CN105509917B - 一种飞机机尾罩测温试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机强度试验领域，特别是涉及一种飞机机尾罩测温试验装置，以解决通过目前的计算方法得到的温度场不准确的问题。飞机机尾罩测温试验装置包括：升降台，固定在水平安装面上；龙门架，固定设置在升降台上；发动机，固定安装在所述龙门架上，用于受控地模拟飞机实际飞行过程中的各种指定工作状态；模拟试验件，用于模拟真实的机尾结构，固定设置在所述龙门架上，且位于发动机尾部预定位置处；多个热电偶，均匀分布设置在模拟试验件的外表面，用于实时采集所述模拟试验件的外表面的温度数据。本发明的试验装置通过试验获取比较准确的温度分布情况，从而解决数值仿真分析结果不准确的问题，可以降低飞机研制风险，具有很好的工程适用性。

Description

一种飞机机尾罩测温试验装置

技术领域

本发明涉及飞机强度试验领域，特别是涉及一种飞机机尾罩测温试验装置。

背景技术

目前，一些发动机的二元喷口藏于后机身结构中，是达到隐身目标的关键设计要点之一。发动机喷出的气体温度高、流速快，发动机喷口之后的机体结构必须在温度场和压力场的耦合作用下保证承载能力。但是，为了满足隐身需求，机尾外形往往非常复杂；因此，仅通过目前的理论计算方法很难得到其真实的温度场。

发明内容

本发明的目的是提供了一种飞机机尾罩测温试验装置，能够对机尾结构温度场进行实测，以解决通过目前的计算方法得到的温度场不准确的问题。

本发明的技术方案是：

一种飞机机尾罩测温试验装置，包括：

升降台，固定在水平安装面上；

龙门架，固定设置在所述升降台上；

发动机，固定安装在所述龙门架上，用于受控地模拟飞机实际飞行过程中的各种指定工作状态；

模拟试验件，用于模拟真实的机尾结构，固定设置在所述龙门架上，且位于所述发动机尾部预定位置处；

多个热电偶，均匀分布设置在所述模拟试验件的外表面，用于实时采集所述模拟试验件的外表面的温度数据。

优选的，所述飞机机尾罩测温试验装置还包括：

处理器，用于受控地控制所述发动机模拟飞机实际飞行过程中的各种指定工作状态，同时，所述处理器还用于根据多个所述热电偶传递的温度数据得到所述模拟试验件的温度场。

优选的，所述龙门架包括：

龙门架本体，呈矩形框架；

支撑杆，用于将所述龙门架本体水平固定支撑在所述升降台的顶部。

优选的，所述发动机固定设置在所述支撑杆上，且位于所述龙门架本体与所述升降台之间。

优选的，所述模拟试验件通过夹具固定设置在所述龙门架本体的一端端部，且所述模拟试验件与所述发动机之间的间隙与真实的机尾结构距离发动机的间隙相等。

优选的，所述模拟试验件是通过多根吊挂拉杆固定连接在所述夹具上。

优选的所述吊挂拉杆包括六根，每两根为一组，三组所述吊挂拉杆之间呈三角形分布。

优选的，所述模拟试验件外表面设置有加强筋条。

优选的，与所述热电偶连接的导线外层设置有隔热保护层。

本发明的优点在于：

本发明的飞机机尾罩测温试验装置通过试验获取比较准确的温度分布情况，从而解决数值仿真分析结果不准确的问题，可以降低飞机研制风险，具有很好的工程适用性。

附图说明

图1是本发明飞机机尾罩测温试验装置的结构示意图；

图2是本发明飞机机尾罩测温试验装置中模拟试验件的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

下面结合附图1和图2对本发明飞机机尾罩测温试验装置做进一步详细说明。

本发明提供了一种飞机机尾罩测温试验装置，包括升降台1、龙门架2、发动机3、模拟试验件4、热电偶、处理器等。

升降台1固定在水平安装面上，可以根据需要设置为多种适合的形状，作为一个人工操作平台，用于安装发动机3及其他试验部件；升降台1也可以设置为可升降式，通过液压驱动，以方便操作人员对 各试验部件进行安装、贴片、检查、拆解等工作。

龙门架2通过双排Φ20钢制螺栓连接到在升降台1上，保证二者之间无相对运动，龙门架2同样可以采用多种适合结构，主要用于将发动机3及试验件安装到升降台1上。在本实施例中，龙门架2包括龙门架本体21和支撑杆22；龙门架本体21呈矩形框架状；支撑杆22用于将龙门架本体21水平固定支撑在升降台1的顶部，支撑杆22可以包括左右分布(图1中是上下分布)的两根，在中间位置预留出空隙，以安装发动机3。

发动机3用于受控地(手动控制或者自动控制)模拟飞机实际飞行过程中的各种指定工作状态，例如起飞时发动机工作状态、平飞时的发动机工作状态等等。

发动机3固定安装在龙门架2上，具体地，发动机3是固定设置在支撑杆22上，且位于龙门架本体21与升降台1之间。另外，发动机3在支撑杆22上的安装结构形式与发动机在真实飞机上的安装结构形式(飞机实际结构)相同。

