CN110657940B

CN110657940B - 一种高升力翼型的结冰风洞试验混合模型及其设计方法

Info

Publication number: CN110657940B
Application number: CN201910868129.7A
Authority: CN
Inventors: 乔伟; 王洪伟; 王强; 董振林; 郑亚飞; 杨欢; 霍燃
Original assignee: Harbin Aircraft Industry Group Co Ltd
Current assignee: Harbin Aircraft Industry Group Co Ltd
Priority date: 2019-09-12
Filing date: 2019-09-12
Publication date: 2021-07-16
Anticipated expiration: 2039-09-12
Also published as: CN110657940A

Abstract

本发明属于飞机失速警告器除防冰系统的冰风洞试验模型设计技术，具体涉及一种高升力翼型的结冰风洞试验混合模型及其设计方法。本发明以真实飞机机翼前缘的失速告警器为中心，沿机翼展向截取的一段1:1原机翼段，机翼段剖面为带后加载的高升力翼型，然后对该机翼段进行外形重构，在保证前缘15～25％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致的情况下，将弦长缩短为原模型弦长的45～60％，并优化混合翼型中、后段外形，使得前缘10％弦线范围内压力分布与原机翼相应部位的压力分布基本一致，且整个模型压力分布无突变，相对于现有技术具有较大的实际应用价值。

Description

一种高升力翼型的结冰风洞试验混合模型及其设计方法

技术领域

本发明属于飞机失速警告器除防冰系统的冰风洞试验模型设计技术，具体涉及一种适用于飞机失速警告器除防冰系统的冰风洞试验中的结冰风洞混合模型。

背景技术

民用飞机为防止在飞行中不慎进入失速状态，一般均安装有失速警告装置。适用于CCAR23部适航规章的通用飞机通常采用风标式失速警告传感器作为失速警告装置，由于此类传感器需要安装在机翼前缘，很容易受到外界气象条件的影响，如结冰气象。因此民用飞机的失速警告装置一般采用电加热措施使其具有防冰功能，按照适航规章要求，这种失速警告传感器在部适航规章规定的自然大气结冰环境下应能正常工作。

失速警告装置的防冰加热能力设计必须要适当，应刚好满足适航规章结冰环境下的防冰要求。如果失速警告装置的防冰加热功率设计过高，当飞机在地面停机状态下误打开防冰加热开关时，可能会直接烧毁失速警告装置或严重降低其使用寿命。为验证失速警告装置在适航规章结冰环境下的防冰能力，一般采用地面结冰风洞试验检查失速警告装置的防冰能力。模型设计要求如下：

1)失速警告装置结冰风洞试验模型设计至少应该包括失速警告装置全套成品件本身、及以失速警告装置在机翼前缘的安装位置为中心截取的展向机翼段，即试验模型应是1:1的全尺寸模型；

2)结冰风洞试验的阻塞度限制一般不能超过10％，为满足阻塞度限制要求，试验模型几何尺寸受冰风洞试验段尺寸限制，其尺寸通常需要缩小；

3)为保证在相同结冰条件下试验模型机翼前缘的结冰特性与原1:1全尺寸模型机翼前缘的结冰特性相一致，需使混合模型机翼前缘的当地流场特性与原1:1全尺寸模型机翼前缘的流场特性保持一致。

经专利检查和查新，综合发明目的和内容，未查到与本发明类似的现有技术，涉及冰风洞试验和混合模型设计的现有技术主要如下：

(1)一种用于飞机机翼除防冰系统冰风洞试验的翼型试验件

专利号：CN 201210493265.0，申请人：中国商用飞机有限责任公司等

对比分析：该发明的目的在于提供一种用于机翼除防冰系统冰风洞试验的翼型试验件，通过该翼型试验件，设计人员可容易进行用于机翼防冰系统冰风洞试验，而且翼型试验件的生产制造简单，未对翼型气动外形进行改变设计。

