專利名稱：一種開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種適用于飛機(jī)領(lǐng)域的熱氣防冰腔內(nèi)部流動(dòng)傳熱特性參數(shù)研究的試驗(yàn)裝置，更特別地說(shuō)，是指一種開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置。
背景技術(shù)：
當(dāng)飛機(jī)在結(jié)冰氣象條件下飛行時(shí)，懸浮的過(guò)冷水滴會(huì)在機(jī)翼、螺旋槳、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道、擋風(fēng)玻璃以及傳感器等部件表面出現(xiàn)結(jié)冰。結(jié)冰問題將嚴(yán)重影響飛機(jī)飛行的安全性。熱氣防冰系統(tǒng)通過(guò)從發(fā)動(dòng)機(jī)引高溫氣體，加熱防冰表面，是目前最常用的一種防冰系統(tǒng)。由于熱氣防冰系統(tǒng)的能量來(lái)自發(fā)動(dòng)機(jī)，提高熱氣防冰系統(tǒng)的效率對(duì)于降低能量代償損失、提高發(fā)動(dòng)機(jī)推力具有重要意義。熱氣防冰系統(tǒng)效率的提高依賴于對(duì)熱氣防冰腔內(nèi)流動(dòng)及傳熱過(guò)程的深入研究。
飛機(jī)熱氣防冰腔通過(guò)從發(fā)動(dòng)機(jī)引高溫氣體，經(jīng)由供氣笛形管送至腔內(nèi)加熱防冰表面，是目前商用飛機(jī)防冰系統(tǒng)最常用的一種基本結(jié)構(gòu)，包括我國(guó)正在研制的支線客機(jī)ARJ21以及大型客機(jī)C919也是采用這種結(jié)構(gòu)形式。但是，飛機(jī)熱氣防冰腔內(nèi)部結(jié)構(gòu)因素繁多包括笛形管熱氣射流孔排列、射流孔的直徑和間距、射流孔和腔體的相對(duì)位置、笛形管在腔內(nèi)的相對(duì)位置等，內(nèi)部熱氣流動(dòng)呈現(xiàn)嚴(yán)重的三維特性，引起的換熱很復(fù)雜，腔內(nèi)結(jié)構(gòu)對(duì)熱氣與腔內(nèi)壁面之間的換熱影響較大，從而影響防冰腔熱效率。目前針對(duì)熱氣防冰腔內(nèi)結(jié)構(gòu)影響流動(dòng)傳熱的機(jī)理研究還不全面，尤其缺乏實(shí)驗(yàn)研究工作，使得國(guó)內(nèi)對(duì)這一結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)與研制不得不依賴國(guó)外供應(yīng)商。為了能盡快擺脫對(duì)國(guó)外技術(shù)的依賴，使我國(guó)能獨(dú)立自主的研制熱氣防冰腔結(jié)構(gòu)，相關(guān)實(shí)驗(yàn)工作的開展就非常重要，傳統(tǒng)的熱氣防冰腔實(shí)驗(yàn)裝置為了保證腔體承受內(nèi)部壓力，均做成管腔一體的模式并通過(guò)焊接成型，但考慮到熱氣防冰腔的前緣表面是連續(xù)變曲率的翼型結(jié)構(gòu)，加工成本非常高，而關(guān)注的繁多結(jié)構(gòu)主要集中在內(nèi)部笛形管的調(diào)換上，本發(fā)明公開一種開放式飛機(jī)熱氣防冰腔實(shí)驗(yàn)裝置，在保證腔體耐壓特征不變的前提下，實(shí)現(xiàn)腔體與不同結(jié)構(gòu)、管徑笛形管的靈活裝配，解決費(fèi)用高昂的試驗(yàn)裝置成本問題。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置，該試驗(yàn)裝置能夠?qū)釟夥辣粡?fù)雜結(jié)構(gòu)影響內(nèi)部流動(dòng)傳熱的特性進(jìn)行深入研究，從而全面揭示防冰腔熱性能的影響因素，實(shí)現(xiàn)在防冰熱載荷分布已知的情況下，能夠進(jìn)行防冰腔復(fù)雜結(jié)構(gòu)和供氣參數(shù)的預(yù)設(shè)計(jì)，并對(duì)已知防冰腔能否滿足防冰需求進(jìn)行科學(xué)快捷的總體性能評(píng)價(jià)。