用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件技术方案

一种用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件，其包括：壳体，其由临界截面经后掠拉伸而成，其中，临界截面这样定义的：根据机翼外流场的水滴撞击特性确定可能的严重结冰区域，再根据机翼内的笛形管的热功率分布确定最可能的严重结冰区域，然后将最可能的严重结冰区域的顺气流任一弦向翼面定义为临界截面，其中，后掠拉伸是将临界截面拉伸为试验翼形并且试验翼形的翼展方向的机翼前缘线与垂直于临界截面的直线呈后掠角度；防冰腔，其限定在壳体内并被配置为其结构参数与真实机翼在基准站位处的防冰腔的结构参数相同；试验笛形管，其布置在防冰腔内，试验笛形管并被配置为其相关参数与真实机翼在基准站位处的笛形管参数相同。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件以及其翼型面的确定方法。
技术介绍
民用飞机的机翼防冰系统为飞机在结冰气象条件下的飞行提供安全保障，为飞机产生升力的关键部件-机翼提供足够的热源，以避免机翼表面结冰而影响机翼的气动外形。机翼防冰系统在研发过程中利用各种试验对系统的性能进行验证是必不可少的一个环节。随着试验及测量技术的不断发展，模拟结冰云的冰风洞逐渐地被用来验证飞机机翼防冰系统的性能。通常在机翼防冰系统的研发过程中，进行冰风洞试验时模型的选取是一个难点，大多数制造商会采用具有防冰系统的2D翼型试验件(即，先确定关键截面再直接沿垂直于截面的直线拉伸形成)进行试验，同时，由于冰风洞尺寸的限制，部分飞机制造商会采用2D缩比翼型试验件或3D缩比翼型试验件来验证系统的设计性能是否满足要求。然而，目前几乎所有的民用飞机中机翼均采用后掠翼，因此使用2D翼型试验件很难真实模拟机翼后掠时的外流场及换热情况，从而对于计算分析模型的修正会存在一定的偏差。采用缩比翼型试验件进行机翼防冰系统的性能验证试验时，缩比参数的换算又是一个较大的难题，由于机翼防冰系统进行缩比时，不仅考虑气象参本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件，其包括：壳体，其由临界截面经后掠拉伸而成，其中，所述临界截面这样确定的：根据机翼外流场的水滴撞击特性确定可能的严重结冰区域，再根据机翼内的笛形管的热功率分布确定最可能的严重结冰区域，然后将所述最可能的严重结冰区域内的顺气流任一弦向翼面确定为临界截面，其中，所述后掠拉伸是将所述临界截面拉伸为试验翼形并且所述试验翼形的翼展方向的机翼前缘线与垂直于所述临界截面的直线呈后掠角；防冰腔，其限定在所述壳体内，所述防冰腔被配置为其结构参数与真实机翼在临界截面处的防冰腔的结构参数相同；试验笛形管，其布置在所述防冰腔内，所述试验笛形管被配置为其位于所述防冰腔内的管...

【技术特征摘要】
1.一种用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件，其包括 壳体，其由临界截面经后掠拉伸而成，其中，所述临界截面这样确定的根据机翼外流场的水滴撞击特性确定可能的严重结冰区域，再根据机翼内的笛形管的热功率分布确定最可能的严重结冰区域，然后将所述最可能的严重结冰区域内的顺气流任一弦向翼面确定为临界截面，其中，所述后掠拉伸是将所述临界截面拉伸为试验翼形并且所述试验翼形的翼展方向的机翼前缘线与垂直于所述临界截面的直线呈后掠角； 防冰腔，其限定在所述壳体内，所述防冰腔被配置为其结构参数与真实机翼在临界截面处的防冰腔的结构参数相同； 试验笛形管，其布置在所述防冰腔内，所述试验笛形管被配置为其位于所述防冰腔内的管段部分中央截面处的热气参数与流经所选飞机机翼临界截面处笛形管内的热气参数—致。2.根据权利要求1所述的翼型试验件，其特征...

【专利技术属性】
技术研发人员：霍西恒，王大伟，李革萍，刘鹏，辛旭东，
申请(专利权)人：中国商用飞机有限责任公司，中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，
类型：发明
国别省市：