CN110186640B - 一种机翼风洞模型制造方法及机翼风洞模型 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航天航空领域，公开一种机翼风洞模型制造方法及机翼风洞模型。该机翼风洞模型制造方法包括提取原始机翼的刚度分布和质量分布；根据目标模型选取长度缩比比例、速度缩比比例和密度缩比比例，并根据相似准则获得刚度缩比比例和质量缩比比例；获得目标模型的目标刚度分布和目标质量分布。该机翼风洞模型包括翼盒、翼肋、蒙皮、腹板和配重块。本发明制造的机翼风洞模型的几何外形模拟更精准，在风洞试验中可有效保证结果的精准性；基于增材制造的加工方法，该机翼风洞模型的加工周期可大大缩短，加工成本可以显著降低；该机翼风洞模型可灵活调整设计参数并快速加工制造，实现低速颤振风洞模型的系列化设计与制造。
Description
技术领域
本发明涉及航天航空领域，尤其涉及一种机翼风洞模型制造方法及机翼风洞模型。
背景技术
飞机在气流中运动的时候，会受到空气动力、惯性力和弹性力，三者的相互作用会形成一种自激的振动，也被称为颤振现象。当飞机的飞行速度超过颤振临界速度时，飞机将发生不可逆的结构性破坏。因此为了确定飞机的整体或局部颤振临界速度，研究相关结构参数对颤振特性的影响，校核已设计的飞机颤振特性和理论计算方法，需要加工低速颤振风洞模型并进行风洞试验。
现有的低速颤振风洞模型采用的是金属梁架与木头框段结构设计制造方法。其中金属梁架作为颤振风洞模型的主要承力构件，提供机翼的绝大部分刚度和强度，木头框与蒙皮则主要负责气动维形和气动力传递，对模型的刚度贡献较小，结构效率很低。此外，此类模型的金属梁与木头框和蒙皮的连接需要定位和装配，通常存在较大的制造误差，不利于对气动外形的精确模拟，并影响风洞试验的精准性。
现有的颤振风洞模型设计制造方法加工成本高昂，加工周期很长。此类模型的金属梁架为单梁或多梁形式，是缩比模型的主要成立构件，提供绝大部分的刚度和强度，通过机加工铣削而成，耗费较多的材料；木头框与蒙皮则负责提供气动维形和气动力传递。其中木头框依靠人力加工，费时费力且存在较大的制造误差，不利于气动外形的精确模拟，严重影响了风洞试验的精准性，同时需要与金属梁进行繁复的定位，装配效率太低；而蒙皮通常为油纸，对模型的刚度贡献较小，结构效率较低。
发明内容
基于以上问题，本发明的目的在于提供一种机翼风洞模型制造方法及机翼风洞模型，降低制造误差，提高模型加工效率，降低加工周期和加工成本。
为达上述目的，本发明采用以下技术方案：
一种机翼风洞模型制造方法，包括如下步骤：
S1、提取原始机翼的刚度分布和质量分布；
S2、根据目标模型选取长度缩比比例、速度缩比比例和密度缩比比例，并根据相似准则获得刚度缩比比例和质量缩比比例；
S3、结合步骤S1和步骤S2，获得所述目标模型的目标刚度分布和目标质量分布；
S4、根据所述目标刚度分布获得所述目标模型的翼盒的制造参数，增材制造所述翼盒；
S5、根据所述目标刚度分布获得所述目标模型的翼肋的制造参数，分别增材制造各展向位置的所述翼肋；
S6、根据所述目标刚度分布获得所述目标模型的腹板和蒙皮的制造参数，一体化增材制造所述蒙皮与所述腹板；
S7、根据所述目标质量分布并结合所述翼盒、所述翼肋、所述腹板与所述蒙皮的质量，获得各展向位置的所述翼肋的配重块的质量和位置，并粘贴所述配重块；
S8、将所述翼肋与所述蒙皮、所述腹板进行胶接，胶接完成后，并整体通过胶接安装在所述翼盒上。
作为本发明的机翼风洞模型制造方法的优选方案，在步骤S4中，所述翼盒的制造方法为：
在3D打印设备中输入加工参数，通过激光将增材制造材料粉末熔融并逐层堆积制造所述翼盒。
