[发明专利]用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件

说明书

技术领域

本发明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。

背景技术

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，不仅考虑气象参数的缩比，同时需要考虑防冰系统热气参数的缩比。

如果使用3D全尺寸翼型试验件进行试验时，由于冰风洞的尺寸所限，仅能选择真实机翼沿展向某段位进行，但经过分析认为此时由于翼型试验件的复杂性及冰风洞壁面影响，整个翼型试验件的外流场结果会较大的偏离真实情况，很难为机翼防冰系统的性能验证提供保障。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件，通过该翼型试验件，设计人员可容易进行用于机翼防冰系统冰风洞试验，而且翼型试验件的生产制造简单。

为实现上述目的，本发明提出一种用于机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件的设计方法，其中包括如下步骤：

1)根据分析确定临界截面；

2)依据选取的临界截面，考虑后掠角的拉伸，形成翼型试验件的外形；

3)根据形成的翼型试验件的外形，进行试验用防冰系统的设计。

使用本发明公开的翼型试验件进行机翼防冰系统冰风洞试验，能够较为真实的模拟所选临界截面在考虑机翼后掠角时外流场及换热情况，同时避免了由于冰风洞壁面效应带来的负面影响。

具体地，本发明公开了一种用于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确定为临界截面(即基准站位处)，其中，后掠拉伸是将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临界截面的直线呈后掠角度；防冰腔，其限定在壳体内，与所确定基准站位处的机翼防冰腔结构参数相同；试验笛形管，其被配置为位于所述防冰腔内部分的中央截面处的热气参数与所选飞机机翼的临界截面处的笛形管的热气参数一致。

具体地，试验笛形管设置有多个射流孔。

具体地，试验笛形管的末端设置有限流装置。

更具体地，限流装置为限流孔板。

更具体地，位于防冰腔内的试验笛形管的管径、射流孔直径、射流孔间隔和射流孔角度分别与机翼的临界截面(即，基准站位处)处的笛形管的管径、射流孔直径、射流孔间隔和射流孔角度一致。

根据本发明，还公开了一种用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件的翼型面确定方法，其中，所述机翼具有后掠角，翼型试验件的翼型面确定方法包括：

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；

在可能的严重结冰区域内，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；

在最可能的严重结冰区域内选择机翼顺气流方向的一个弦向翼面并定义为临界截面；

将临界截面沿与垂直其本身直线呈后掠角度的机翼前缘线拉伸成翼型面。

本发明的技术效果：

使用本发明的方法可以设计一种用于机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件，以用于验证机翼防冰系统的性能，试验件的设计简单，生产制造易实施。采用本发明公开的翼型试验件进行冰风洞试验时避免了直接利用2D翼型试验件及缩比翼型试验件所带来的较大偏差，为更准确评估防冰系统的性能提供有效的方法。

附图说明