(2)用于燃气涡轮发动机的混合模型

专利号：US13429474，申请人：Sergey Mironets等

对于分析：该发明中，混合模型是指在翼型前缘、中段、后段的使用不同材料，但也未改变原翼型外形。

(3)混合翼型风叶

专利号：CN201030602862.9，申请人：傅彩明

对于分析：该发明中，在叶片展向方向分布不多的翼型，适用于小型风力发电机的升力系数和升阻比均低于传统风叶翼型的混合翼型，无法应用于失速告警器的防结冰风洞试验。

发明内容

本发明的目的是：

本发明是针对上述要求的失速警告器除防冰系统冰风洞试验模型设计，提供阻塞度小，且能够使混合模型机翼前缘的当地压力分布与全尺寸模型机翼前缘的压力分布基本一致的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型。

本发明的技术方案是：

一种高升力翼型的结冰风洞试验混合模型，其前缘15～25％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致，且弦长缩短为原机翼翼型弦长的45～60％。

所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型后段为后加载段，中段为过渡段，其中，后加载段为原机翼翼型后加载段通过平移并压缩生成。

所述过渡段为平滑过渡样条，用于后加载段与前缘之间的过渡。

所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型中后段上表面为能够避免当地压力分布突变的样条线。

所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型前缘20％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致，且弦长缩短为原机翼翼型弦长的50％。

所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型最高厚度点为20％弦线处。

一种高升力翼型的结冰风洞试验混合模型设计方法，其以真实飞机机翼前缘的失速告警器为中心，沿机翼展向截取的一段1:1原机翼段，机翼段剖面为带后加载的高升力翼型，然后对该机翼段进行外形重构，在保证前缘15～25％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致下，将弦长缩短为原模型弦长的45～60％，并优化混合翼型中、后段外形，使得前缘10％弦线范围内压力分布基本一致。

前缘20％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致，且弦长缩短为原机翼翼型弦长的50％。

所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型设计方法，其具体过程如下：

1)基于1:1原机翼剖面，在弦线20％处，以垂直于弦线的平面切割剖面，产生的上、下表面切割点分别为a、b；

2)分别过a、b点向后做平行于弦线的直线，用此直线切割原机翼20％弦线点之后的剖面，产生的上、下表面的切割点分别为c、d；

3)舍弃原机翼上表面中段剖面ac和下表面中段剖面bd，切除原机翼剖面上厚度大于20％弦长处厚度的部分；

4)将后半部分剖面延弦线向剖面前缘的方向平移，平移的距离为弦线长度的30％；

5)将平移后的后半部分剖面向前缘方向缩比0.6，缩比时的参考平面为20％弦长处垂直于弦线的平面，缩比后，其后缘位置刚好位于原弦线的50％位置处，上下表面后缘点分别为e点和f点；

6)在完成平移和缩比之后，用样条线连接ae，使得该样条线在a点与剖面线ab相切。以上述样条线ae作为混合模型的剖面上表面的后半段外形；

7)下表面用样条线连接bd，该样条线在b点与剖面线ab相切，在d点与剖面线df相切，以上述样条线bd和剖面线df作为混合模型的剖面下表面的后半段外形；

8)计算分析混合模型的压力分布并对其外形进行优化。

通过该样条线ae在a点处张度来调节其上表面形状；通过调整样条线bd在b点和d点处张度，以及沿平移和压缩后生成的原df剖面线向后缘方向调整d点位置，来调节其下表面形状，使得保证前缘部分压力分布与原机翼剖面相应部位压力分布基本一致的前提下，其中后段上下表面压力变化平缓，无突变。

本发明的优点是：

本发明针对飞机失速警告器冰风洞试验，通过对机翼翼型为带后加载的高升力翼型的外形重构，获得了高升力翼型的结冰风洞试验混合模型，解决了结冰风洞试验模型设计中即要求模型的关键试验部位与实际机翼几何一致且压力分布相近，又要求试验模型为满足冰风洞试验段阻塞比不超过10％的限制必须缩小的矛盾问题。其优点体现为以下几点：