作为本发明的机翼风洞模型制造方法的优选方案，所述翼盒分多段加工，在各段的连接位置设计并加工“L”型拼接接头，在所述拼接接头中空处填充与热固性材料模量相近的环氧树脂胶并进行固化粘结，最终形成整体的所述翼盒。
作为本发明的机翼风洞模型制造方法的优选方案，在步骤S5中，所述翼肋的制造方法为：
在3D打印设备中输入加工参数，通过激光将材料粉末烧结并逐层堆积制造出各展向位置的所述翼肋。
作为本发明的机翼风洞模型制造方法的优选方案，测量每个所述翼肋装配位置的所述翼盒的截面尺寸，计算每个所述翼肋与所述翼盒的装配开口尺寸，在所述翼肋制造过程中加工用于胶粘的所述装配开口。
作为本发明的机翼风洞模型制造方法的优选方案，在步骤S6中，所述蒙皮和所述腹板的制造方法为：
在3D打印设备中输入加工参数，通过激光将材料粉末烧结并逐层堆积一体化制造出所述蒙皮和所述腹板。
作为本发明的机翼风洞模型制造方法的优选方案，所述蒙皮分多段加工，每段所述蒙皮之间独立断开，通过所述翼肋与所述翼盒连接最终形成一个整体。
作为本发明的机翼风洞模型制造方法的优选方案，在步骤S7中，所述配重块的制造方法为：
通过机械切割方式得到所述配重块，并粘结在所述翼肋的两侧或所述蒙皮的内侧。
作为本发明的机翼风洞模型制造方法的优选方案，选定所述配重块的材料为金属钨。
一种机翼风洞模型，采用如上所述的机翼风洞模型制造方法制备而成，所述机翼风洞模型包括翼盒、翼肋、蒙皮、腹板和配重块。
本发明的有益效果为：
本发明提供的机翼风洞模型制造方法及机翼风洞模型，采用该机翼风洞模型制造方法制造的机翼风洞模型的几何外形模拟更精准，在风洞试验中可有效保证结果的精准性；基于增材制造的加工方法，该机翼风洞模型的加工周期可大大缩短，加工成本可以显著降低；该机翼风洞模型可灵活调整设计参数并快速加工制造，实现低速颤振风洞模型的系列化设计与制造。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对本发明实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据本发明实施例的内容和这些附图获得其他的附图。
图1是本发明具体实施方式提供的机翼风洞模型的结构示意图；
图2是本发明具体实施方式提供的拼接接头和环氧树脂胶的装配示意图。
图中：
1-翼肋；2-翼盒；3-腹板；4-蒙皮；5-配重块；
21-拼接接头；22-环氧树脂胶。
具体实施方式
为使本发明解决的技术问题、采用的技术方案和达到的技术效果更加清楚，下面将结合附图对本发明实施例的技术方案作进一步的详细描述，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。基于本发明中的实施例，本领域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。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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的限制。此外，术语“第一”、“第二”、仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。其中，术语“第一位置”和“第二位置”为两个不同的位置。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
本实施例提供一种机翼风洞模型，用于在风洞试验中模拟机翼的颤振特性，如图1所示，该机翼风洞模型包括翼盒2、翼肋1、蒙皮4、腹板3和配重块5。
