一種飛機部件測力風洞試驗的模型縫隙結構設計方法
【技術領域】
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[0001]該發明涉及風洞試驗技術，具體為風洞試驗模型設計技術。
【背景技術】
[0002]天平部件測力風洞試驗為在全機狀態下對飛機的主要部件，如機翼、平尾、垂尾、短艙等進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氣動載荷，為協調和校核全機載荷分配提供重要設計輸入。
【發明內容】
[0003]本發明來自于YX飛機多天平高速部件測力試驗，為了得到YX飛機各個主要部件(機翼、平尾、垂尾)的飛行載荷，需要進行一期多天平部件高速測力風洞試驗。
[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，使得測力部件的試驗結果不是很理想，這種效果的直接反應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果不匹配。可見部件間縫隙產生的串流效應對載荷的測量影響較大，因此需要對測力部件的縫隙進行優化設計，以減小串流效應的影響，提高部件及全機載荷測量的準確性。
【附圖說明】
[0005]圖1為測力垂尾與機身裝配示意圖
[0006]圖2為未采用迷宮槽結構的機翼測力示意圖
[0007]圖3為機翼迷宮槽結構示意圖
[0008]圖4為未采用迷宮槽結構的垂尾測力示意圖
[0009]圖5為垂尾迷宮槽結構示意圖
【具體實施方式】
[0010]一種飛機部件測力風洞試驗的模型縫隙結構設計方法，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構，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]多天平部件測力風洞試驗是飛機載荷設計評估的重要手段，其試驗結果為飛機載荷計算提供依據。飛機載荷提供的準確性與否對飛機的重量及其強度設計起著至關重要的作用。
[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，影響飛機局部及整體氣流流動，從而導致氣流模擬失真，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確性，模型的結構設計好壞成為了至關重要的因素。
[0015]I)機翼測力部件縫隙優化設計
[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。縫隙結構優化設計前，方法是將機翼與機身分離并留有相應的縫隙，氣流可以直接通過該縫隙而形成比較嚴重的竄流效應。在某飛機部件測力試驗模型上，機翼根部剖面采取了迷宮槽的設計方法，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化設計
[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。優化設計前，方法是通過削掉垂尾與機身相接的一部分達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，形成比較嚴重的竄流效應。在某飛機部件測力試驗模型上，采取了通過削減機身上與垂尾相接觸的部分的方法來達到兩者相分離，同時使機身與垂尾兩者形成迷宮槽，此種垂尾的優化設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，提高了垂尾及全機載荷測量的準確性。
【主權項】
1.一種飛機部件測力風洞試驗的模型縫隙結構設計方法，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構。2.根據權利要求1所述的飛機部件測力風洞試驗的模型縫隙結構設計方法，其特征在于，測力部件包括機翼、平尾和垂尾。3.根據權利要求2所述的飛機部件測力風洞試驗的模型縫隙結構設計方法，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】本發明提供了一種飛機部件測力風洞試驗的模型縫隙結構設計方法，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構。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
【申請號】CN201410535668
【發明人】楊連波, 傅鋮虎
【申請人】中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所
【公開日】2016年5月11日
【申請日】2014年10月11日