1、本发明混合模型弦长为原机翼模型的一半，满足冰风洞试验段阻塞比限制要求；

2、本发明混合模型关键试验部位(即前缘10％弦线范围内)与实际机翼几何一致且压力分布相近，满足冰风洞试验的气动要求；

3、本发明混合模型设计方法简单明了，易于实施。

通过本发明的技术，可在保证失速警告器除防冰系统的冰风洞试验关键段为1:1模型且压力分布基本一致的前提下，缩短试验模型弦长满足冰风洞试验段的阻塞度限制要求，有效解决现有技术在结冰风洞试验中的模型设计难度，相对于现有技术具有较大的技术进步和显著的技术效果。

附图说明

图1是本发明某实施例中的混合模型示意图；

图2是本发明的混合模型剖面外形和原机翼剖面外形对比图；

图3是切除原机翼剖面上厚度大于20％弦长处厚度的部分的示意图；

图4是后半部分剖面向前平移的做法示意图；

图5是平移+缩比后剖面的处理示意图；

图6是本发明的混合模型和原机翼剖面上的压力分布示意图。

具体实施方式

为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，以下结合附图及具体实施例，对本申请作进一步地详细说明。为简单起见，以下描述中省略了本领域技术人员公知的某些技术特征。

下面以Y12F型飞机为案例，对其验证失速警告装置的防冰能力的结冰风洞试验模型采用本发明混合模型进行设计。

请同时参阅图1和图2，本发明高升力翼型的结冰风洞试验混合模型以1：1原机翼段为基础，进行外形重构设计而成，其包括前段、中段及后段。其中，前缘15～25％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致，且弦长缩短为原机翼翼型弦长的45～60％。优选为前缘20％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致，以使得前缘关键部位的压力分布与原机翼基本一致，保证试验效果，且弦长缩短为原机翼翼型弦长的50％，以满足结冰风洞试验阻塞度限制的要求。

其中，所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型后段为后加载段，中段为过渡段，其中，后加载段为原机翼翼型后加载段通过平移并压缩生成，以使得前缘压力分布满足设计要求。过渡段为平滑过渡样条，用于后加载段与前缘之间的过渡，压力分布无突变。另外，所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型中后段上表面设计为样条线，样条线的形状和尺寸设计以能够避免当地压力分布突变为基准。

下面给出本发明高升力翼型的结冰风洞试验混合模型的设计方法，其原理是：以真实飞机机翼前缘的失速告警器为中心，沿机翼展向截取的一段1:1原机翼段，机翼段剖面为带后加载的高升力翼型，然后对该机翼段进行外形重构，在保证前缘15～25％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致下，将弦长缩短为原模型弦长的45～60％，并优化混合翼型中、后段外形，使得前缘10％弦线范围内压力分布基本一致。

具体过程如下：

1)基于1:1原机翼剖面，在弦线20％处，以垂直于弦线的平面切割剖面，产生的上、下表面切割点分别为a、b，从而对模型保持外形不变的部分和外形重构部分进行划界；

3)分别过a、b点向后做平行于弦线的直线，用此直线切割原机翼20％弦线点之后的剖面，产生的上、下表面的切割点分别为c、d；

4)舍弃原机翼上表面中段剖面ac和下表面中段剖面bd，如图3；切除原机翼剖面上厚度大于20％弦长处厚度的部分，使得该20％弦长处为模型最大厚度点，以便于外形过渡，避免压力分布突变。

5)将后半部分剖面延弦线向剖面前缘的方向平移，平移的距离为弦线长度的30％，平移后如图4，将平移后的后半部分剖面向前缘方向缩比0.6(缩比时的参考平面为20％弦长处垂直于弦线的平面)，使得缩比后的后缘位置刚好位于原弦线的50％位置处，上下表面后缘点分别为e点和f点，从而缩短模型弦长，以满足结冰风洞阻塞度的限制要求。

6)在完成平移和缩比之后，用样条线连接ae，使得该样条线在a点与剖面线ab相切。以上述样条线ae作为混合模型的剖面上表面的后半段外形，从而表面光滑，避免出现当地的压力突变；

