【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于飞机冰风洞试验，涉及一种具备测压功能的气囊除冰系统冰风洞试验装置及方法。
技术介绍
1、飞机在空中穿越由过冷水滴形成的结冰云时，在机翼、尾翼、进气口、突出物及其它部件的迎风面，将出现不同程度的结冰现象。结冰会导致飞机的气动特性恶化、性能下降甚至关键系统失效，严重威胁飞行安全。
2、为了保证飞机可以在结冰环境下安全飞行，通常需要在关键部件如翼面前缘进行结冰防护，设计相应的防冰或除冰系统，以消除或降低结冰的影响。气囊除冰是一种成熟的技术，基本原理是在翼面前缘粘贴橡胶材质的气囊，气囊内部由多个气室组成，正常飞行时，气囊维持气动外形，当进入结冰区时，气室充气，气囊膨胀，使表面冰层破碎，在气动力的作用下将冰吹除。由于气囊除冰系统具有能耗低、重量轻和结构简单等特点，因此在低速飞机中得到广泛应用。
3、气囊除冰属于机械式除冰，为了评估除冰系统的防护效能，根据适航规章要求，通常需要结合冰风洞试验开展验证，获得除冰系统工作状态下的临界冰型，为进一步的飞行性能和操稳特性评估提供输入。然而，当前的除冰系统冰风洞试验存在一定的局限性：
4、其一，由于缺少相似理论支持，气囊除冰系统冰风洞试验只能采用1:1试验件，受风洞尺寸限制，一般只能截取局部翼段作为试验件，导致试验构型与真实飞机构型存在差异；
5、其二，当试验件阻塞度较大时，还会受到风洞壁影响，导致试验状态进一步偏离真实飞行状态。
6、因此，从气动角度，气囊除冰系统冰风洞试验难以直接模拟真实的飞行状况，这种差异会增加试验误差，影
7、综上，亟需设计一种新的气囊除冰系统冰风洞试验装置，确定适用的试验方法，以解决同时兼顾测压试验与除冰试验的问题，得到准确的试验迎角，提高气囊除冰系统冰风洞试验的可信度。
技术实现思路
1、专利技术目的
2、提出一种具备测压功能的气囊除冰系统冰风洞试验装置及方法，在测压试验过程中，可以实时测量试验装置表面的压力分布，通过调整试验迎角，使试验压力分布与飞机飞行状态的目标压力分布匹配，从而保证试验状态与真实状态的流动具有良好的相似性。根据测压试验确定的试验迎角，进一步开展常规的气囊除冰系统冰风洞试验。
3、技术方案
4、一种具备测压功能的气囊除冰系统冰风洞试验装置，包括：测压前缘组件(1)、除冰前缘组件(2)、翼盒组件(3)。测压前缘组件(1)和除冰前缘组件(2)为可互换的前缘模块，翼盒组件(3)包含翼盒和后缘部分。测压前缘组件(1)与除冰前缘组件(2)外形相同，所述测压前缘组件(1)或除冰前缘组件(2)与翼盒组件(3)共同组成完整翼段，并采用紧固件连接为一体，用于测压试验或除冰试验。
5、测压前缘组件(1)包括：蒙皮、端肋(4)、中间肋(5)、长桁(6)、连接带板(7)和测压管加厚底板(8)。端肋(4)和中间肋(5)上设有长桁(6)通过的凹槽，所述端肋(4)、中间肋(5)、长桁(6)共同形成结构框架。所述连接带板(7)连接端肋(4)、中间肋(5)，并位于端肋(4)、中间肋(5)的后端，连接带板(7)通过紧固件与翼盒组件(3)连接。所述蒙皮覆盖在结构框架外，蒙皮上设有测压孔，所述测压管加厚底板(8)设置在开有测压孔蒙皮的内侧，用于支撑蒙皮，并使测压管与蒙皮连接更牢固，测压管连接测压孔，穿过中间肋(5)和端肋(4)后引出试验段，接入测压扫描阀仪器。
6、除冰前缘组件(2)包括：蒙皮、端肋(4)、中间肋(5)、长桁(6)、连接带板(7)和除冰气囊(9)。端肋(4)和中间肋(5)上设有长桁(6)通过的凹槽，所述端肋(4)、中间肋(5)、长桁(6)共同形成结构框架。所述连接带板(7)连接端肋(4)、中间肋(5)，并位于端肋(4)、中间肋(5)的后端，连接带板(7)通过紧固件与翼盒组件(3)连接。所述蒙皮覆盖在结构框架外，所述除冰气囊(9)包覆在蒙皮外表面，除冰管道连接除冰气囊(9)，穿过中间肋(5)和端肋(4)后引出试验段，接入相应的除冰控制器和气源系统，通过反复的充气膨胀实现机械除冰。
7、翼盒组件(3)包括：蒙皮、端肋(4)、中间肋(5)、长桁(6)、前梁(10)和后梁(11)。端肋(4)和中间肋(5)上设有长桁(6)通过的凹槽。前梁(10)和后梁(11)是主承力结构。所述端肋(4)、中间肋(5)、长桁(6)、前梁(10)和后梁(11)共同形成结构框架。所述蒙皮覆盖在结构框架外。前梁(10)的缘条上安装紧固件，用于与测压前缘组件(1)或除冰前缘组件(2)连接。
8、进一步的，所述测压前缘组件(1)可以设置一排或多排测压剖面。
9、进一步的，所述测压剖面应优先设置在试验装置的展向中间位置附近，以降低风洞壁的影响，提高测量精度。
10、进一步的，所述测压前缘组件(1)或除冰前缘组件(2)与翼盒组件(3)连接的紧固件为螺钉及螺母或螺栓及螺母。
