CN206648803U - 一种用于流动转捩探测的二元翼型试验模型 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，属于风洞测试技术领域，在该试验模型的上表面的流动转捩观测区内设有一容置凹槽，整个试验模型仅在所述容置凹槽填充有绝热层。本实用新型通过对试验模型采用局部绝热处理的方式，只在流动转捩观测区域设置用于容纳要喷涂的绝热漆的容置凹槽避免了风洞空气中的微小颗粒物对绝热漆面的破坏，此外，由于模型整体喷涂绝热漆，难以控制绝热漆厚度及均匀度，且也难以保证模型喷漆后的最终型面精度，本模型通过在观测区域设计容置凹槽容纳绝热漆，并在打磨绝热漆面过程中，可利用容置凹槽深度控制绝热漆层的厚度，便于保证观测区域的最终漆面达到模型的型面加工精度要求。

Description

一种用于流动转捩探测的二元翼型试验模型

技术领域

本实用新型涉及风洞测试技术领域，尤其涉及一种用于流动转捩探测的二元翼型试验模型。

背景技术

当民用客机巡航飞行时，空气流过客机机体表面，产生的空气摩擦阻力作用于飞机上。空气在机体表面的流动状态分为层流和湍流。一般地，在机翼前缘附近很小的区域内，空气流动状态为层流，然后转捩变为湍流。层流所产生的当地空气摩擦阻力比湍流的小。通过空气动力学设计手段，推迟空气流动转捩位置，增加层流区域面积，可降低全机空气摩擦阻力，进而降低飞机油耗。

现有技术中，层流机翼是一种飞机巡航飞行过程中具有大面积层流的机翼，在验证层流机翼设计的风洞试验或者飞行试验中，通常使用红外成像技术探测机翼表面空气流动的转捩位置。具体的，通过利用绝热壁面层流区域与湍流区域存在温度差的原理，红外成像技术可把壁面流动由层流转变为湍流的转捩位置记录下来。为满足试验模型壁面的绝热要求，即在试验过程中尽可能防止模型与空气产生热交换，须在模型金属表面上喷涂一层绝热漆。绝热漆的喷涂作业完全是通过手工来完成的。在喷漆后，还需对漆面进行反复打磨，以保证喷漆后的模型的型面精度和表面粗糙度。此外，绝热漆的漆面较脆，被小颗粒物撞击后易产生小凹坑且无法修补。在风洞试验中，这些小凹坑经常会诱使模型壁面上的层流提前转捩，干扰对流动转捩位置的判断。

因此，如何提供一种用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，以解决现有技术中由于风洞试验过程中小颗粒物撞击绝热漆的漆面而产生小凹坑，导致模型壁面上的层流提前转捩，干扰对流动转捩位置的判断的技术问题。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提出一种用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，能够解决现有技术中的上述技术问题。

为达此目的，本实用新型采用以下技术方案：

一种用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，在该试验模型的上表面的流动转捩观测区内设有一容置凹槽，整个试验模型仅在所述容置凹槽填充有绝热层。

进一步的，试验模型的上表面、下表面、前缘及后缘均分布有与电子压力扫描阀连接的测压孔，且布置于上表面0.65～0.75倍弦长处、前缘以及后缘的测压孔的数量占测压孔总数量的60％～70％。

