专利名称：一种翼型试验件的制作方法
技术领域：
本发明涉及飞机热气防冰系统冰风洞试验的技术领域，具体地涉及一种翼型试验件。
背景技术：
为了对计算模型提供数据支持并对防冰系统效能进行�：说龋ǔＩ杓频研喂苁匝榧⒔涔潭ǖ揭硇褪匝榧薪斜缍词匝�。然而，在现有的飞机热气防冰系统冰风洞试验中均将笛形管试验件的位置固定在翼型试验件的防冰腔内的某一位置处，即该笛形管试验件是不可活动的。众所周知，在防冰系统研发阶段时，笛形管试验件在防冰腔内的位置、喷气孔大小、角度、排数、孔距、排距等参数需综合评估，获得一个优选的结果。如果笛形管试验件无法平动和/或转动，则就无法调节笛形管试验件以获得笛形管试验件相对于防冰腔空间的最佳位置。
发明内容
为了使笛形管试验件在翼型试验件的防冰腔内的位置可以调节以获得该笛形管试验件在防冰腔内的最佳位置或者接近最佳位置，本发明公开了一种翼型试验件，其包括翼型壳体，其包括第一端壁部、与第一端壁部相对的第二端壁部和侧壁部，第一端壁部、第二端壁部和侧壁部形成容纳腔；以及笛形管试验件，其容纳在容纳腔内用于对翼型壳体防冰，笛形管试验件的两端分别可转动地设置到第一端壁部和第二端壁部上。具体地，翼型壳体的第一端壁部上固定有第一套管，翼型壳体的第二端壁部上固定有第二套管，笛形管试验件的两端分别套置到第一套管和第二套管中。更具体地，翼型试验件包括手柄和螺母，手柄的末端布置有螺纹，笛形管试验件设置有与手柄相适配的通孔，第二套管在周向上开设有具有用于手柄在预定角度范围内转动的第一狭槽以及与第一狭槽沿着第二套管的中心对称的第二狭槽，手柄依次穿过第一狭槽、通孔和第二狭槽，螺母螺纹连接紧固螺栓的螺纹上以将笛形管试验件相对第二套管固定。优选地，该第二套管的第一狭槽和/或第二狭槽旁还布置有刻度。
为了解释本发明，将在下文中参考附图描述其示例性实施方式，附图中图1示意性地示出了本发明的翼型试验件的透视图；图2示意性地示出了图1的平面的局部放大图；图3示意性地示出了本发明的翼型试验件的笛形管试验件以及其两端的套管；不同图中的相似特征由相似的附图标记指示。
具体实施例方式图1示意性地示出了本发明的翼型试验件的透视图，图2示意性地示出了图1的平面的局部放大图。结合图1和图2，翼型试验件包括有位置调节组件100、笛形管试验件200以及翼型壳体300。其中，该位置调节组件100用于对笛形管试验件200进行位置调节。其中，所称的笛形管试验件200是在防冰系统冰风洞试验中为了模拟机翼的防冰腔内真实的笛形管而加工制成的试验元件。在此，被放到冰风洞进行试验的是特别设计制造的翼型试验件，该翼型壳体300是模拟真实的机翼缝翼的翼型的试验件。之所以对真实的笛形管设置相应的笛形管试验件并相应于机翼缝翼的翼型设置翼型壳体，这是因为冰风洞试验不太可能以真实飞机为试验对象，实践上为了验证防冰系统的可靠性，会设计并制造相应的试验件。该翼型壳体300包括第一端壁部302、与该第一端壁部302相对的第二端壁部304和侧壁部306，该第一端壁部302、第二端壁部304和侧壁部306形成容纳笛形管试验件200和位置调节组件100的容纳腔。位置调节组件100包括第一盖板102和第二盖板104，该第一盖板102和第二盖板104将笛形管试验件200固定在它们中间。具体地，该第一盖板102上设置有两个卡槽106、108，卡槽106具有通过连通槽110连通在一起的三个圆孔112，三个圆孔112可以限定三个不同的位置，卡槽108具有通过连通槽114连通在一起的三个圆孔116，三个圆孔116可以限定三个不同的位置。其中，卡槽106的三个圆孔112和卡槽108的三个圆孔116大小相同且两两之间的中心距也相同，即，卡槽108是卡槽106的镜像，或者说，卡槽106和卡槽108的形状完全相同。