11、进一步的，所述测压管加厚底板(8)设置在蒙皮内表面的数量根据测压剖面数量而定。
12、进一步的，所述测压管加厚底板(8)设置在蒙皮内表面的位置根据测压剖面开设位置而定。
13、进一步的，应考虑载荷最大的试验工况，对所述的气囊除冰系统冰风洞试验装置进行强度校核，以保证组件之间连接的安全性。
14、进一步的，所述端肋(4)、中间肋(5)上均设有通孔，用于减重和管线通过。
15、进一步的，除冰气囊(9)宽度与真机的气囊宽度一致，以模拟真实的除冰效能。
16、一种具备测压功能的气囊除冰系统冰风洞试验方法，包括如下步骤：
17、s1：针对试验状态，通过全机cfd分析，提取冰风洞试验装置所在剖面的目标压力分布；
18、s2：将翼盒组件(3)安装至冰风洞试验段；
19、s3：将测压前缘组件(1)与翼盒组件(3)采用可拆卸的紧固件连接；
20、s4：开展测压试验，获得实时的试验压力分布，并与步骤s1的目标压力分布对比，只需要关注前梁前的压力分布；
21、s5：反复调整试验迎角，直至试验压力分布与步骤s1的目标压力分布匹配，则确定当前试验状态的迎角；
22、重复s4～s5步骤，匹配所有试验工况的压力分布，确定各工况的试验迎角，完成测压试验。
23、进一步的，本方法的实施例中，还包括s6～s8步骤的除冰试验：
24、s6：拆卸测压前缘组件(1)；
25、s7：将除冰前缘组件(2)与翼盒组件(3)采用可拆卸的紧固件连接；
26、s8：按照测压试验步骤s5确定的试验迎角，开展气囊除冰试验，此后步骤本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种具备测压功能的气囊除冰系统冰风洞试验装置，其特征在于，包括测压前缘组件(1)、除冰前缘组件(2)、翼盒组件(3)；测压前缘组件(1)和除冰前缘组件(2)为可互换的前缘模块，翼盒组件(3)包含翼盒和后缘部分；测压前缘组件(1)与除冰前缘组件(2)外形相同，所述测压前缘组件(1)或除冰前缘组件(2)与翼盒组件(3)共同组成完整翼段，并采用紧固件连接为一体，用于测压试验或除冰试验；
2.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述测压前缘组件(1)可以设置一排或多排测压剖面。
3.如权利要求2所述的装置，其特征在于，所述测压剖面应优先设置在试验装置的展向中间位置附近，以降低风洞壁的影响，提高测量精度。
4.如权利要求3所述的装置，其特征在于，所述测压前缘组件(1)或除冰前缘组件(2)与翼盒组件(3)连接的紧固件为螺钉及螺母或螺栓及螺母。
5.如权利要求4所述的装置，其特征在于，所述测压管加厚底板(8)设置在蒙皮内表面的数量根据测压剖面数量而定。
6.如权利要求5所述的装置，其特征在于，所述测压管加厚底板(8)设置在蒙皮内表
7.如权利要求6所述的装置，其特征在于，应考虑载荷最大的试验工况，对所述的气囊除冰系统冰风洞试验装置进行强度校核，以保证组件之间连接的安全性。
8.如权利要求7所述的装置，其特征在于，所述端肋(4)、中间肋(5)上均设有通孔，用于减重和管线通过。
9.如权利要求8所述的装置，其特征在于，除冰气囊(9)宽度与真机的气囊宽度一致，以模拟真实的除冰效能。
10.一种具备测压功能的气囊除冰系统冰风洞试验方法，包括如下步骤：
...【技术特征摘要】
1.一种具备测压功能的气囊除冰系统冰风洞试验装置，其特征在于，包括测压前缘组件(1)、除冰前缘组件(2)、翼盒组件(3)；测压前缘组件(1)和除冰前缘组件(2)为可互换的前缘模块，翼盒组件(3)包含翼盒和后缘部分；测压前缘组件(1)与除冰前缘组件(2)外形相同，所述测压前缘组件(1)或除冰前缘组件(2)与翼盒组件(3)共同组成完整翼段，并采用紧固件连接为一体，用于测压试验或除冰试验；
2.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述测压前缘组件(1)可以设置一排或多排测压剖面。
3.如权利要求2所述的装置，其特征在于，所述测压剖面应优先设置在试验装置的展向中间位置附近，以降低风洞壁的影响，提高测量精度。
4.如权利要求3所述的装置，其特征在于，所述测压前缘组件(1)或除冰前缘组件(2)与翼盒组件(3)连接的...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘冠冕，朱百六，张帆，程志航，杨康智，陈春鹏，
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：
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