[發明專利]飛機縫翼蒙皮的表面壓力測量裝置及方法

在審

• 申請號: 201710263333.7
• 申請日: 2017-04-20
• 公開（公告）號: CN107264832A
• 公開（公告）日: 2017-10-20
• 發明（設計）人: 彭瑩;霍西恒;曾飛雄;南國鵬;李革萍;季佳佳;韓志熔
• 申請（專利權）人: 中國商用飛機有限責任公司;中國商用飛機有限責任公司上海飛機設計研究院
• 主分類號: B64F5/60
• 分類號: B64F5/60
• 代理公司: 北京市金杜律師事務所11256
• 代理人: 蘇娟,徐年康

技術領域

本發明涉及飛機的表面壓力測量的技術領域，尤其涉及一種飛機縫翼蒙皮的表面壓力測量裝置及方法。

背景技術

目前，包括飛機冰風洞試驗技術在內的一些試驗變得愈來愈重要，而試驗參數測量的準確和合理性是試驗可靠性的重要保證，其中的一個重要方面就涉及表面壓力的測量。以防冰系統的相關試驗為例，無論在防冰系統冰風洞審定試驗、試飛試驗中，為了驗證防冰系統性能，需要盡可能地模擬并獲取系統防冰前緣的蒙皮壓力和溫度數據，需要盡量降低試驗數據采集的測量裝置加裝方法對內部流場的影響，從而保持內部流場一致性。

然而，根據國內外的相關風洞試驗和飛行試驗，為了匹配機翼外流場氣動特性保持一致，需要通過測量縫翼的前緣表面壓力(Cp)來驗證其一致性。目前，被廣泛采用的Cp測量測試方法是通過在試驗模型飛機的縫翼蒙皮的測量截面布置一排測壓孔，同時在縫翼內部依次對應每個測壓孔共布置一排測壓管經過口蓋最終抽引至測壓裝置，獲得壓力信號。

這種在蒙皮表面布置測壓孔、同時在縫翼內部布置測壓管的Cp測量方法，不可避免地會影響機翼防冰系統冰風洞試驗模型的內流場換熱特性、流場溫度分布，從而導致冰風洞試驗測量的機翼防冰系統的防冰前緣的溫度分布數值有所偏差。而且，這種布置在空間狹小的縫翼蒙皮內部的測壓管布置方式，對加工工藝要求很高，測壓管與測壓孔的接口位置存在金屬應力，在飛機試飛試驗過程中機翼處于嚴酷的振動條件中，測壓管易脫落導致部分采集數據無效。

因此，亟待提出一種新的、能夠不影響飛機試驗模型的內流場分布、并且拆裝簡便的表面壓力測量裝置和方法。

發明內容

本發明要解決的技術問題是為了克服現有技術中的飛機縫翼表面壓力的測量方法，會影響飛機的內流場分布、內流場換熱特性，導致測量結果偏差，以及對加工工藝要求過高，且測壓管容易脫落而影響測量數據有效性的缺陷，提出一種飛機縫翼蒙皮的表面壓力測量裝置及方法。

本發明是通過下述技術方案來解決上述技術問題的：

本發明提供了一種飛機縫翼蒙皮的表面壓力測量裝置，其特點在于，其包括柔性墊、壓力信號采集器以及多根測壓管，所述柔性墊的上表面開設有沿所述柔性墊的長度方向布置的一系列測壓孔，所述測壓管相互分離地埋設于所述柔性墊的內部，每根測壓管的一端連通至對應的一個測壓孔、另一端自所述柔性墊的一個側面引出從而露出測壓管接頭，所述壓力信號采集器具有與所述測壓管接頭相適配的多個接口，所述測壓管接頭用于一一對應地與所述接口相連接。

較佳地，所述柔性墊的上表面具有與所述飛機縫翼蒙皮的上表面大致相同的粗糙度。

較佳地，所述測壓孔設置為，當所述柔性墊的上表面處于平面狀態時，所述測壓孔沿直線布置為一列。

較佳地，所述直線為，當所述柔性墊的上表面處于平面狀態時所述柔性墊的沿其長度方向延伸的中心線。

較佳地，所述測壓孔分布為，在所述一列測壓孔的中間部分分布較為密集，而在其余部分分布較為稀疏。

較佳地，所述飛機縫翼蒙皮為飛機試驗模型的縫翼蒙皮。

較佳地，所述測壓孔的直徑在0.5mm與1mm之間。

本發明還提供了一種飛機縫翼蒙皮的表面壓力測量方法，其特點在于，采用如上所述的飛機縫翼蒙皮的表面壓力測量裝置，所述表面壓力測量方法包括以下步驟：

將所述柔性墊貼附于所述飛機縫翼蒙皮的待測表面，并使得所述測壓孔定位于所述待測表面上的待測位置并朝向測量用氣流的來流方向；

將所述測壓管接頭一一對應地與所述壓力信號采集器具有的與所述測壓管接頭相適配的多個接口相連接；

開啟測量用氣流，并利用所述壓力信號采集器采集各根測壓管的測量數據。

較佳地，所述表面壓力測量方法還包括在開啟測量用氣流之前執行的以下步驟：

將所述壓力信號采集器和所述測壓管靠近所述測壓管接頭一側的一部分安裝于位于所述飛機縫翼蒙皮的下表面的維修口蓋內。

在符合本領域常識的基礎上，上述各優選條件，可任意組合，即得本發明各較佳實例。

本發明的積極進步效果在于：

本發明的飛機縫翼蒙皮的表面壓力測量裝置及方法，測量裝置的主要部分可拆裝外置，在試驗中又能夠直接貼附縫翼蒙皮表面進行安裝，操作簡單且可拆卸、可重復利用。同時，根據本發明的表面壓力測量不會破壞飛機試驗模型的內外結構，能夠最大程度保障測量數據的準確性和有效性，并且還具有實用性高、節省人力成本和經濟成本的優點，并可應用于冰風洞試驗模型以及其他多種形態的飛機翼型表面的試驗中。