[实用新型]一种飞机防冰除冰前缘缝翼的冰风洞试验装置

说明书

本实用新型实施例公开了一种飞机防冰除冰前缘缝翼的冰风洞试验装置，前缘缝翼部件包括：蒙皮，缝翼梁，缝翼肋，以及穿过缝翼肋的笛形管，缝翼肋的后部设置有用于连接机翼主体部件的连接耳片；机翼主体部件的前缘肋上设置有与连接耳片一一对应的连接孔，中部连接孔通过其内部设置的固定衬套与中间缝翼肋的连接耳片固定连接，侧部连接孔中设置有滑动衬套，侧部连接孔与侧部缝翼肋的连接耳片连接、且具有沿滑动衬套轴向的滑动空间；两个对接侧板分别设置于前缘缝翼部件的机翼主体部件两侧，与机翼主体部件固定连接，且两个对接侧板分别固定于风洞试验转台上。本实用新型实施例可以有效避免过高应力的出现，保证了试验件的安全可靠，满足试验需求。

技术领域

本申请涉及但不限于飞机结构技术领域，尤指一种飞机防冰除冰前缘缝翼的冰风洞试验装置。

背景技术

飞机前缘缝翼热气防除冰系统主要是将发动机的高温热气引入缝翼的空腔内，加热蒙皮，达到防结冰的目的。相比于飞机真实结构，飞机前缘缝翼热气防除冰系统试验件除了受气动载荷、腔体压力载荷，还要受到更加严重的热载荷，其中热载荷对结构应力的贡献占主导地位。为了保证试验安全安全系数要求为真实结构的数倍。

目前，虽然已经提出用于飞机机翼防冰系统冰风洞试验的翼型试验件。但该翼型试验件主要是针对试验件壳体临界截面的确定和笛形管参数确定等内容，侧重点在试验件的外形设计。并没有过多考虑热应力引起的热变形释放和结构传力优化等内容。

实用新型内容

为了解决上述技术问题，本实用新型实施例提供了一种飞机防冰除冰前缘缝翼的冰风洞试验装置，可以有效避免过高应力的出现，保证了试验件的安全可靠，满足试验需求。

本实用新型实施例提供一种飞机防冰除冰前缘缝翼的冰风洞试验装置，包括：前缘缝翼部件、机翼主体部件和两个对接侧板；

所述前缘缝翼部件包括：蒙皮，三个缝翼梁，垂直连接在缝翼梁上的三个缝翼肋，以及穿过三个缝翼肋的笛形管，所述三个缝翼肋的后部设置有用于连接机翼主体部件的三组连接耳片；

机翼主体部件的前缘肋上设置有与所述连接耳片一一对应的三组连接孔，中部连接孔通过其内部设置的固定衬套与中间缝翼肋的连接耳片固定连接，侧部连接孔中设置有滑动衬套，所述侧部连接孔与侧部缝翼肋的连接耳片连接、且具有沿滑动衬套轴向的滑动空间；

所述两个对接侧板分别设置于前缘缝翼部件的机翼主体部件两侧，与机翼主体部件固定连接，且两个对接侧板分别固定于风洞试验转台上。

可选地，如上所述的飞机防冰除冰前缘缝翼的冰风洞试验装置中，所述笛形管中设置有热气喷出孔，被配置为通过对笛形管加热，向前缘缝翼部件的内部腔体喷出热气。

可选地，如上所述的飞机防冰除冰前缘缝翼的冰风洞试验装置中，所述侧部连接孔中设置的滑动衬套，用于在所述前缘缝翼部件受热变形时，使得连接耳片与滑动衬套具有相对滑动，释放前缘缝翼部件的温度变形。

可选地，如上所述的飞机防冰除冰前缘缝翼的冰风洞试验装置中，所述缝翼肋的后部设置的每组连接耳片包括位于一个平面内的两个连接耳片，所述机翼主体部件的连接孔与所述连接耳片的连接方式模拟缝翼与机翼的真实连接受力。

可选地，如上所述的飞机防冰除冰前缘缝翼的冰风洞试验装置中，所述风洞试验装置的整体气动压力中心位于每组连接耳片的连接点之间。

可选地，如上所述的飞机防冰除冰前缘缝翼的冰风洞试验装置中，还包括：冰形测量组件；

所述冰形测量组件包括多个卡板和用于固定所述卡板的导向框架，所述卡板的一端设置为与前缘缝翼部件前端匹配的内凹形状。

可选地，如上所述的飞机防冰除冰前缘缝翼的冰风洞试验装置中，所述冰形测量组件，被配置为加热后卡入前缘缝翼部件的前端，测量前缘结冰形状。