一种减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的方法和装置制造方法及图纸

本发明专利技术属于飞机冰风洞试验技术领域，提出了一种减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的方法和装置，通过减小冰风洞对大尺寸试验模型的阻塞效应，使得在冰风洞中模拟的流场、云雾场以及冰型与飞机真实飞行状态一致，从而有利于准确评估飞机在结冰环境下飞行时积冰对飞机气动力特性的影响。所述试验装置包括：上支撑件、上端板、翼段模型、下端板与下支撑件，这五个部件固定连成一体，然后通过上下支撑件被安装到冰风洞中。翼段模型的展长、上端板、下端板的形状和尺寸以及模型迎角需要使用CFD软件进行优化。本发明专利技术提出的减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的方法和装置，能够在不减小翼段模型尺寸的前提下明显降低冰风洞对翼段模型的阻塞效应。模型的阻塞效应。模型的阻塞效应。

【技术实现步骤摘要】
一种减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的方法和装置


[0001]本专利技术属于飞机冰风洞试验
，具体涉及一种用于减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的方法和装置。

技术介绍

[0002]对于申请在结冰条件下运行的适航许可证的飞机型号，需要评估飞机在结冰环境下飞行时积冰对飞机气动力特性的影响，因此获得临界冰型就成了飞机研发过程中必须完成的一项工作。
[0003]一般通过飞机翼段模型在冰风洞中的结冰试验来获得临界冰型。然而，由于冰风洞试验段尺寸有限以及翼段模型尺寸较大，导致冰风洞对试验模型的阻塞效应增大。过大的阻塞效应会导致翼段模型上下表面与风洞壁面之间的流道明显变窄、气流流速加快(在气动力上表现为模型上下表面的吸力峰增高)，进而导致局部区域的液态水含量增加，并使水滴加速向模型后部区域聚集，最终导致翼段模型的冰型失真。
[0004]如图4所示，试验翼型弦长为2.8米，最大厚度为0.37米，安装到FL－16风洞(风洞试验段高度2米，宽度3米)时模型阻塞度为12.3％。当未安装减小阻塞效应的试验装置时，模型上表面的“吸力峰”由自由流状态的－1.25上升到－1.5，“吸力峰”产生明显变化的原因就是风洞对试验模型产生明显的阻塞效应。
[0005]因此，为了在冰风洞中获得翼段模型真实的冰型，减小冰风洞对翼段模型的阻塞效应就是必须要解决的问题之一。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的是：
[0007]提出了一种减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的方法和装置，通过减小冰风洞对大尺寸试验模型的阻塞效应，使得在冰风洞中模拟的流场、云雾场以及冰型与飞机真实飞行状态一致，从而有利于准确评估飞机在结冰环境下飞行时积冰对飞机气动力特性的影响。
[0008]本专利技术的技术方案是：
[0009]一种用于减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的方法和装置，能够有效减小冰风洞对大尺寸试验模型的阻塞效应，使试验冰型与飞机自然结冰冰型更接近。所述试验装置包括：上支撑件(1)、上端板(2)、翼段模型(3)、下端板(4)与下支撑件(5)，上支撑件(1)、上端板(2)、翼段模型(3)、下端板(4)与下支撑件(5)等部件固定连成一体，整个试验装置通过上支撑件(1)和下支撑件(5)被安装到冰风洞中。
[0010]本专利技术的优点和有益效果是：
[0011]提出了一种减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的方法和装置，通过减小冰风洞对大尺寸试验模型的阻塞效应(如图4所示，在不改变风洞尺寸和模型比例的前提下，安装上下端板后，“吸力峰”由－1.5下降到－1.25，风洞对模型的阻塞效应基本消除)，使得在
冰风洞中模拟的流场、云雾场与飞机真实飞行状态一致，从而能够明显提高在冰风洞中模拟大尺寸试验模型积冰冰型的准确性。
附图说明
[0012]为了更清楚地说明本专利技术实施例的技术方案，下面将对本专利技术实施例中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见，下面所描述的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域的技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0013]图1是本专利技术提供的一个实施例的等轴测视图；
[0014]图2是本专利技术提供的一个实施例的侧视图；
[0015]图3是本专利技术提供的一个实施例的俯视图；
[0016]图4是本专利技术提供的一个实施例的安装端板前后的压力分布对比图；
[0017]图5是本专利技术提供的一个实施例的安装图。
具体实施方式
[0018]为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域的普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下，所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0019]需要说明的是，在不冲突的情况下，本专利技术实施例及实施例中的特征可以互相结合，各个实施例可以相互参考和引用。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本专利技术。
