一種飛機部件測力風(fēng)洞試驗的模型縫隙結(jié)構(gòu)設(shè)計方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
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[0001]該發(fā)明涉及風(fēng)洞試驗技術(shù)，具體為風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計技術(shù)。
【背景技術(shù)】
[0002]天平部件測力風(fēng)洞試驗為在全機狀態(tài)下對飛機的主要部件，如機翼、平尾、垂尾、短艙等進(jìn)行集中力測量的一種特種試驗。部件測力試驗是型號研制中的一項重要的風(fēng)洞試驗。該試驗就像一座橋梁，“連接”全機測力試驗得到的氣動總載荷和部件測壓試驗得到的分布?xì)鈩虞d荷，為協(xié)調(diào)和校核全機載荷分配提供重要設(shè)計輸入。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明來自于YX飛機多天平高速部件測力試驗，為了得到Y(jié)X飛機各個主要部件(機翼、平尾、垂尾)的飛行載荷，需要進(jìn)行一期多天平部件高速測力風(fēng)洞試驗。
[0004]在以往的多天平部件測力試驗中，由于各個部件間的縫隙效應(yīng)，使得測力部件的試驗結(jié)果不是很理想，這種效果的直接反應(yīng)就是部件載荷與全機載荷間的不匹配，以及部件測力試驗中的全機載荷與全機測力試驗中的全機載荷結(jié)果不匹配。可見部件間縫隙產(chǎn)生的串流效應(yīng)對載荷的測量影響較大，因此需要對測力部件的縫隙進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，以減小串流效應(yīng)的影響，提高部件及全機載荷測量的準(zhǔn)確性。
【附圖說明】
[0005]圖1為測力垂尾與機身裝配示意圖
[0006]圖2為未采用迷宮槽結(jié)構(gòu)的機翼測力示意圖
[0007]圖3為機翼迷宮槽結(jié)構(gòu)示意圖
[0008]圖4為未采用迷宮槽結(jié)構(gòu)的垂尾測力示意圖
[0009]圖5為垂尾迷宮槽結(jié)構(gòu)示意圖
【具體實施方式】
[0010]一種飛機部件測力風(fēng)洞試驗的模型縫隙結(jié)構(gòu)設(shè)計方法，其特征在于，與天平連接的測力部件與機身之間的縫隙采用迷宮槽式結(jié)構(gòu)，測力部件包括機翼、平尾和垂尾。
[0011]參見圖5，所述垂尾保留原始外形，所述機身上開設(shè)下陷槽，在所述垂尾與所述機身上下陷槽之間形成迷宮槽。
[0012]部件測力試驗機理
[0013]多天平部件測力風(fēng)洞試驗是飛機載荷設(shè)計評估的重要手段，其試驗結(jié)果為飛機載荷計算提供依據(jù)。飛機載荷提供的準(zhǔn)確性與否對飛機的重量及其強度設(shè)計起著至關(guān)重要的作用。
[0014]如圖1所示，機翼、平尾和垂尾等測力部件需要通過天平與模型主體相連，為了單獨對部件進(jìn)行載荷測量，測力部件與模型主體間必然存在一定的縫隙，參見圖2和4，縫隙的存在會形成竄流效應(yīng)，影響飛機局部及整體氣流流動，從而導(dǎo)致氣流模擬失真，如何能夠減小縫隙對氣流模擬失真的影響，提高部件及全機載荷測量的準(zhǔn)確性，模型的結(jié)構(gòu)設(shè)計好壞成為了至關(guān)重要的因素。
[0015]I)機翼測力部件縫隙優(yōu)化設(shè)計
[0016]參見圖3，對于機翼測力部件，需要將機翼與機身分離，機翼與機身間存在一定的縫隙?？p隙結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計前，方法是將機翼與機身分離并留有相應(yīng)的縫隙，氣流可以直接通過該縫隙而形成比較嚴(yán)重的竄流效應(yīng)。在某飛機部件測力試驗?zāi)Ｐ蜕?，機翼根部剖面采取了迷宮槽的設(shè)計方法，迷宮槽能夠有效防止氣流直接從翼根部的縫隙竄通，減小了氣流在此處形成竄流對機翼及全機載荷測量的影響。
[0017]2)垂尾測力部件縫隙優(yōu)化設(shè)計
[0018]參見圖5，對于垂尾測力部件，通過垂尾天平與機身分離，垂尾與機身之間存在縫隙。優(yōu)化設(shè)計前，方法是通過削掉垂尾與機身相接的一部分達(dá)到垂尾與機身相分離，此方法不僅減小了垂尾面積，同時氣流會直接通過兩者的縫隙，形成比較嚴(yán)重的竄流效應(yīng)。在某飛機部件測力試驗?zāi)Ｐ蜕?，采取了通過削減機身上與垂尾相接觸的部分的方法來達(dá)到兩者相分離，同時使機身與垂尾兩者形成迷宮槽，此種垂尾的優(yōu)化設(shè)計方法不但保證了垂尾面積不變，還可以減小氣流串流效應(yīng)，提高了垂尾及全機載荷測量的準(zhǔn)確性。
【主權(quán)項】
1.一種飛機部件測力風(fēng)洞試驗的模型縫隙結(jié)構(gòu)設(shè)計方法，其特征在于，與天平連接的測力部件與機身之間的縫隙采用迷宮槽式結(jié)構(gòu)。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機部件測力風(fēng)洞試驗的模型縫隙結(jié)構(gòu)設(shè)計方法，其特征在于，測力部件包括機翼、平尾和垂尾。3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機部件測力風(fēng)洞試驗的模型縫隙結(jié)構(gòu)設(shè)計方法，其特征在于，所述垂尾保留原始外形，所述機身上開設(shè)下陷槽，在所述垂尾與所述機身上下陷槽之間形成迷宮槽。
【專利摘要】本發(fā)明提供了一種飛機部件測力風(fēng)洞試驗的模型縫隙結(jié)構(gòu)設(shè)計方法，其特征在于，與天平連接的測力部件與機身之間的縫隙采用迷宮槽式結(jié)構(gòu)。迷宮槽能夠有效防止氣流直接從翼根部的縫隙竄通，減小了氣流在此處形成竄流對機翼及全機載荷測量的影響。
【IPC分類】B64F5/00
【公開號】CN105564666
【申請?zhí)枴緾N201410535668
【發(fā)明人】楊連波, 傅鋮虎
【申請人】中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機設(shè)計研究所
【公開日】2016年5月11日
【申請日】2014年10月11日