[发明专利]飞机缝翼蒙皮的表面压力测量装置及方法

说明书

技术领域

本发明涉及飞机的表面压力测量的技术领域，尤其涉及一种飞机缝翼蒙皮的表面压力测量装置及方法。

背景技术

目前，包括飞机冰风洞试验技术在内的一些试验变得愈来愈重要，而试验参数测量的准确和合理性是试验可靠性的重要保证，其中的一个重要方面就涉及表面压力的测量。以防冰系统的相关试验为例，无论在防冰系统冰风洞审定试验、试飞试验中，为了验证防冰系统性能，需要尽可能地模拟并获取系统防冰前缘的蒙皮压力和温度数据，需要尽量降低试验数据采集的测量装置加装方法对内部流场的影响，从而保持内部流场一致性。

然而，根据国内外的相关风洞试验和飞行试验，为了匹配机翼外流场气动特性保持一致，需要通过测量缝翼的前缘表面压力(Cp)来验证其一致性。目前，被广泛采用的Cp测量测试方法是通过在试验模型飞机的缝翼蒙皮的测量截面布置一排测压孔，同时在缝翼内部依次对应每个测压孔共布置一排测压管经过口盖最终抽引至测压装置，获得压力信号。

这种在蒙皮表面布置测压孔、同时在缝翼内部布置测压管的Cp测量方法，不可避免地会影响机翼防冰系统冰风洞试验模型的内流场换热特性、流场温度分布，从而导致冰风洞试验测量的机翼防冰系统的防冰前缘的温度分布数值有所偏差。而且，这种布置在空间狭小的缝翼蒙皮内部的测压管布置方式，对加工工艺要求很高，测压管与测压孔的接口位置存在金属应力，在飞机试飞试验过程中机翼处于严酷的振动条件中，测压管易脱落导致部分采集数据无效。

因此，亟待提出一种新的、能够不影响飞机试验模型的内流场分布、并且拆装简便的表面压力测量装置和方法。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中的飞机缝翼表面压力的测量方法，会影响飞机的内流场分布、内流场换热特性，导致测量结果偏差，以及对加工工艺要求过高，且测压管容易脱落而影响测量数据有效性的缺陷，提出一种飞机缝翼蒙皮的表面压力测量装置及方法。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

本发明提供了一种飞机缝翼蒙皮的表面压力测量装置，其特点在于，其包括柔性垫、压力信号采集器以及多根测压管，所述柔性垫的上表面开设有沿所述柔性垫的长度方向布置的一系列测压孔，所述测压管相互分离地埋设于所述柔性垫的内部，每根测压管的一端连通至对应的一个测压孔、另一端自所述柔性垫的一个侧面引出从而露出测压管接头，所述压力信号采集器具有与所述测压管接头相适配的多个接口，所述测压管接头用于一一对应地与所述接口相连接。

较佳地，所述柔性垫的上表面具有与所述飞机缝翼蒙皮的上表面大致相同的粗糙度。

较佳地，所述测压孔设置为，当所述柔性垫的上表面处于平面状态时，所述测压孔沿直线布置为一列。

较佳地，所述直线为，当所述柔性垫的上表面处于平面状态时所述柔性垫的沿其长度方向延伸的中心线。

较佳地，所述测压孔分布为，在所述一列测压孔的中间部分分布较为密集，而在其余部分分布较为稀疏。

较佳地，所述飞机缝翼蒙皮为飞机试验模型的缝翼蒙皮。

较佳地，所述测压孔的直径在0.5mm与1mm之间。

本发明还提供了一种飞机缝翼蒙皮的表面压力测量方法，其特点在于，采用如上所述的飞机缝翼蒙皮的表面压力测量装置，所述表面压力测量方法包括以下步骤：

将所述柔性垫贴附于所述飞机缝翼蒙皮的待测表面，并使得所述测压孔定位于所述待测表面上的待测位置并朝向测量用气流的来流方向；

将所述测压管接头一一对应地与所述压力信号采集器具有的与所述测压管接头相适配的多个接口相连接；

开启测量用气流，并利用所述压力信号采集器采集各根测压管的测量数据。

较佳地，所述表面压力测量方法还包括在开启测量用气流之前执行的以下步骤：

将所述压力信号采集器和所述测压管靠近所述测压管接头一侧的一部分安装于位于所述飞机缝翼蒙皮的下表面的维修口盖内。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。

本发明的积极进步效果在于：

本发明的飞机缝翼蒙皮的表面压力测量装置及方法，测量装置的主要部分可拆装外置，在试验中又能够直接贴附缝翼蒙皮表面进行安装，操作简单且可拆卸、可重复利用。同时，根据本发明的表面压力测量不会破坏飞机试验模型的内外结构，能够最大程度保障测量数据的准确性和有效性，并且还具有实用性高、节省人力成本和经济成本的优点，并可应用于冰风洞试验模型以及其他多种形态的飞机翼型表面的试验中。