进一步的，所述上表面、下表面、前缘及后缘上设置的测压孔的中心轴线在所述试验模型的同一斜截面上，所述斜截面与所述试验模型的弦向的夹角为10°～15°。

进一步的，所述后缘的端部设置的测压孔数量为一个。

进一步的，试验模型的下表面的测压剖面附近设有小凹槽，在所述小凹槽内安装有攻角传感器。

进一步的，所述试验模型的下表面设置有用于容纳测压管的大凹槽，所述测压孔通过所述测压管与电子压力扫描连接；

所述小凹槽位于所述大凹槽内。

进一步的，所述容置凹槽的深度为70mm～120mm。

进一步的，所述试验模型上表面的两端均设有一调平凹槽，所述调平凹槽

的底面作为参考平面，用于攻角传感器的调平。

进一步的，所述试验模型的下表面两端均设有接口，所述接口铰接于竖直支杆一端；

所述竖直支杆另一端铰接于旋转机构。

进一步的，所述试验模型的两端分别设有左耳片和右耳片，所述左耳片和右耳片分别连接于旋转机构的从动端和主动端。

有益效果：

本实用新型通过对试验模型采用局部绝热处理的方式，只在流动转捩观测区域设置用于容纳要喷涂的绝热漆的容置凹槽避免了风洞空气中的微小颗粒物对绝热漆面的破坏，此外，由于模型整体喷涂绝热漆，难以控制绝热漆厚度及均匀度，且也难以保证模型喷漆后的最终型面精度，本模型通过在观测区域设计容置凹槽容纳绝热漆，并在打磨绝热漆面过程中，可利用容置凹槽深度控制绝热漆层的厚度，便于保证观测区域的最终漆面达到模型的型面加工精度要求。

附图说明

图1是本实用新型提供的用于流动转捩探测的二元翼型试验模型的结构示意图；

图2是本实用新型提供的用于流动转捩探测的二元翼型试验模型的上表面的示意图；

图3是本实用新型提供的用于流动转捩探测的二元翼型试验模型的下表面的示意图；

图4是本实用新型提供的用于流动转捩探测的二元翼型试验模型的测压孔在试验模型上的分布示意图。

图中：

100、试验模型；1、上表面；2、容置凹槽；3、测压孔；4、下表面；5、大凹槽；6、小凹槽；7、调平凹槽；8、竖直支杆；9、左耳片；10、右耳片；11、从动端；12、主动端。

具体实施方式

为了使本领域技术人员更好地理解本实用新型的技术方案，下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本实用新型的技术方案。

本实施例提供了一种用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，如图1-图4，所示该二元翼型试验模型可用于设计所有研究自然层流转捩探测试验的带翼型升力面模型，如飞机的升力面、螺旋桨叶、直升机桨叶、涡轮桨叶和风力发电机桨叶等，如图1和图2所示，在该试验模型100的上表面1的流动转捩观测区内设有一容置凹槽2，整个试验模型100仅在所述容置凹槽2填充有绝热层，具体的，本实施例中采用的绝热层为绝热漆。

如图2和图3所示，X方向为试验模型100的弦向，Z方向为试验模型100的展向。由于试验时的流动转捩观测区位于试验模型100的上表面1，且对于自然层流翼型,试验模型100上表面1的流动一般在30％至60％弦长处由层流转捩为湍流，即转捩线位于30％至60％弦长处。只要保证转捩线所在区域的试验模型100壁面是绝热的，红外相机就可以通过分辨层流区域与湍流区域之间温度差把转捩线记录下来。因而，本实施例通过对试验模型100采用局部绝热处理的方式，即只在流动转捩观测区域设置用于容纳要喷涂的绝热漆的容置凹槽2，这样避免了风洞空气中的微小颗粒物对绝热漆面的破坏，同时采用局部绝热处理的绝热效果也达到采用整体绝热的绝热效果。

此外，由于模型整体喷涂绝热漆，难以控制绝热漆厚度及均匀度，且难以保证模型喷漆后的最终型面精度。本模型通过在观测区域设计容置凹槽2容纳绝热漆，并在打磨绝热漆面过程中，可利用容置凹槽2深度控制绝热漆层的厚度，便于保证观测区域的最终漆面达到模型的型面加工精度要求；同时，也避免了在试验过程中该涂漆层内的试验模型100金属表面与空气发生热交换。其中，本实施例中设置的容置凹槽2的深度为70～120mm，由于容置凹槽2深度偏小会影响绝热性能以及容置凹槽2深度偏大会导致加工时间延长，加工成本也会增加，所以，本实施例中容置凹槽2深度优选为100mm。