同样地，第二盖板104上也设置有两个卡槽118、120，卡槽118具有通过连通槽119连通在一起的三个圆孔122，三个圆孔122可以限定三个不同的位置，卡槽120具有通过连通槽124连通在一起的三个圆孔126，三个圆孔126可以限定三个不同的位置。其中，卡槽118的三个圆孔122和卡槽120的三个圆孔126大小相同且两两之间的中心距也相同，即，卡槽120是卡槽118的镜像，或者说，卡槽118和卡槽120的形状完全相同。该翼型壳体300的第一端壁部302上具有至少两个固定螺纹圆孔(未示出)，其位置分别和卡槽106、108的圆孔相对应，翼型试验件300的第二端壁部304上也具有至少两个螺纹固定圆孔(未示出)，其位置分别和卡槽118、120的圆孔相对应。笛形管试验件200两端分别套置到第一套管402和第二套管404中，且配合良好，试验前保证其相对密封，而第一套管402和第二套管404其中一端焊接在第一盖板102与第二盖板104上，然后第一盖板102通过两个螺栓(未示出)固定到翼型壳体300的第一端壁部302上，其中，一个螺栓穿过卡槽106中的一个圆孔(例如，从左数的第一个圆孔)并且另一个螺栓穿过卡槽108中的一个与前述圆孔镜像的圆孔(例如，与前述的第一个圆孔相对应的从左数的第一个圆孔)，从而该第一盖板102相对第一端壁部302牢固地固定在一起；第二盖板104通过两个螺栓128、130固定到翼型试验件300的第二端壁部304上，其中，一个螺栓128穿过卡槽118中的一个圆孔(例如，如图所示的从左数的第一个圆孔)并且另一个螺栓130穿过卡槽120中的一个与前述圆孔镜像的圆孔(例如，与前述的第一个圆孔相对应的从左数的第一个圆孔)，从而该第二盖板104相对第二端壁部304牢固地固定在一起。这样，笛形管试验件200就被第一盖板102和第二盖板104固定到位于翼型试验件300的一个位置上，即，如图所示的相对于翼型壳体300的最左位置，当需要向右调节笛形管试验件200的位置以使笛形管试验件200更远离翼型壳体300的侧壁部306前缘时，可以松动各个螺栓然后将第一盖板102和第二盖板104向右推动再将各个螺栓分别锁紧到卡槽106、108、118、120的第二个圆孔或者第三个圆孔中。当将翼型试验件放到模拟各种气象条件的冰风洞内进行试验时，该笛形管试验件200即由其上设置的多个喷射孔喷射出温度相对较高的气流以用于翼型壳体300防冰。当笛形管试验件200需要更靠近或者远离翼型壳体300的侧壁部306前缘时，可以如上所述地进行调节以使该笛形管试验件200的热气发挥最优性能。本领域技术人员应当可以理解，设置在第一盖板102和第二盖板104的各个卡槽可以以设置在不同位置的三个独立的圆孔替代。可选择的，还可以在第一盖板102靠近第一端壁部302的一侧设置有齿轮，相应地，在第一端壁部302上设置有齿条，再另外加设紧固件，藉此，第一盖板102可相对翼型壳体300平动，同样地，也可以在第二盖板104和第二端壁部304之间采用齿轮和齿条的结构。无论如何设置，只要能够实现笛形管试验件200相对翼型壳体300具有至少两个空间位置即可。本领域技术人员还可以理解，前述的螺栓128、130也可以以其他紧固件来替代。较优地，卡槽106、108和另两个卡槽118、120的每一个所在的直线基本平行于机翼前缘线。具体地，该翼型壳体300为缝翼模型，第一端壁部302和第二端壁部304分别为缝翼模型的缝翼端肋。图3示意性地示出了本发明的翼型试验件的笛形管试验件以及其两端的套管。结合图1-图3，该翼型壳体300内的笛形管试验件200的两端还可以相对第一盖板102、第二盖板104转动。易言之，该笛形管试验件200的两端分别可转动地设置到第一端壁部302和第二端壁部304上。具体地，该翼型壳体300的第一端壁部302上固定有第一套管402，该翼型壳体300的第二端壁部304上固定有第二套管404，该笛形管试验件200的两端分别套置到该第一套管402和第二套管404中。