7)下表面用样条线连接bd，该样条线在b点与剖面线ab相切，在d点与剖面线df相切。以上述样条线bd和剖面线df作为混合模型的剖面下表面的后半段外形，以避免初心压力突变；

8)计算分析混合模型的压力分布并对其外形进行优化。具体做法是：通过该样条线ae在a点处张度来调节其上表面形状，控制压力分布；通过调整样条线bd在b点和d点处张度，以及沿平移和压缩后生成的原df剖面线向后缘方向调整d点位置，来调节其下表面形状，控制压力分布。

优化的最终目标是：保证后加载段具有足够的弯度，以使得前缘部分压力分布与原机翼剖面相应部位压力分布能够基本一致，且满足后段上下表面压力变化平缓，无突变。优化后的压力分布图如图6所示，前缘部分压力分布与原机翼剖面相应部位压力分布能够基本一致，且整个模型压力分布无突变。

结合上述几何外形调整和计算分析进行优化后，最终所得混合模型剖面即为本发明混合模型。

本发明高升力翼型的结冰风洞试验混合模型在失速告警装置的防除冰试验中，可以有效保证在相同结冰条件下试验模型机翼前缘的结冰特性与原1:1全尺寸模型机翼前缘的结冰特性相一致，需使混合模型机翼前缘的当地流场特性与原1:1全尺寸模型机翼前缘的流场特性保持一致。且模型尺寸小，满足风洞阻塞度限制要求，试验结果通过适航认证。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。另外，本发明说明书未记载或未详尽部分内容均为常规技术。

Claims

1.一种高升力翼型的结冰风洞试验混合模型，其特征在于，前缘15～25％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致，且弦长缩短为原机翼翼型弦长的45～60％；

后段为后加载段，中段为过渡段，其中，后加载段为原机翼翼型后加载段通过平移并压缩生成；中后段上表面为能够避免当地压力分布突变的样条线；

2.根据权利要求1所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型，其特征在于，前缘20％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致，且弦长缩短为原机翼翼型弦长的50％。

3.根据权利要求2所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型，其特征在于，最大厚度点为20％弦线处。

4.一种权利要求1所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型设计方法，其特征在于，以真实飞机机翼前缘的失速告警器为中心，沿机翼展向截取的一段1:1原机翼段，机翼段剖面为带后加载的高升力翼型，然后对该机翼段进行外形重构，在保证前缘15～25％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致下，将弦长缩短为原模型弦长的45～60％，并优化混合翼型中、后段外形，使得前缘10％弦线范围内压力分布基本一致。

5.根据权利要求4所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型设计方法，其特征在于，前缘20％弦线范围内形状、尺寸与原机翼翼型一致，且弦长缩短为原机翼翼型弦长的50％。

6.根据权利要求5所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型设计方法，其特征在于，具体过程如下：

4)将后半部分剖面沿弦线向剖面前缘的方向平移，平移的距离为弦线长度的30％；

5)将平移后的后半部分剖面向前缘方向缩比0.6，缩比时的参考平面为20％弦长处垂直于弦线的平面，缩比后，其后缘位置位于原弦线的50％位置处，上下表面后缘点分别为e点和f点；

6)在完成平移和缩比之后，用样条线连接ae，使得该样条线在a点与剖面线ab相切；以上述样条线ae作为混合模型的剖面上表面的后半段外形；

8)计算分析混合模型的压力分布并对其外形进行优化。

7.根据权利要求6所述的高升力翼型的结冰风洞试验混合模型设计方法，其特征在于，通过该样条线ae在a点处张度来调节其上表面形状；通过调整样条线bd在b点和d点处张度，以及沿平移和压缩后生成的原df剖面线向后缘方向调整d点位置，来调节其下表面形状，使得保证前缘部分压力分布与原机翼剖面相应部位压力分布基本一致的前提下，其中后段上下表面压力变化平缓，无突变。