参考图4，所述测压孔3在所述实验模型的上表面1、下表面4、前缘和后缘非均匀分布；且布置在上表面1的0.65～0.75倍弦长处、前缘以及后缘的测压孔3的数量占测压孔3总数量的60％～70％。；所述后缘的端部设置的测压孔3的数量为一个。本实施例中将测压孔3布置在试验模型100的前缘、后缘及上表面1的激波位置附近，压力变化都比较剧烈，这种测压孔3布置方式使得试验获得的压力分布曲线在这些位置可以很好地还原真实的压力分布，提高了剖面升力的计算准度。尤其地，因模型后缘附近的空间非常狭小，无法布置太多测压孔3的地方，本实施例也布置有测压孔3，使得压力分布曲线在后缘处可以闭合，避免了现有技术中由于只能通过插值以获得后缘端部的压力值，给升力计算引入新的误差的情况。

所述试验模型100的下表面4、前缘及后缘上设置的测压孔3与上表面1设置的测压孔3的中心轴线在所述试验模型100的同一斜截面上，该斜截面与实验模型弦向的夹角为10°～15°，避免了上游测压孔3在流场中所引起的扰动影响下游测压孔3的压力测试结果。

所述测压孔3在所述上表面1上的分布经过容置凹槽2，因而，容置凹槽2内设有部分测压孔3。需要注意的是，在对容置凹槽2进行喷涂绝热漆时，容置凹槽2上的测压孔3连接测压管，测压管与外部气泵连接，外部气泵输出压强为0.11～0.15兆帕的空气，此时，空气经由测压孔3喷出，避免了在喷涂绝热漆的过程中，设置于容置凹槽2内的测压孔3发生堵塞。

如图3所示，所述试验模型100的下表面4设置有用于容纳测压管的大凹槽5，测压孔3通过所述测压管与电子压力扫描阀连接，此外，大部分的试验模型100结构分割线也分布于试验模型100的下表面4，使得试验模型100的上表面1干净以减少对观测区域流动的干扰。

其中，测压孔3在下表面4上的分布经过大凹槽5，下表面4上分布的侧压孔3经过大凹槽5，所述大凹槽5内设有一用于安装攻角传感器的小凹槽6，小凹槽6设置于试验模型100的下表面4的侧压剖面附近。本实施提供的二元翼型试验模型是一种常用的风洞试验模型，此类模型的特点为模型任一横截面均为弦长相同的翼型。一般地，此类模型的两端分别被安装在矩形风洞试验段侧壁的旋转机构上，便于试验中调整模型的攻角。试验模型100一侧的旋转机构安装有驱动电机，被称为主动端12；另一侧没有安装驱动电机，被称为从动端11。在风洞试验中，二元翼型模型在升力和俯仰力矩共同作用下而产生沿展向的扭转变形，导致试验模型100任一横截面的攻角均不相同。而一般通过计算主动端12和从动端11转角的平均值来确定整个的模型攻角，这便导致整个模型的攻角与观测区域的当地攻角存在一定偏差，且偏差随试验载荷大小而变化。而本实施通过在小凹槽6内安装一攻角传感器，便于在试验中实时测量测压剖面的当地攻角，提高了对试验模型100的测试精度，避免了模型攻角间接测量所引入的误差。

所述试验模型100上表面1的两端均设有一调平凹槽7，所述调平凹槽7的底面作为参考平面，用于攻角传感器的调平操作，所述调平凹槽7在试验模型100上表面1的两端对称设置。其中，两个调平凹槽7上均配有口盖。调平凹槽7底面为整个试验模型100的加工基准，理论上该平面与试验模型100的弦平面是平行的，因而可利用调平凹槽7底面调平整个模型。调平操作是为了找到模型攻角为零度的位置。调平时，先把一个电子水平仪放在该调平凹槽7的底面上，然后根据显示的读数反向调整试验模型100攻角，直至电子水平仪读数为零，即模型攻角为零，也就是说模型此时处于水平状态。

