[發明專利]一種笛形管射流沖擊曲面換熱試驗裝置

有效

• 申請號: 201610817322.4
• 申請日: 2016-09-12
• 公開（公告）號: CN107817121B
• 公開（公告）日: 2019-06-07
• 發明（設計）人: 林貴平;周盈;卜雪琴
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G01M99/00
• 分類號: G01M99/00;G01M10/00
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發明公開了一種笛形管射流沖擊曲面換熱試驗裝置，其供氣笛形管通過笛形管定位組件、推桿連接組件與推桿電機的推桿頂端固定，推桿電機外殼兩端由電機定位組件分別固定在底板和頂板上，4根緊固支撐桿穿出底板和頂板的安裝孔固定，4根緊固定位桿穿出第一側板和第二側板的安裝孔固定，射流曲面由墊片安裝在第一側板和第二側板的共形曲面上，射流曲面定位組件安裝在第一側板表面。本發明試驗裝置能夠對笛形管射流沖擊曲面流動換熱的特性進行深入研究，全面揭示笛形管結構參數、曲面曲率等因素對射流表面換熱性能的影響，總結射流換熱規律，對具有復雜曲率變化的飛機防冰腔表面的結構設計進行指導和性能評估。

技術領域

本發明涉及一種適用于飛機防除冰領域熱氣防冰系統笛形管射流形式的射流沖擊曲面流動換熱特性參數研究的試驗裝置，即，是一種笛形管射流沖擊曲面換熱試驗裝置。

背景技術

當飛機飛行時，由于過冷水滴的作用在一些部位常出現結冰現象，其中以機翼、尾翼、風檔、空速管、螺旋槳、直升機旋翼、雷達罩、發動機進氣道等前緣處最為常見。飛機表面結冰會引起飛機氣動外形改變，導致阻力增大、重力增大、升力下降以及操作性和穩定性降低，這些極易造成飛機事故，嚴重地威脅著飛行安全。

熱氣防冰系統作為一種結構簡單、可靠性高的防除冰手段，被廣泛應用于商用飛機的機翼前緣和發動機進氣道的防除冰。該系統將發動機處的高溫高壓空氣通過笛形管輸運到機翼不同位置，并通過其上小孔噴射到機翼表面，對表面加熱。

由于熱氣防冰系統的熱源來自發動機，研究提高熱氣防冰系統防冰效率的方法，有利于優化發動機引氣的利用、降低能耗、提高發動機推力，并對熱氣防冰系統的設計有新的進展和突破。熱氣防冰系統效率的提高依賴于對熱氣防冰腔內流動及傳熱的深入研究。目前針對熱氣防冰腔流動傳熱的機理研究還不全面，尤其缺乏實驗研究工作，使得國內對這一結構的設計與研制不得不依賴國外供應商。為了能盡快擺脫對國外技術的依賴，使我國能獨立自主的研制熱氣防冰腔結構，相關實驗工作的開展就非常重要。但考慮到熱氣防冰腔的前緣表面是連續變曲率的翼型結構，直接對現有防冰腔結構的優化研究具有較大局限性，應該更多的關注于射流沖擊曲面流動換熱的基礎性研究，通過大量的基礎研究，總結射流沖擊換熱規律及實驗關聯式，以豐富的基礎理論為底蘊，才能在復雜防冰腔結構的設計中提出新的意見和思路，從而使我國能夠真正意義上對熱氣防冰腔結構進行獨立自主的研發。本發明公開一種笛形管射流沖擊曲面換熱試驗裝置，用于研究射流孔徑、射流孔-射流表面距離、射流表面曲率、射流孔間距、射流孔周向布置角度、射流雷諾數等因素對射流表面換熱性能的影響，總結射流換熱規律，對具有復雜曲率變化的飛機防冰腔表面的結構設計進行指導和性能評估。

發明內容

本發明的目的是提供一種笛形管射流沖擊曲面換熱試驗裝置，該試驗裝置能夠對笛形管射流沖擊曲面流動換熱的特性進行深入研究，從而全面揭示射流孔徑、射流孔-射流表面距離、射流表面曲率、射流孔間距、射流孔周向布置角度、射流雷諾數等因素對射流表面換熱性能的影響，總結射流換熱規律，并對具有復雜曲率變化的飛機防冰腔表面的結構設計進行指導和性能評估。

本發明的一種笛形管射流沖擊曲面換熱試驗裝置，主要由笛形管裝配組件(A)和射流曲面裝配組件(B)兩部分構成。笛形管裝配組件(A)包括有供氣笛形管(1)、笛形管定位組件(2)、推桿連接組件(3)、推桿電機(4)、頂板(5)、底板(6)、緊固支撐桿(7)、電機定位組件(8)；電機定位組件(8)分別安裝在頂板(5)與底板(6)上；緊固支撐桿(7)安裝在頂板(5)與底板(6)之間；射流曲面裝配組件(B)包括有射流曲面(9)、墊片(10)、第一側板(11)、第二側板(12)、緊固定位桿(13)、射流曲面定位組件(14)；射流曲面(9)安裝在第一墊片(1001)與第一側板(11)、第二墊片(1004)與第二側板(12)之間；緊固定位桿(13)安裝在第一側板(11)與第二側板(12)之間；射流曲面定位組件(14)放置在頂板(5)的頂板上板面(51)上；