一种飞机部件测力风洞试验的模型缝隙结构设计方法技术

本发明专利技术提供了一种飞机部件测力风洞试验的模型缝隙结构设计方法，其特征在于，与天平连接的测力部件与机身之间的缝隙采用迷宫槽式结构。迷宫槽能够有效防止气流直接从翼根部的缝隙窜通，减小了气流在此处形成窜流对机翼及全机载荷测量的影响。

【技术实现步骤摘要】

：该专利技术涉及风洞试验技术，具体为风洞试验模型设计技术。
技术介绍
天平部件测力风洞试验为在全机状态下对飞机的主要部件，如机翼、平尾、垂尾、短舱等进行集中力测量的一种特种试验。部件测力试验是型号研制中的一项重要的风洞试验。该试验就像一座桥梁，“连接”全机测力试验得到的气动总载荷和部件测压试验得到的分布气动载荷，为协调和校核全机载荷分配提供重要设计输入。
技术实现思路
本专利技术来自于YX飞机多天平高速部件测力试验，为了得到YX飞机各个主要部件(机翼、平尾、垂尾)的飞行载荷，需要进行一期多天平部件高速测力风洞试验。在以往的多天平部件测力试验中，由于各个部件间的缝隙效应，使得测力部件的试验结果不是很理想，这种效果的直接反应就是部件载荷与全机载荷间的不匹配，以及部件测力试验中的全机载荷与全机测力试验中的全机载荷结果不匹配。可见部件间缝隙产生的串流效应对载荷的测量影响较大，因此需要对测力部件的缝隙进行优化设计，以减小串流效应的影响，提高部件及全机载荷测量的准确性。附图说明图1为测力垂尾与机身装配示意图图2为未采用迷宫槽结构的机翼测力示意图图3为机翼迷宫槽结构示意图图4为未采用迷宫槽结构的垂尾测力示意图图5为垂尾迷宫槽结构示意图具体实施方式一种飞机部件测力风洞试验的模型缝隙结构设计方法，其特征在于，与天平连接的测力部件与机身之间的缝隙采用迷宫槽式结构，测力部件包括机翼、平尾和垂尾。参见图5，所述垂尾保留原始外形，所述机身上开设下陷槽，在所述垂尾与所述机身上下陷槽之间形成迷宫槽。部件测力试验机理多天平部件测力风洞试验是飞机载荷设计评估的重要手段，其试验结果为飞机载荷计算提供依据。飞机载荷提供的准确性与否对飞机的重量及其强度设计起着至关重要的作用。如图1所示，机翼、平尾和垂尾等测力部件需要通过天平与模型主体相连，为了单独对部件进行载荷测量，测力部件与模型主体间必然存在一定的缝隙，参见图2和4，缝隙的存在会形成窜流效应，影响飞机局部及整体气流流动，从而导致气流模拟失真，如何能够减小缝隙对气流模拟失真的影响，提高部件及全机载荷测量的准确性，模型的结构设计好坏成为了至关重要的因素。1)机翼测力部件缝隙优化设计参见图3，对于机翼测力部件，需要将机翼与机身分离，机翼与机身间存在一定的缝隙。缝隙结构优化设计前，方法是将机翼与机身分离并留有相应的缝隙，气流可以直接通过该缝隙而形成比较严重的窜流效应。在某飞机部件测力试验模型上，机翼根部剖面采取了迷宫槽的设计方法，迷宫槽能够有效防止气流直接从翼根部的缝隙窜通，减小了气流在此处形成窜流对机翼及全机载荷测量的影响。2)垂尾测力部件缝隙优化设计参见图5，对于垂尾测力部件，通过垂尾天平与机身分离，垂尾与机身之间存在缝隙。优化设计前，方法是通过削掉垂尾与机身相接的一部分达到垂尾与机身相分离，此方法不仅减小了垂尾面积，同时气流会直接通过两者的缝隙，形成比较严重的窜流效应。在某飞机部件测力试验模型上，采取了通过削减机身上与垂尾相接触的部分的方法来达到两者相分离，同时使机身与垂尾两者形成迷宫槽，此种垂尾的优化设计方法不但保证了垂尾面积不变，还可以减小气流串流效应，提高了垂尾及全机载荷测量的准确性。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞机部件测力风洞试验的模型缝隙结构设计方法，其特征在于，与天平连接的测力部件与机身之间的缝隙采用迷宫槽式结构。

【技术特征摘要】
1.一种飞机部件测力风洞试验的模型缝隙结构设计方法，其特征在于，与天
平连接的测力部件与机身之间的缝隙采用迷宫槽式结构。
2.根据权利要求1所述的飞机部件测力风洞试验的模型缝隙结构设计方法，
其特征在于，测力...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨连波，傅铖虎，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61