11-30 2015-11-30 用于飞机适航验证的冰风洞试验尾翼模型 Active CN106828970B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201510860617.5A CN106828970B (zh) 2015-11-30 2015-11-30 用于飞机适航验证的冰风洞试验尾翼模型

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201510860617.5A CN106828970B (zh) 2015-11-30 2015-11-30 用于飞机适航验证的冰风洞试验尾翼模型

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106828970A true CN106828970A (zh) 2017-06-13
CN106828970B CN106828970B (zh) 2019-06-07

Family

ID=59149947

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201510860617.5A Active CN106828970B (zh) 2015-11-30 2015-11-30 用于飞机适航验证的冰风洞试验尾翼模型

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106828970B (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110657940A (zh) * 2019-09-12 2020-01-07 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种高升力翼型的结冰风洞试验混合模型及其设计方法
CN111003209A (zh) * 2019-12-26 2020-04-14 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 大型尾翼除冰风洞试验装置和方法
CN111003204A (zh) * 2019-12-06 2020-04-14 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统及测试方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002082014A (ja) * 2000-06-26 2002-03-22 Kitakiyuushiyuu Techno Center:Kk 高精度非定常空気力測定装置および測定方法
CN102288381A (zh) * 2011-05-05 2011-12-21 西北工业大学 一种用于风洞试验的翼尖支撑装置
CN103048109A (zh) * 2012-11-28 2013-04-17 中国商用飞机有限责任公司 用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件
CN104483095A (zh) * 2014-12-02 2015-04-01 西北工业大学 扑翼模型支撑机构

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002082014A (ja) * 2000-06-26 2002-03-22 Kitakiyuushiyuu Techno Center:Kk 高精度非定常空気力測定装置および測定方法
CN102288381A (zh) * 2011-05-05 2011-12-21 西北工业大学 一种用于风洞试验的翼尖支撑装置
CN103048109A (zh) * 2012-11-28 2013-04-17 中国商用飞机有限责任公司 用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件
CN104483095A (zh) * 2014-12-02 2015-04-01 西北工业大学 扑翼模型支撑机构

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110657940A (zh) * 2019-09-12 2020-01-07 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种高升力翼型的结冰风洞试验混合模型及其设计方法
CN110657940B (zh) * 2019-09-12 2021-07-16 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种高升力翼型的结冰风洞试验混合模型及其设计方法
CN111003204A (zh) * 2019-12-06 2020-04-14 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统及测试方法
CN111003204B (zh) * 2019-12-06 2022-12-02 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统及测试方法
CN111003209A (zh) * 2019-12-26 2020-04-14 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 大型尾翼除冰风洞试验装置和方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN106828970B (zh) 2019-06-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106197941B (zh) 一种用于飞机适航验证的冰风洞试验机翼模型
WO2009045694A3 (en) Wingtip feathers, including paired, fixed feathers, and associated systems and methods
CN106828970A (zh) 用于飞机适航验证的冰风洞试验尾翼模型
CN105716827B (zh) 水陆两栖飞机吹气襟翼风洞试验模型
CN108106814A (zh) 一种基于空气马达的四发螺旋桨飞机风洞试验模型
CN110758767A (zh) 一种直升机旋翼桨叶模拟透明冰结构及集成方法
Fujino et al. Wave-drag characteristics of an over-the-wing nacelle business-jet configuration
Wiberg et al. Large-scale swept-wing icing simulations in the NASA glenn icing research tunnel using LEWICE3D
Dakka Dr et al. Aerodynamic design and exploration of a blended wing body aircraft at subsonic speed
CN109697329A (zh) 一种飞机结构损伤的气动力优化计算方法
CN203111495U (zh) 一种直升机尾减速器整流罩
CN203487914U (zh) 一种飞机舱门的限位结构
Liu et al. Numerical analysis of ice accretion effects at super-cooled large droplet conditions on airfoil aerodynamics
ATE447526T1 (de) Verfahren und vorrichtung zum erzeugen eines aerodynamischen widerstands an einem flugzeug
CN203638104U (zh) 一种飞机的翼尖探头
CN107264774A (zh) 一种采用前缘支撑翼的m形翼高亚声速飞行器气动布局
Liu High-Speed Wind Tunnel Twin-sting Adaptor Design and Verification for Commercial Aircraft
Ball et al. Contributions of CFD to the 787-and Future Needs
Lee et al. Actuations of synthetic jets on a UCAV planform at high angles of attack
CN210284641U (zh) 一种用于安装大气数据探头的安装过渡件
CN205019729U (zh) 航模飞机可拆式翼刀翼尖组合装置
Penner et al. Wall-Modeled Large-Eddy Simulations of a Swept Wing
CN208861508U (zh) 一种飞机损伤抢修训练演练装置
Jonker et al. Flow over a glider canopy
CN106507936B (zh) 一种自由射流试验电缆脱拔装置

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant