本發(fā)明屬于飛機風洞試驗技術領域，具體涉及一種風洞機翼模型設計。

背景技術：

目前用于風洞試驗的模型多為縮比例的全機模型，用于測試飛行的氣動性能，本發(fā)明為全尺寸的飛機局部模型，用于測試飛機前緣結冰情況，為國內通勤類飛機首次采用。

技術實現要素：

發(fā)明的目的

飛機飛行時，尾翼前緣處在氣流最前緣，含有水滴的冷空氣極易在前緣結冰，前緣冰層厚度達到一定程度后，會改變翼型周圍流場，影響飛機升力，對飛行安全產生不利影響，為消除這種影響，翼型前緣安裝除防冰設備—除冰套，此發(fā)明旨在驗證除防冰設備的可靠性，通過選取尾翼翼尖部分結構進行簡化并設計支掛結構，安裝在模擬飛行環(huán)境中進行試驗驗證。

發(fā)明的技術方案

飛機機翼及尾翼除防冰適航驗證，需要試驗件前緣結冰區(qū)域模擬飛機真實結構及連接形式，后體可采用與飛機不同的結構形式，但必須有足夠的強度和剛度以保證外形精度。試驗件設計時應考慮尺寸公差，安裝協(xié)調，真實情況模擬，具體設計方案如下：

用于飛機適航驗證的冰風洞試驗尾翼模型，其特征在于：飛機尾翼試驗件模型選取平尾靠近翼尖7-11肋部分，由前緣201、前緣安 裝支架209、連接角材210、取樣卡板211及后體結構組成，其中后體結構包括上蒙皮板件202、下蒙皮板件203、上蒙皮口蓋204、側連接板205、前連接板206、安裝板207、墊片208見圖2；前緣結構形式、連接方式及材料均與飛機真實結構一致，后體結構與飛機結構不同，保留原有飛機外形，采用整體機加大板替代鉚接組合結構。

前緣201與上蒙皮板件202、下蒙皮板件203及前緣安裝支架209通過螺釘連接，與飛機原有連接形式一致，連接角材210通過螺釘與前緣安裝支架209連接，前緣安裝支架209及連接角材210組成的結構與風洞設備通過螺釘連接并支撐前緣201。

上蒙皮板件202與下蒙皮板件203連接時使用定位銷定位，左、右兩側通過側連接板205連接，側連接板205與下蒙皮板件203使用鉚釘連接，與上蒙皮板件202通過螺栓連接；上蒙皮板件202與下蒙皮板件203在前部通過前連接板206連接，前連接板206與下蒙皮板件203使用鉚釘連接，與上蒙皮板件202通過螺栓連接；另外，上蒙皮板件202與下蒙皮板件203在蒙皮后部通過螺栓連接；上蒙皮口蓋204與上蒙皮板件202通過螺釘連接，為模型安裝、檢查的通道；安裝板207通過螺栓與上蒙皮202及下蒙皮板件203連接，墊片208用在安裝板207外側，用于模型整體安裝時調整安裝間隙；取樣卡板用于試驗后在模型前緣201結冰處取冰型輪廓，不與模型其它結構連接。

發(fā)明的效果

本發(fā)明涉及的尾翼模型試驗件具有足夠的強度和剛度，外形準確，連接可靠，協(xié)調安裝簡便，試驗件結構設計能夠滿足試驗要求。

附圖說明

圖1為尾翼模型試驗件組成結構示意圖

具體實施方式

參見圖1，飛機尾翼試驗件模型選取平尾靠近翼尖7-11肋部分，由前緣201、前緣安裝支架209、連接角材210、取樣卡板211及后體結構組成，其中后體結構包括上蒙皮板件202、下蒙皮板件203、上蒙皮口蓋204、側連接板205、前連接板206、安裝板207、墊片208見圖2。前緣結構形式、連接方式及材料均與飛機真實結構一致，后體結構與飛機結構不同，保留原有飛機外形，采用整體機加大板替代鉚接組合結構。

前緣201與上蒙皮板件202、下蒙皮板件203及前緣安裝支架209通過螺釘連接，與飛機原有連接形式一致，連接角材210通過螺釘與前緣安裝支架209連接，前緣安裝支架209及連接角材210組成的結構與風洞設備通過螺釘連接，起到支撐前緣201的作用。

上蒙皮板件202與下蒙皮板件203連接時使用定位銷定位，左、右兩側通過側連接板205連接，側連接板205與下蒙皮板件203使用鉚釘連接，與上蒙皮板件202通過螺栓連接。上蒙皮板件202與下蒙皮板件203在前部通過前連接板206連接，前連接板206與下蒙皮板件203使用鉚釘連接，與上蒙皮板件202通過螺栓連接。另外，上蒙皮板件202與下蒙皮板件203在蒙皮后部通過螺栓連接。上蒙皮口蓋204與上蒙皮板件202通過螺釘連接，方便拆卸，做為模型安裝、檢查的通道。安裝板207通過螺栓與上蒙皮202及下蒙皮板件203連接， 墊片208用在安裝板207外側，用于模型整體安裝時調整安裝間隙。取樣卡板用于試驗后在模型前緣201結冰處取冰型輪廓，不與模型其它結構連接。模型大部分采用可拆卸連接，便于模型拆解，方便運輸。

尾翼模型安裝具體實施如下：

1、在風洞中兩側開口放入前緣201；

2、組合后體，連接安裝板207，然后通過安裝板207與風洞兩側連接將后體固定到風洞中；

3、連接前緣201和后體，封閉兩側開口；

4、試驗結束后用取樣卡板211在結冰前緣201取冰型。