本發(fā)明的一種開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置，其包括有供氣笛形管(2)、第一防冰腔板(3)、第二防冰腔板(4)、第一墊圈(6)、第二墊圈(7)、共形端蓋組件(8)和緊固定位桿；緊固定位桿安裝在第一防冰腔板(3)與第二防冰腔板(4)之間；第一防冰腔板(3)上設(shè)有第一通孔(33)和第四通孔(34);所述第一通孔(33)內(nèi)放置有共形端蓋組件(8)的端蓋座(81);所述第四通孔(34)用于緊固定位桿的一端穿過(guò)；
第一防冰腔板(3)的正板面(31)上設(shè)有與翼型熱氣防冰腔空腔(I)翼形相同的第一翼形凹槽(311);所述第一翼形凹槽(311)用于放置翼型熱氣防冰腔空腔(I)的一端；第二防冰腔板(4)上設(shè)有第五通孔(46);所述第五通孔(46)用于緊固定位桿的另
一端穿過(guò)；第二防冰腔板(4)的的正板面(41)上設(shè)有與翼型熱氣防冰腔空腔(I)翼形相同的第二翼形凹槽(411);所述第二翼形凹槽(411)用于放置翼型熱氣防冰腔空腔(I)的另一端；在所述第二翼形凹槽(411)內(nèi)設(shè)有沉頭定位孔，所述沉頭定位孔用于放置供氣笛形管
(2)的定位端(21)； 供氣笛形管(2)為中空結(jié)構(gòu)，即中部設(shè)有盲孔(25);供氣笛形管(2)的一端為定位端(21)，供氣笛形管(2)的另一端為進(jìn)氣端(22);供氣笛形管(2)的管體(23)上設(shè)有多個(gè)射流孔(24)；共形端蓋組件(8 )包括有端蓋座(81)、大密封圈(82 )、小密封圈(83 )、螺帽(84)和墊圈(85);所述端蓋座(81)的中心開設(shè)有第三通孔(812)，所述端蓋座(81)的外部設(shè)有盤緣(814);盤緣(814)上設(shè)有凹槽(815)和安裝螺紋孔(816)，所述凹槽(815)用于放置大密封圈(82);所述端蓋座(81)的一端為外螺紋段(811)，所述端蓋座(81)的另一端為光滑段(813);所述端蓋座(81)的外螺紋段(811)上螺紋連接有螺帽(84)，螺帽(84)與端蓋座(81)安裝時(shí)，先在螺帽(84 )內(nèi)放入墊圈(85 )、小密封圈(83 )后，將螺帽(84 )套在端蓋座(81)的外螺紋段(811)上；所述螺帽(84)中心是第二通孔(843 )，所述第二通孔(843 )內(nèi)設(shè)有內(nèi)螺紋(841)和內(nèi)擋板(842)，所述內(nèi)擋板(842)用于放置墊圈(85)。本發(fā)明設(shè)計(jì)的開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置，通過(guò)更換第一防冰腔板(3)實(shí)現(xiàn)不同結(jié)構(gòu)的供氣笛形管(2)更換，同時(shí)保證供氣笛形管(2)永遠(yuǎn)垂直于第一防冰腔板(3)與第二防冰腔板(4)。本發(fā)明設(shè)計(jì)的開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置，供氣笛形管(2)的定位端與第二防冰腔板(4)上的多個(gè)沉頭定位孔的配合，實(shí)現(xiàn)了供氣笛形管(2)在翼型熱氣防冰腔空腔
(I)內(nèi)的位置變化。本發(fā)明開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置的優(yōu)點(diǎn)在于①不同結(jié)構(gòu)的笛形管2能夠通過(guò)共形端蓋組件8與第一防冰腔板3的連接，能夠?qū)崿F(xiàn)多個(gè)笛形管2在鋁制翼型熱氣防冰腔空腔I進(jìn)行飛機(jī)熱氣防冰腔內(nèi)部流動(dòng)傳熱特性測(cè)試，從而大幅降低了測(cè)試成本。②共形端蓋組件8通過(guò)大小密封件、墊圈與螺紋連接方式的密封配合，使得共形端蓋組件8與第一防冰腔板3的拆卸方便。