[0020]下面结合本专利技术实施例中的图1～图3，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述(图5为实施例的应用场景图)，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0021]本专利技术提供了一种减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的方法和装置，能够明显提高在冰风洞中模拟大尺寸试验模型积冰冰型的准确性，其实施步骤如下：
[0022]1)选择机翼外侧的一个典型翼型用于冰风洞试验；
[0023]2)计算飞机在等待状态的流场，提取出步骤1)中翼型所在位置的压力分布；
[0024]3)选择FL－16风洞进行冰风洞试验，试验段尺寸为2m
×
3m；
[0025]4)确定上端板(2)、下端板(4)的形状和尺寸完全一致，端板外形为用直线连接起来的两个半圆，前部半圆的圆心位于风洞转盘的中心，两个半圆半径为1400mm，两个圆心距离为2000mm，端板厚度为10mm，将步骤1)中的翼型沿法相分别拉伸1600mm、1700mm和1800mm形成三个实体模型，然后按照图1所示装配成三个试验模型，计算出三个试验模型在冰风洞中的流场；
[0026]5)提取步骤4)中三个试验模型中间截面的压力分布，并与步骤2)中的结果进行比较，确定展长为1600mm模型的压力分布步骤2)中的结果最接近；
[0027]6)固定翼段模型(3)展长为1600mm，改变上下端板的尺寸，计算翼段模型安装到冰风洞中的流场；
[0028]7)提取步骤6)中各试验模型中间截面的压力分布，并与步骤2)中的结果进行比较，确定与步骤2)中的结果最接近的端板尺寸为前端半圆半径为1400mm、后端半圆半径为900mm和两半圆圆心距离为1948.75mm；
[0029]8)固定步骤5)和7)中确定的翼段模型(3)展长和端板，调整翼段模型迎角并计算翼段模型安装到冰风洞中的流场；
[0030]9)比较翼段模型中间截面在冰风洞中和真实飞行状态下的压力分布，确定将翼段模型迎角由2.6
°
调整到3.5
°
后，段模型中间截面的压力分布步骤2)中的结果最接近；
[0031]10)通过步骤1)～9)即可确定翼段模型(3)的展长为1600mm，迎角为3.5
°
，上端板(2)和下端板(4)的形状为用直线连接起来的两个半圆，前部半圆的圆心位于风洞转盘的中心，前部半圆半径为1400mm、后部半圆半径为900mm和两半圆圆心距离为1948.75mm。
[0032]在一些实施例中，翼段模型(3)的展长、上端板(2)、下端板(4)的形状和尺寸以及模型迎角可以使用CFD软件进行优化，优化的步骤为：
[0033]1本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的装置，其特征在于，包括：上支撑件(1)、上端板(2)、翼段模型(3)、下端板(4)与下支撑件(5)，其中：翼段模型(3)垂直布置在上端板(2)与下端板(4)之间；上支撑件(1)安装在上端板(2)的上表面；下支撑件(5)安装在下端板(4)的下表面；上支撑件(1)、上端板(2)、翼段模型(3)、下端板(4)与下支撑件(5)固定连成一体，整个用于减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的装置通过上支撑件(1)和下支撑件(5)用于安装到冰风洞中。2.根据权利要求1所述的一种用于减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的装置，其特征在于，其中：上端板(2)和下端板(4)的形状为：用两条直线连接第一半圆和第二半圆所形成的类似椭圆形。3.根据权利要求2所述的一种用于减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的装置，其特征在于，其中：第一半圆的半径大于第二半圆的半径，以使翼段模型(3)的绕流近似为二维流动以及有足够空间调整翼段模型迎角。4.根据权利要求2所述的一种用于减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的装置，其特征在于，其中：第一半圆的半径为1400mm，第二半圆的半径为900mm。5.根据权利要求1所述的一种用于减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的装置，其特征在于，其中：两个圆心距离为2000mm。6.根据权利要求1所述的一种用于减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的装置，其特征在于，其中：端板前部半圆的圆心位于风洞转盘中心。7.一种用于减小冰风洞对大尺寸试验模型阻塞效应的方法，利用权利要求1－6中任意一项所述的装置实现，其特征在于，该方法包括以下步骤：S1，选择机翼外侧的一个典型的翼段模型(3)用于冰风洞试验；S2，计算飞机在等待状态的流场，提取出步骤S1)中翼段模型(3)所在位置的压力分布；S3，选择FL－16风洞进行冰风洞试验，试验段尺...

【专利技术属性】
技术研发人员：朱百六，刘冠冕，
申请(专利权)人：中航通飞华南飞机工业有限公司，
类型：发明
国别省市：