更具体地，该翼型试验件还包括手柄406和螺母408，其中，手柄406为圆柱状且在末端布置有螺纹，该笛形管试验件200设置有与手柄406相适配的通孔(未示出)，该第二套管404在周向上开设有具有用于手柄406在预定角度范围内转动的第一狭槽410以及与第一狭槽410沿着第二套管404的中心对称的第二狭槽(未示出)，该手柄406依次穿过第一狭槽410、通孔和第二狭槽，螺母408螺纹连接该手柄406上以将笛形管试验件200相对该第二套管404固定。为了避免较大地影响笛形管试验件200内部的热气流动，可以将手柄406位于笛形管内部的外径设置得相对较小并将位于笛形管试验件200外部的外径设置得相对较大，这样，由于变径产生的凸台正好可以卡在笛形管试验件200的外表面上。优选地，该第二套管404的第一狭槽410和/或第二狭槽旁还布置有刻度412。这样，当需要转动该笛形管试验件200时，试验者可以松开该螺母408，并且手持该手柄406逆时针或顺时针地旋转该笛形管试验件200到一定刻度412，该笛形管试验件200就在该第一狭槽410和第二狭槽所限定的角度范围内转动。另外，由于第一狭槽410和第二狭槽限定的角度是很小的，故本发明的笛形管试验件200可以实现微调。本发明不以任何方式限制于在说明书和附图中呈现的示例性实施方式。示出以及描述的实施方式(的部分)的所有组合明确地理解为并入该说明书之内并且明确地理解为落入本发明的范围内。而且，在如权利要求书概括的本发明的范围内，很多变形是可能的。此外，不应该将权利要求书中的任何参考标记构造为限制本发明的范围。
权利要求
1.一种翼型试验件，其包括翼型壳体，其包括第一端壁部、与所述第一端壁部相对的第二端壁部和侧壁部，所述第一端壁部、所述第二端壁部和所述侧壁部形成容纳腔；以及笛形管试验件，其容纳在所述容纳腔内用于对所述翼型壳体防冰，所述笛形管试验件的两端分别可转动地设置到所述第一端壁部和第二端壁部上。
2.根据权利要求1所述的翼型试验件，其特征在于，所述翼型壳体的第一端壁部上固定有第一套管，所述翼型壳体的第二端壁部上固定有第二套管，所述笛形管试验件的两端分别套置到所述第一套管和所述第二套管中。
3.根据权利要求2所述的翼型试验件，其特征在于，所述翼型试验件包括手柄和螺母， 所述手柄的末端布置有螺纹，所述笛形管试验件设置有与所述手柄相适配的通孔，所述第二套管在周向上开设有具有用于所述手柄在预定角度范围内转动的第一狭槽以及与所述第一狭槽沿着所述第二套管的中心对称的第二狭槽，所述手柄依次穿过所述第一狭槽、所述通孔和所述第二狭槽，所述螺母螺纹连接所述紧固螺栓的螺纹上以将所述笛形管试验件相对所述第二套管固定。
4.根据权利要求3所述的翼型试验件，其特征在于，该第二套管的第一狭槽和/或第二狭槽旁还布置有刻度。
全文摘要
一种翼型试验件，其包括翼型壳体，其包括第一端壁部、与第一端壁部相对的第二端壁部和侧壁部，第一端壁部、第二端壁部和侧壁部形成容纳腔；以及笛形管试验件，其容纳在容纳腔内用于对翼型壳体防冰，笛形管试验件的两端分别可转动地设置到第一端壁部和第二端壁部上。本发明可以使笛形管试验件在翼型试验件的防冰腔内的位置可以调节以方便计算验证该笛形管试验件在防冰腔内应当处于的最佳位置或者接近最佳位置。
文档编号G01M9/00GK103017998SQ20121049326
公开日2013年4月3日 申请日期2012年11月28日 优先权日2012年11月28日
发明者王大伟, 李革萍, 霍西恒, 李志茂, 白穆, 曾飞雄 申请人:中国商用飞机有限责任公司, 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院
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