③不同結(jié)構(gòu)的笛形管2與第二防冰腔板4上的定位孔安裝，能夠改變笛形管2在鋁制翼型熱氣防冰腔空腔I中的位置，實(shí)現(xiàn)笛形管2相對(duì)于鋁制翼型熱氣防冰腔空腔I前緣的多個(gè)距離的測(cè)試。④利用兩塊防冰腔板夾持鋁制翼型熱氣防冰腔空腔I、以及共形端蓋組件8與第一防冰腔板3的配合，保證了鋁制翼型熱氣防冰腔空腔I在本發(fā)明試驗(yàn)裝置中的測(cè)試位置和鋁制翼型熱氣防冰腔空腔I的氣密性。⑤更換不同位置的第一通孔33的第一防冰腔板3能夠?qū)崿F(xiàn)不同結(jié)構(gòu)的供氣笛形管2在第二防冰腔板4不同定位孔上的安裝。


圖I是本發(fā)明開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置的外部結(jié)構(gòu)圖。圖IA是圖I的分解圖。圖2是本發(fā)明第一防冰腔板3的結(jié)構(gòu)圖。圖3是本發(fā)明第二防冰腔板4的結(jié)構(gòu)圖。圖4是本發(fā)明共形端蓋組件的分解圖。圖4 A是本發(fā)明共形端蓋組件的剖示圖。圖4B是本發(fā)明共形端蓋組件中螺帽的結(jié)構(gòu)圖。圖5是本發(fā)明供氣笛形管的結(jié)構(gòu)圖。圖5A是本發(fā)明供氣笛形管的圓周截面圖。圖5B是本發(fā)明供氣笛形管的軸向截面圖。圖5C是本發(fā)明供氣笛形管中射流孔的第一種排布示意圖。圖是本發(fā)明供氣笛形管中射流孔的第二種排布示意圖。圖5E是本發(fā)明供氣笛形管中射流孔的第三種排布示意圖。圖5F是本發(fā)明供氣笛形管中射流孔為圓柱形通孔的結(jié)構(gòu)圖。圖5G是本發(fā)明供氣笛形管中射流孔為漸縮形通孔的結(jié)構(gòu)圖。圖6是供氣笛形管與翼型熱氣防冰腔空腔的裝配圖。圖6A是供氣笛形管與翼型熱氣防冰腔空腔裝配一起的右視面圖。權(quán)利要求
1.一種開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置，其特征在于包括有供氣笛形管(2)、第一防冰腔板(3)、第二防冰腔板(4)、第一墊圈(6)、第二墊圈(7)、共形端蓋組件(8)和緊固定位桿；緊固定位桿安裝在第一防冰腔板(3)與第二防冰腔板(4)之間； 第一防冰腔板(3)上設(shè)有第一通孔(33)和第四通孔(34);所述第一通孔(33)內(nèi)放置有共形端蓋組件(8)的端蓋座(81);所述第四通孔(34)用于緊固定位桿的一端穿過(guò)； 第一防冰腔板(3)的正板面(31)上設(shè)有與翼型熱氣防冰腔空腔(I)翼形相同的第一翼形凹槽(311);所述第一翼形凹槽(311)用于放置翼型熱氣防冰腔空腔(I)的一端； 第二防冰腔板(4)上設(shè)有第五通孔(46);所述第五通孔(46)用于緊固定位桿的另一端穿過(guò)； 第二防冰腔板(4)的的正板面(41)上設(shè)有與翼型熱氣防冰腔空腔(I)翼形相同的第二翼形凹槽(411);所述第二翼形凹槽(411)用于放置翼型熱氣防冰腔空腔(I)的另一端；在 所述第二翼形凹槽(411)內(nèi)設(shè)有沉頭定位孔，所述沉頭定位孔用于放置供氣笛形管(2)的定位端(21)； 供氣笛形管(2)為中空結(jié)構(gòu)，即中部設(shè)有盲孔(25);供氣笛形管(2)的一端為定位端(21)，供氣笛形管(2)的另一端為進(jìn)氣端(22);供氣笛形管(2)的管體(23)上設(shè)有多個(gè)射流孔(24)； 共形端蓋組件(8)包括有端蓋座(81)、大密封圈(82)、小密封圈(83)、螺帽(84)和墊圈(85);所述端蓋座(81)的中心開設(shè)有第三通孔(812)，所述端蓋座(81)的外部設(shè)有盤緣(814);盤緣(814)上設(shè)有凹槽(815)和安裝螺紋孔(816)，所述凹槽(815)用于放置大密封圈(82);所述端蓋座(81)的一端為外螺紋段(811)，所述端蓋座(81)的另一端為光滑段(813);所述端蓋座(81)的外螺紋段(811)上螺紋連接有螺帽(84)，螺帽(84)與端蓋座(81)安裝時(shí)，先在螺帽(84)內(nèi)放入墊圈(85)、小密封圈(83)后，將螺帽(84)套在端蓋座(81)的外螺紋段(811)上； 所述螺帽(84)中心是第二通孔(843)，所述第二通孔(843)內(nèi)設(shè)有內(nèi)螺紋(841)和內(nèi)擋板(842 )，所述內(nèi)擋板(842 )用于放置墊圈(85 )。