[實(shí)用新型]飛機(jī)縫翼蒙皮的表面壓力測量裝置

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201720418678.0
• 申請(qǐng)日: 2017-04-20
• 公開（公告）號(hào): CN206876373U
• 公開（公告）日: 2018-01-12
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 彭瑩;霍西恒;曾飛雄;南國鵬;杜延平;白穆;白峰
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司;中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院
• 主分類號(hào): G01M9/06
• 分類號(hào): G01M9/06;B64F5/60
• 代理公司: 北京市金杜律師事務(wù)所11256
• 代理人: 蘇娟,徐年康

技術(shù)領(lǐng)域

本實(shí)用新型涉及飛機(jī)的表面壓力測量的技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種飛機(jī)縫翼蒙皮的表面壓力測量裝置。

背景技術(shù)

目前，包括飛機(jī)冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)在內(nèi)的一些試驗(yàn)變得愈來愈重要，而試驗(yàn)參數(shù)測量的準(zhǔn)確和合理性是試驗(yàn)可靠性的重要保證，其中的一個(gè)重要方面就涉及表面壓力的測量。以防冰系統(tǒng)的相關(guān)試驗(yàn)為例，無論在防冰系統(tǒng)冰風(fēng)洞審定試驗(yàn)、試飛試驗(yàn)中，為了驗(yàn)證防冰系統(tǒng)性能，需要盡可能地模擬并獲取系統(tǒng)防冰前緣的蒙皮壓力和溫度數(shù)據(jù)，需要盡量降低試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集的測量裝置加裝方法對(duì)內(nèi)部流場的影響，從而保持內(nèi)部流場一致性。

然而，根據(jù)國內(nèi)外的相關(guān)風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)，為了匹配機(jī)翼外流場氣動(dòng)特性保持一致，需要通過測量縫翼的前緣表面壓力(Cp)來驗(yàn)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(yàn)?zāi)Ｐ惋w機(jī)的縫翼蒙皮的測量截面布置一排測壓孔，同時(shí)在縫翼內(nèi)部依次對(duì)應(yīng)每個(gè)測壓孔共布置一排測壓通道經(jīng)過口蓋最終抽引至測壓裝置，獲得壓力信號(hào)。

這種在蒙皮表面布置測壓孔、同時(shí)在縫翼內(nèi)部布置測壓通道的Cp測量方法，不可避免地會(huì)影響機(jī)翼防冰系統(tǒng)冰風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膬?nèi)流場換熱特性、流場溫度分布，從而導(dǎo)致冰風(fēng)洞試驗(yàn)測量的機(jī)翼防冰系統(tǒng)的防冰前緣的溫度分布數(shù)值有所偏差。而且，這種布置在空間狹小的縫翼蒙皮內(nèi)部的測壓通道布置方式，對(duì)加工工藝要求很高，測壓通道與測壓孔的接口位置存在金屬應(yīng)力，在飛機(jī)試飛試驗(yàn)過程中機(jī)翼處于嚴(yán)酷的振動(dòng)條件中，測壓通道易脫落導(dǎo)致部分采集數(shù)據(jù)無效。

因此，亟待提出一種新的、能夠不影響飛機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膬?nèi)流場分布、并且拆裝簡便的表面壓力測量裝置。

實(shí)用新型內(nèi)容

本實(shí)用新型要解決的技術(shù)問題是為了克服現(xiàn)有技術(shù)中的飛機(jī)縫翼表面壓力的測量方法，會(huì)影響飛機(jī)的內(nèi)流場分布、內(nèi)流場換熱特性，導(dǎo)致測量結(jié)果偏差，以及對(duì)加工工藝要求過高，且測壓通道容易脫落而影響測量數(shù)據(jù)有效性的缺陷，提出一種飛機(jī)縫翼蒙皮的表面壓力測量裝置。

本實(shí)用新型是通過下述技術(shù)方案來解決上述技術(shù)問題的：

本實(shí)用新型提供了一種飛機(jī)縫翼蒙皮的表面壓力測量裝置，其特點(diǎn)在于，其包括柔性墊以及壓力信號(hào)采集器，所述柔性墊的內(nèi)部布置有相互分離的一系列測壓通道，每條測壓通道的一端為位于所述柔性墊的上表面的測壓孔，另一端為位于所述柔性墊的一個(gè)側(cè)面的測壓通道出口，所述測壓孔沿所述柔性墊的長度方向布置，所述壓力信號(hào)采集器具有與所述測壓通道出口相適配的多個(gè)接口，所述測壓通道出口用于一一對(duì)應(yīng)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(jī)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(shè)置為，當(dāng)所述柔性墊的上表面處于平面狀態(tài)時(shí)，所述測壓孔沿直線布置為一列。

較佳地，所述測壓通道出口位于所述直線指向的所述柔性墊的側(cè)面。

較佳地，所述直線為，當(dāng)所述柔性墊的上表面處于平面狀態(tài)時(shí)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，部分或全部的測壓通道設(shè)置為大致呈L形，其中與所述測壓孔相連接的部分大致沿垂直于所述直線的方向延伸，與所述測壓通道出口相連接的部分大致沿平行于所述直線的方向延伸。

較佳地，所述飛機(jī)縫翼蒙皮為飛機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷目p翼蒙皮。

較佳地，所述測壓孔的直徑在0.5mm與1mm之間。

在符合本領(lǐng)域常識(shí)的基礎(chǔ)上，上述各優(yōu)選條件，可任意組合，即得本實(shí)用新型各較佳實(shí)例。

本實(shí)用新型的積極進(jìn)步效果在于：

本實(shí)用新型的飛機(jī)縫翼蒙皮的表面壓力測量裝置，測量裝置的主要部分可拆裝外置，在試驗(yàn)中又能夠直接貼附縫翼蒙皮表面進(jìn)行安裝，操作簡單且可拆卸、可重復(fù)利用。同時(shí)，根據(jù)本實(shí)用新型的表面壓力測量不會(huì)破壞飛機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膬?nèi)外結(jié)構(gòu)，能夠最大程度保障測量數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性和有效性，并且還具有實(shí)用性高、節(jié)省人力成本和經(jīng)濟(jì)成本的優(yōu)點(diǎn)，并可應(yīng)用于冰風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵约捌渌喾N形態(tài)的飛機(jī)翼型表面的試驗(yàn)中。

附圖說明

圖1為本實(shí)用新型一較佳實(shí)施例的飛機(jī)縫翼蒙皮的表面壓力測量裝置的示意圖。

圖2A為本實(shí)用新型一較佳實(shí)施例的飛機(jī)縫翼蒙皮的表面壓力測量裝置中的測壓孔及測壓通道的優(yōu)選布置的示意圖。

圖2B為本實(shí)用新型另一較佳實(shí)施例的飛機(jī)縫翼蒙皮的表面壓力測量裝置中的測壓孔及測壓通道的另一種優(yōu)選布置的示意圖。

圖3為本實(shí)用新型一較佳實(shí)施例的飛機(jī)縫翼蒙皮的表面壓力測量裝置處于測量狀態(tài)下的示意圖。