CN114993599B - 验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型，该模型包括由翼肋、机翼梁和操纵面梁通过螺栓连接共同构成的主承力框架结构、设置在主承力框架结构内的机翼梁、密封条固定梁、操纵面前横梁、操纵面后横梁、分别设置在主承力框架结构表面的蒙皮以及用以调节机翼后缘舱缝隙宽度的多个可替换蒙皮。与现有技术相比，本发明具有缝隙宽度可调、更换无需拆卸零件等优点。

Description

验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型
技术领域
本发明涉及固定翼飞机机翼设计领域，尤其是涉及一种验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型。
背景技术
民用固定翼飞机存在大量舱室结构，副翼、襟翼作为飞机重要的操纵面，在飞机机动时用来改变飞机姿态，操纵面在相对主翼旋转时，与主翼之间存在一定缝隙，该缝隙可视为后缘舱的长条形开口，当飞机正常飞行时，缝隙处安装长条形橡胶密封条，保证舱室的密封和翼面的光滑。
在飞行过程中，由于操纵面运动及密封条的老化，密封条存在丢失风险，当密封条丢失后，后缘舱内会发生剧烈异常振动，导致舱内部分结构件失效，根据相关振动原理分析，判断该振动原因是后缘舱的亥姆霍兹共振导致的，后缘舱室结构形成薄壁空腔，含缝隙的空腔系统即可视为亥姆霍兹空腔，亥姆霍兹共振会提高其共振频率处的噪声载荷，从而可能引起结构的剧烈振动，而亥姆霍兹共振频率又受缝隙宽度的影响，因此，为探究缝隙宽度对薄壁后缘舱室结构振动特性的影响，需要一种风洞试验模型进行验证。
发明内容
本发明的目的就是为了克服上述现有技术存在的缺陷而提供一种验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型。
本发明的目的可以通过以下技术方案来实现：
一种验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型，该模型包括由翼肋、机翼梁和操纵面梁通过螺栓连接共同构成的主承力框架结构、设置在主承力框架结构内的机翼梁、密封条固定梁、操纵面前横梁、操纵面后横梁、分别设置在主承力框架结构表面的蒙皮以及用以调节机翼后缘舱缝隙宽度的多个可替换蒙皮。
所述的翼肋包括相对平行设置的左翼肋和右翼肋，所述的左翼肋和右翼肋外侧中部分别连接有左风洞安装盘和右风洞安装盘。
所述的机翼梁包括一号机翼梁、二号机翼梁、三号机翼梁和四号机翼梁，所述的一号机翼梁、二号机翼梁、三号机翼梁、四号机翼梁、密封条固定梁、操纵面前横梁和操纵面后横梁左右两侧通过螺栓依次平行设置在左翼肋和右翼肋中间。
所述的设置在主承力框架结构表面的蒙皮依次包括机翼蒙皮、后缘舱蒙皮和操纵面蒙皮。
所述的机翼蒙皮包括上下两块，分别过埋头螺栓连接到一号机翼梁、二号机翼梁、三号机翼梁和翼肋上。
所述的四号机翼梁侧面通过螺栓安装有两块U型的支撑梁，所述的后缘舱蒙皮包括上下两块，分别过埋头螺栓连接到通过埋头螺栓连接到四号机翼梁、支撑梁和翼肋上
所述的操纵面蒙皮包括上下两块，通过埋头螺栓连接到操纵面前横梁、操纵面后横梁和翼肋上.
所述的可替换蒙皮通过埋头螺栓连接到操纵面前横梁和翼肋上。
所述的可替换蒙皮包括长度各不相同的5块，且每一块的打孔和安装位置均一致，所述的可替换蒙皮与上部的后缘舱蒙皮之间的缝隙通过更换不同长度的可替换蒙皮实现缝隙宽度的调节，完成不同缝隙宽度下对后缘舱的振动特性影响的试验。
在主承力框架结构内，通过安装声压传感器以及在后缘舱蒙皮上安装加速度传感器，完成不同缝隙宽度下对后缘舱的振动特性影响的试验。
与现有技术相比，本发明具有以下优点：
本发明提供的风洞测试模型包括风洞安装盘、翼肋、机翼梁、操纵面梁、支撑梁、密封条固定梁、蒙皮及可替换蒙皮，可替换蒙皮设有长度不同的若干个，选择不同长度的可替换蒙皮实现对缝隙宽度的调整，可替换蒙皮安装在操纵面梁上，更换可替换蒙皮时无需拆卸后缘舱结构的零件，从而避免了拆卸对后缘舱频率的影响，同时又能通改变缝隙宽度来调整后缘舱的空腔共振频率，从而进行缝隙宽度对机翼后缘舱振动特性影响的试验。
附图说明
图1为机翼后缘缝隙振动特性的风洞模型的外部结构示意图。
图2为机翼后缘缝隙振动特性的风洞模型的内部结构示意图。
图3为模型后缘缝隙两种缝隙宽度情况下的示意图，其中，图(3a)为缝隙最小情况，图(3b)为缝隙最大情况。
图中标记说明：
1、左风洞安装盘，2、右风洞安装盘，3、机翼蒙皮，4、后缘舱蒙皮，5、操纵面蒙皮，6、可替换蒙皮，7、一号机翼梁，8、二号机翼梁，9、三号机翼梁，10、四号机翼梁，11、支撑梁，12、密封条固定梁，13、操纵面前横梁，14、操纵面后横梁，15、左翼肋，16、右翼肋。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。
实施例
如图1和2所示，本发明提供一种验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型，该模型结构包括模型风洞安装盘、翼肋、机翼梁、操纵面梁、支撑梁11、密封条固定梁12、蒙皮及可替换蒙皮6。
左翼肋15和右翼肋16分别与四根机翼梁和两根操纵面梁通过螺栓连接，构成模型的主承力框架结构；密封条固定梁12分为上下两根，通过螺栓与左右翼肋相连；蒙皮分为六块，分别通过埋头螺栓与左右翼肋、机翼梁和操纵面梁相连；支撑梁11分为两根，固定在四号机翼梁10侧面，通过螺栓与后缘舱上下蒙皮相连；可替换蒙皮6分为若干块，通过埋头螺栓与操纵面前横梁13相连，不同缝隙宽度对应不同长度的可替换蒙皮6，在风洞模型实验过程中，蒙皮所受的气动载荷通过蒙皮传载到模型的主承力框架结构上，主承力框架结构与风洞安装盘相连，将载荷传导到相应的安装壁面。
后缘舱位置如图1虚线框线所示位置，不同长度的可替换蒙皮6对应的缝隙宽度也不同，可替换蒙皮6不与上侧后缘舱蒙皮4相连接，故更换可替换蒙皮不会对缝隙前侧的舱室结构产生影响，缝隙的宽度只对舱室的空腔共振频率产生影响，分别安装不同长度的可替换蒙皮6，在舱内安装声压传感器以及在后缘舱蒙皮4上安装加速度传感器，进行相关实验，完成不同缝隙宽度下对后缘舱的振动特性影响的研究。
该模型的组装如下：
一号机翼梁7、二号机翼梁8、三号机翼梁9、四号机翼梁10、密封条固定梁12、操纵面前横梁13和操纵面后横梁14的两侧端面均加工有螺纹孔，通过螺栓与左翼肋15和右翼肋16连接，支撑梁11(本例中设有两个，其结构呈U型)通过螺栓与四号机翼梁10上的螺纹孔连接；机翼蒙皮3分为上下两块，通过埋头螺栓连接到机翼梁和翼肋上；后缘舱蒙皮4分为上下两块，通过埋头螺栓连接到四号机翼梁10、支撑梁11和翼肋上；操纵面蒙皮5分为上下两块，通过埋头螺栓连接到操纵面前横梁13、操纵面后横梁14和翼肋上；本例中，可替换蒙皮6分为五块，通过埋头螺栓连接到操纵面前横梁13和翼肋上。
缝隙宽度的改变：可替换蒙皮6分为长度不同的五块，每一块的打孔和安装位置一致，分别安装在翼肋和操纵面前横梁13的相同位置，实验过程中选择不同的可替换蒙皮6来实现改变缝隙宽度，完成不同缝隙宽度下对后缘舱的振动特性影响的研究。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (8)