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置，其特征在于供氣笛形管(2)在圓周上設(shè)有不超過(guò)三列的射流孔(24)。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置，其特征在于供氣笛形管(2)上的射流孔(24)為圓形通孔。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置，其特征在于供氣笛形管(2)上的射流孔(24)為錐形通孔。
5.根據(jù)權(quán)利要求I所述的開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置，其特征在于供氣笛形管(2)上的射流孔(24)在軸向上的排布為同行同列排列。
6.根據(jù)權(quán)利要求I所述的開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置，其特征在于供氣笛形管(2)上的射流孔(24)在軸向上的排布為交錯(cuò)排列。
7.根據(jù)權(quán)利要求I所述的開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置，其特征在于通過(guò)更換第一防冰腔板(3)實(shí)現(xiàn)不同結(jié)構(gòu)的供氣笛形管(2)更換，同時(shí)保證供氣笛形管(2)垂直于第一防冰腔板(3)與第二防冰腔板(4)。
8.根據(jù)權(quán)利要求I所述的開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置，其特征在于供氣笛形管(2)的定位端與第二防冰腔板(4)上的多個(gè)沉頭定位孔的配合，實(shí)現(xiàn)了供氣笛形管(2)在翼型熱氣防冰腔空腔(I)內(nèi)的位置更換。
9.根據(jù)權(quán)利要求I所述的開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置，其特征在于第一防冰腔板(3)和第二防冰腔板(4)為絕熱絕緣的板材。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種開放式飛機(jī)熱氣防冰腔試驗(yàn)裝置，其供氣笛形管的定位端安裝在第二防冰腔板的沉頭定位孔中，第二墊圈置于第二翼形凹槽中，第一墊圈置于第一翼形凹槽中，共形端蓋組件安裝在第一防冰腔板上，翼型熱氣防冰腔空腔的兩端分別安裝在第一防冰腔板與第二防冰腔板之間，4根緊固定位桿穿出第一防冰腔板與第二防冰腔板的相應(yīng)安裝孔，通過(guò)螺母緊固定位桿的兩端，實(shí)現(xiàn)第一防冰腔板與第二防冰腔板夾緊翼型熱氣防冰腔空腔的安裝。本發(fā)明試驗(yàn)裝置能夠?qū)σ硇蜔釟夥辣粡?fù)雜結(jié)構(gòu)影響內(nèi)部流動(dòng)傳熱的特性進(jìn)行深入研究，從而全面揭示防冰腔熱性能的影響因素，實(shí)現(xiàn)在防冰熱載荷分布已知的情況下，能夠進(jìn)行防冰腔復(fù)雜結(jié)構(gòu)和供氣參數(shù)的預(yù)設(shè)計(jì)，并對(duì)已知防冰腔能否滿足防冰需求進(jìn)行科學(xué)快捷的總體性能評(píng)價(jià)。
文檔編號(hào)B64F5/00GK102756809SQ20121023660
公開日2012年10月31日 申請(qǐng)日期2012年7月7日 優(yōu)先權(quán)日2012年7月7日
發(fā)明者卜雪琴, 彭瓏, 曾宇, 林貴平, 蔡琰, 郁嘉 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)