所述试验模型100的下表面4的两端均设有接口，所述接口铰接于竖直支杆8一端，所述竖直支杆8另一端铰接于风洞底部旋转机构(图中未示出)上；参照图1，所述试验模型100的两端分别设有左耳片9和右耳片10，所述左耳片9和右耳片10分别固定连接于旋转机构的从动端11和主动端12。其中，从动端11和主动端12均为圆环状且从动端11和主动端12上周向分布有连接孔，从动端11和主动端12通过其上的连接孔与旋转机构连接，而主动端12与驱动电机连接。

当使用本实施例中提供的模型进行试验时，将试验模型100的左耳片9和右耳片10分别连接于旋转机构的从动端11和主动端12上；再将竖直支杆8一端铰接于实验模型的下表面4上的接口处，另一端铰接于风洞底部的旋转机构；启动旋转机构的主动端12，主动端12连续旋转，并带动试验模型100和从动端11一同旋转，改变模型的攻角；与此同时，通过安装在风洞试验段外的红外相机对模型表面的转捩流动现象进行观测、记录。

注意，以上显示和描述了本实用新型的基本原理和主要特征和本实用新型的优点。本行业的技术人员应该了解，本实用新型不受上述实施方式的限制，上述实施方式和说明书中描述的只是说明本实用新型的原理，在不脱离本实用新型精神和范围的前提下，本实用新型还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本实用新型范围内，本实用新型的要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (10)

1.一种用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，其特征在于，在该试验模型(100)的上表面(1)的流动转捩观测区内设有一容置凹槽(2)，整个试验模型仅在所述容置凹槽(2)填充有绝热层。

2.根据权利要求1所述的用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，其特征在于，试验模型(100)的上表面(1)、下表面(4)、前缘及后缘均分布有与电子压力扫描阀连接的测压孔(3)，且布置于上表面(1)的0.65～0.75倍弦长处、前缘以及后缘的测压孔(3)的数量占测压孔(3)总数量的60％～70％。

3.根据权利要求2所述的用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，其特征在于，所述测压孔(3)的中心轴线在所述试验模型(100)的同一斜截面上，所述斜截面与所述试验模型(100)的弦向的夹角为10°～15°。

4.根据权利要求3所述的用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，其特征在于，所述后缘的端部设置的测压孔(3)数量为一个。

5.根据权利要求1所述的用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，其特征在于，试验模型(100)的下表面(4)的测压剖面附近设有小凹槽(6)，在所述小凹槽(6)内安装有攻角传感器。

6.根据权利要求5所述的用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，其特征在于，所述试验模型(100)的下表面(4)设置有用于容纳测压管的大凹槽(5)，所述测压孔(3)通过所述测压管与电子压力扫描阀连接；

所述小凹槽(6)位于所述大凹槽(5)内。

7.根据权利要求1-6任一所述的用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，其特征在于，所述容置凹槽(2)的深度为70mm～120mm。

8.根据权利要求5所述的用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，其特征在于，所述试验模型(100)上表面(1)的两端均设有一调平凹槽(7)，所述调平凹槽(7)的底面作为参考平面，用于攻角传感器的调平。

9.根据权利要求8所述的用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，其特征在于，所述试验模型(100)的下表面(4)两端均设有接口，所述接口铰接于竖直支杆(8)一端；

所述竖直支杆(8)另一端铰接于旋转机构。

10.根据权利要求9所述的用于流动转捩探测的二元翼型试验模型，其特征在于，所述试验模型(100)的两端分别设有左耳片(9)和右耳片(10)，所述左耳片(9)和右耳片(10)分别连接于旋转机构的从动端(11)和主动端(12)。