1.一种验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型，其特征在于，该模型包括由翼肋、机翼梁和操纵面梁通过螺栓连接共同构成的主承力框架结构、设置在主承力框架结构内的机翼梁、密封条固定梁（12）、操纵面前横梁（13）、操纵面后横梁（14）、分别设置在主承力框架结构表面的蒙皮以及用以调节机翼后缘舱缝隙宽度的多个可替换蒙皮（6）；
所述的可替换蒙皮（6）包括长度各不相同的5块，且每一块的打孔和安装位置均一致，所述的可替换蒙皮（6）与上部的后缘舱蒙皮（4）之间的缝隙通过更换不同长度的可替换蒙皮（6）实现缝隙宽度的调节，完成不同缝隙宽度下对后缘舱的振动特性影响的试验；
在主承力框架结构内，通过安装声压传感器以及在后缘舱蒙皮（4）上安装加速度传感器，完成不同缝隙宽度下对后缘舱的振动特性影响的试验。
2.根据权利要求1所述的一种验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型，其特征在于，所述的翼肋包括相对平行设置的左翼肋（15）和右翼肋（16），所述的左翼肋（15）和右翼肋（16）外侧中部分别连接有左风洞安装盘（1）和右风洞安装盘（2）。
3.根据权利要求2所述的一种验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型，其特征在于，所述的机翼梁包括一号机翼梁（7）、二号机翼梁（8）、三号机翼梁（9）和四号机翼梁（10），所述的一号机翼梁（7）、二号机翼梁（8）、三号机翼梁（9）、四号机翼梁（10）、密封条固定梁（12）、操纵面前横梁（13）和操纵面后横梁（14）左右两侧通过螺栓依次平行设置在左翼肋（15）和右翼肋（16）中间。
4.根据权利要求3所述的一种验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型，其特征在于，所述的设置在主承力框架结构表面的蒙皮依次包括机翼蒙皮（3）、后缘舱蒙皮（4）和操纵面蒙皮（5）。
5.根据权利要求4所述的一种验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型，其特征在于，所述的机翼蒙皮（3）包括上下两块，分别过埋头螺栓连接到一号机翼梁（7）、二号机翼梁（8）、三号机翼梁（9）和翼肋上。
6.根据权利要求4所述的一种验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型，其特征在于，所述的四号机翼梁（10）侧面通过螺栓安装有两块U型的支撑梁（11），所述的后缘舱蒙皮（4）包括上下两块，分别过埋头螺栓连接到通过埋头螺栓连接到四号机翼梁（10）、支撑梁（11）和翼肋上。
7.根据权利要求4所述的一种验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型，其特征在于，所述的操纵面蒙皮（5）包括上下两块，通过埋头螺栓连接到操纵面前横梁（13）、操纵面后横梁（14）和翼肋上。
8.根据权利要求6所述的一种验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型，其特征在于，所述的可替换蒙皮（6）通过埋头螺栓连接到操纵面前横梁（13）和翼肋上。
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