具体地，翼肋1沿机翼的展开方向间隔设置有多个，每个翼肋1均设置有装配开口。翼盒2穿设于多个翼肋1的装配开口内，翼盒2的横截面呈回字型结构。翼盒2由多个翼盒单元拼接而成。每个翼盒单元设置有拼接接头21，相邻的两个翼盒单元通过拼接接头21连接。如图2所示，相邻的两个拼接接头21通过环氧树脂胶22粘接。拼接接头21的形状为L型。腹板3包括前腹板和后腹板，前腹板和后腹板分别位于翼盒2的两侧，翼肋1的一端连接于前腹板上，另一端连接于后腹板上。蒙皮4敷设在翼肋1、翼盒2和腹板3上。蒙皮4包括上蒙皮和下蒙皮。上蒙皮和下蒙皮均由多个蒙皮单元拼接而成。配重块5设置于翼肋1或蒙皮4上。配重块5设置有多个。配重块5由钨制备而成。
与现有技术中采用金属十字梁机加工件相比，本实施例提供的机翼风洞模型重量轻，加工周期短，制造成本低，能够更好地模拟真实飞机机翼的内部结构，从而提高风洞模拟实验精确性，在风洞试验中可以更有效地模拟机翼的颤振特性。
本实施例还提供一种机翼风洞模型制造方法，包括如下步骤：
S1、提取原始机翼的刚度分布和质量分布。具体地，采用能量法或单闭室剖面法提取原始机翼的刚度分布数据和质量分布数据，刚度分布数据包括刚度中心坐标、垂向弯曲刚度、面向弯曲刚度和扭转刚度。
S2、根据目标模型选取长度缩比比例、速度缩比比例和密度缩比比例，并根据相似准则获得刚度缩比比例和质量缩比比例。
S3、结合步骤S1和步骤S2，获得目标模型的目标刚度分布和目标质量分布。
S4、根据目标刚度分布获得目标模型的翼盒2的制造参数，增材制造翼盒2。具体地，翼盒2的制造参数包括翼盒2截面形式、截面尺寸和拼接接头21尺寸。可选地，在步骤S4中，翼盒2的制造方法为：在3D打印设备中输入加工参数，通过激光将增材制造材料粉末熔融并逐层堆积制造翼盒2。由于翼盒2沿机翼展开的方向有不同的截面尺寸，受到增材制造设备对单个零件加工尺寸的限制，可选地，翼盒2分多段加工，在各段的连接位置设计并加工“L”型拼接接头21，在拼接接头21中空处填充与热固性材料模量相近的环氧树脂胶22并进行固化粘结，最终形成整体的翼盒2。
S5、根据目标刚度分布获得目标模型的翼肋1的制造参数，分别增材制造各展向位置的翼肋1。具体地，翼肋1的制造参数包括翼肋1位置和厚度尺寸以及装配开口位置和尺寸。可选地，在步骤S5中，翼肋1的制造方法为：在3D打印设备中输入加工参数，通过激光将材料粉末烧结并逐层堆积制造出各展向位置的翼肋1。由于翼肋1沿机翼展开的方向有不同的截面尺寸，可选地，测量每个翼肋1装配位置的翼盒2的截面尺寸，计算每个翼肋1与翼盒2的装配开口尺寸，在翼肋1制造过程中加工用于胶粘的装配开口。
S6、根据目标刚度分布获得目标模型的腹板3和蒙皮4的制造参数，一体化增材制造蒙皮4与腹板3。具体地，腹板3和蒙皮4的制造参数包括前腹板和后腹板尺寸以及上蒙皮和下蒙皮厚度。可选地，在步骤S6中，蒙皮4和腹板3的制造方法为：在3D打印设备中输入加工参数，通过激光将材料粉末烧结并逐层堆积一体化制造出蒙皮4和腹板3。可选地，蒙皮4分多段加工，每段蒙皮4之间独立断开，通过翼肋1与翼盒2连接最终形成一个整体。
S7、根据目标质量分布并结合翼盒2、翼肋1、腹板3与蒙皮4的质量，获得各展向位置的翼肋1的配重块5的质量和位置，并粘贴配重块5。可选地，在步骤S7中，配重块5的制造方法为：通过机械切割方式得到配重块5，并粘结在翼肋1的两侧或蒙皮4的内侧。可选地，选定配重块5的材料为金属钨。配重采用密度大的钨材料制备而成，与现有采用铅材料的配重块5相比，减小了配重块5体积，可以更准确模拟机翼的质量分布。
S8、将翼肋1与蒙皮4、腹板3进行胶接，胶接完成后，并整体通过胶接安装在翼盒2上。