模拟试验件4参照飞机真实外形及材料制造，用于模拟真实的机尾结构，固定设置在龙门架2上，且位于发动机3尾部预定位置处；另外，为了加强模拟试验件4的刚度和结构稳定性，防止在发动机喷口强大气动力作用下产生较大变形，在模拟试验件4外表面均匀设置有多条加强筋条。

模拟试验件4可以通过多种适合的结构固定设置在发动机3尾部；本实施例中，模拟试验件4通过夹具23固定设置在龙门架本体21的一端端部，模拟试验件4与发动机3之间具有间隙(未接触)，且此间隙与真实的机尾结构与发动机3的间隙相等。其中，龙门架2与夹具23之间通过双排Φ20钢制螺栓连接，保证二者之间无相对运 动；另外，夹具6与发动机3之间的连接结构形式与飞机实际结构形式一致。

进一步，模拟试验件4是通过多根吊挂拉杆41固定连接在夹具23上。吊挂拉杆41包括六根，每两根为一组，三组吊挂拉杆41之间呈三角形分布，为三点吊挂形式连接，保证模拟试验件4在飞机发动机3尾喷流吹袭作用下保持位置相对稳定。

热电偶可以包括多个，均匀分布设置在模拟试验件4的外表面，用于实时采集模拟试验件4的外表面的温度数据，以获得精确的温度分布；另外，与热电偶连接的导线外层设置有隔热保护层，采用隔温效果较好的材料制成，能够保证试验数据的有效性和可靠性。

本发明的飞机机尾罩测温试验装置中，得到多个热电偶传递的温度数据后，可以通过人工数理统计的方法获取具有较高置信度的试验结果；另外，也可以设置处理器，处理器根据多个热电偶传递的温度数据自动计算得到模拟试验件4的温度场。进一步，当设置处理器时，也可以通过处理器受控地控制发动机3模拟飞机实际飞行过程中的各种指定工作状态。

本发明的飞机机尾罩测温试验装置运用过程中，首先制造专用升降台1、龙门架2、模拟试验件4、夹具23以及吊挂拉杆41，并选择具有指定技术状态的飞机发动机3。按图纸分别将龙门架2安装到升降台1上，将发动机3安装在龙门架2的支撑杆22，模拟试验件4安装在夹具23上。再在模拟试验件4外表面密布热电偶，将数据传输线应采取相应的热防护措施。

试验开始后，按预订开车程序运转飞机发动机3，到达各指定工作状态后，采集温度数据，该温度数据包括温度分布情况、最高和最低温度所在位置、温度随时间的传导过程等信息，待试验件自然冷却 结束单次试验，重复试验6次，用6组数据降低数据分散性，通过数理统计的方法获取具有较高置信度的试验结果。

本发明的飞机机尾罩测温试验装置通过试验获取比较准确的温度分布情况，从而解决数值仿真分析结果不准确的问题，可以降低飞机研制风险，具有很好的工程适用性。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种飞机机尾罩测温试验装置，其特征在于，包括：

升降台(1)，固定在水平安装面上；

龙门架(2)，固定设置在所述升降台(1)上；

发动机(3)，固定安装在所述龙门架(2)上，用于受控地模拟飞机实际飞行过程中的各种指定工作状态；

模拟试验件(4)，用于模拟真实的机尾结构，固定设置在所述龙门架(2)上，且位于所述发动机(3)尾部预定位置处；

多个热电偶，均匀分布设置在所述模拟试验件(4)的外表面，用于实时采集所述模拟试验件(4)的外表面的温度数据。

2.根据权利要求1所述的飞机机尾罩测温试验装置，其特征在于，还包括：

处理器，用于受控地控制所述发动机(3)模拟飞机实际飞行过程中的各种指定工作状态，同时，所述处理器还用于根据多个所述热电偶传递的温度数据得到所述模拟试验件(4)的温度场。

3.根据权利要求1或2所述的飞机机尾罩测温试验装置，其特征在于，所述龙门架(2)包括：

龙门架本体(21)，呈矩形框架状；

支撑杆(22)，用于将所述龙门架本体(21)水平固定支撑在所述升降台(1)的顶部。

4.根据权利要求3所述的飞机机尾罩测温试验装置，其特征在于，所述发动机(3)固定设置在所述支撑杆(22)上，且位于所述龙门架本体(21)与所述升降台(1)之间。

5.根据权利要求4所述的飞机机尾罩测温试验装置，其特征在于，所述模拟试验件(4)通过夹具(23)固定设置在所述龙门架本体(21)的一端端部，且所述模拟试验件(4)与所述发动机(3)之间的间隙，与真实的机尾结构与所述发动机(3)的间隙相等。

6.根据权利要求5所述的飞机机尾罩测温试验装置，其特征在于，所述模拟试验件(4)是通过多根吊挂拉杆(41)固定连接在所述夹具(23)上。

7.根据权利要求6所述的飞机机尾罩测温试验装置，其特征在于，所述吊挂拉杆(41)包括六根，每两根为一组，三组所述吊挂拉杆(41)之间呈三角形分布。

8.根据权利要求7所述的飞机机尾罩测温试验装置，其特征在于，所述模拟试验件(4)外表面设置有加强筋条。

9.根据权利要求8所述的飞机机尾罩测温试验装置，其特征在于，与所述热电偶连接的导线外层设置有隔热保护层。