本实施例提供的机翼风洞模型制造方法，采用该机翼风洞模型制造方法制造的机翼风洞模型的几何外形模拟更精准，在风洞试验中可有效保证结果的精准性；基于增材制造的加工方法，该机翼风洞模型的加工周期可大大缩短，加工成本可以显著降低；该机翼风洞模型可灵活调整设计参数并快速加工制造，实现低速颤振风洞模型的系列化设计与制造。
注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。
Claims (8)
1.一种机翼风洞模型制造方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、提取原始机翼的刚度分布和质量分布；
S2、根据目标模型选取长度缩比比例、速度缩比比例和密度缩比比例，并根据相似准则获得刚度缩比比例和质量缩比比例；
S3、结合步骤S1和步骤S2，获得所述目标模型的目标刚度分布和目标质量分布；
S4、根据所述目标刚度分布获得所述目标模型的翼盒(2)的制造参数，在3D打印设备中输入加工参数，通过激光将增材制造材料粉末熔融并逐层堆积制造所述翼盒(2)，所述翼盒(2)分多段加工，在各段的连接位置设计并加工“L”型拼接接头(21)，在所述拼接接头(21)中空处填充与热固性材料模量相近的环氧树脂胶(22)并进行固化粘结，最终形成整体的所述翼盒(2)；
S5、根据所述目标刚度分布获得所述目标模型的翼肋(1)的制造参数，分别增材制造各展向位置的所述翼肋(1)；
S6、根据所述目标刚度分布获得所述目标模型的腹板(3)和蒙皮(4)的制造参数，一体化增材制造所述蒙皮(4)与所述腹板(3)；
S7、根据所述目标质量分布并结合所述翼盒(2)、所述翼肋(1)、所述腹板(3)与所述蒙皮(4)的质量，获得各展向位置的所述翼肋(1)的配重块(5)的质量和位置，并粘贴所述配重块(5)；
S8、将所述翼肋(1)与所述蒙皮(4)、所述腹板(3)进行胶接，胶接完成后，并整体通过胶接安装在所述翼盒(2)上。
2.根据权利要求1所述的机翼风洞模型制造方法，其特征在于，在步骤S5中，所述翼肋(1)的制造方法为：
在3D打印设备中输入加工参数，通过激光将材料粉末烧结并逐层堆积制造出各展向位置的所述翼肋(1)。
3.根据权利要求2所述的机翼风洞模型制造方法，其特征在于，测量每个所述翼肋(1)装配位置的所述翼盒(2)的截面尺寸，计算每个所述翼肋(1)与所述翼盒(2)的装配开口尺寸，在所述翼肋(1)制造过程中加工用于胶粘的所述装配开口。
4.根据权利要求1所述的机翼风洞模型制造方法，其特征在于，在步骤S6中，所述蒙皮(4)和所述腹板(3)的制造方法为：
在3D打印设备中输入加工参数，通过激光将材料粉末烧结并逐层堆积一体化制造出所述蒙皮(4)和所述腹板(3)。
5.根据权利要求4所述的机翼风洞模型制造方法，其特征在于，所述蒙皮(4)分多段加工，每段所述蒙皮(4)之间独立断开，通过所述翼肋(1)与所述翼盒(2)连接最终形成一个整体。
6.根据权利要求1所述的机翼风洞模型制造方法，其特征在于，在步骤S7中，所述配重块(5)的制造方法为：
通过机械切割方式得到所述配重块(5)，并粘结在所述翼肋(1)的两侧或所述蒙皮(4)的内侧。
7.根据权利要求6所述的机翼风洞模型制造方法，其特征在于，选定所述配重块(5)的材料为金属钨。
8.一种机翼风洞模型，其特征在于，采用如权利要求1-7任一项所述的机翼风洞模型制造方法制备而成，所述机翼风洞模型包括翼盒(2)、翼肋(1)、蒙皮(4)、腹板(3)和配重块(5)。
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