一种弹性机翼脉动压力试验模型的制作方法

1.本实用新型属于航空航天测试技术领域，更具体地，涉及一种弹性机翼脉动压力试验模型。


背景技术：

2.脉动压力作为飞行器结构响应的激励源和产生气动噪声的根源，是飞行器空气动力学研究中的重要内容之一。脉动压力载荷研究在我国起始于上世纪60年代。相关风洞试验技术已成为成熟的研究手段，并逐步受到航空、航天型号设计的重视。目前通用的脉动压力测量技术是使用的是刚性缩尺模型在风洞中进行试验测量。模型要满足几何相似准则。测试元件为高精度、宽频响、快速响应动态压力传感器，采用头部与模型表面齐平的安装形式。脉动压力测量试验要求模型刚性。试验过程中模型不可能做到完全刚性，通常要求模型与支撑机构、支撑机构与风洞刀架之间的连接尽可能接近固支条件，支撑在风洞中的整个模型结构系统的固有频率要高于非定常压力载荷的上限。但对于实际飞行环境来说，如果机翼上的脉动压力频率与结构的低阶频率很接近，会发生流固耦合现象，此时的脉动压力环境与风洞中采用刚性模型测量得到的结果会有明显的差异，风洞试验结果用于载荷与噪声环境评估有着很大程度上的失真。
3.因此，需要一种弹性机翼脉动压力试验模型制造方法，以解决上述问题。


技术实现要素：

4.本实用新型的目的是提供一种弹性机翼脉动压力试验模型及制造方法，以解决风洞试验时模型因流固耦合现象导致载荷与噪声环境评估存在较大的失真的问题。
5.为了实现上述目的，本实用新型提供一种弹性机翼脉动压力试验模型，包括模型本体、至少一个盖片和至少一个压力传感器，所述模型本体设有多个条形凹槽，每个所述凹槽沿所述模型本体的长度方向延伸，且沿所述模型本体的宽度方向依次设置；每个所述凹槽内填充有硬质填充材料，至少一个所述压力传感器通过固定填料设于一个所述凹槽内填充的所述硬质填充材料内，每个所述压力传感器的表面被一个所述盖片覆盖，所述盖片上设有通孔，所述压力传感器的头部露出于所述通孔。
6.优选地，所述压力传感器为圆片式脉动压力传感器，所述凹槽的深度不小于所述压力传感器的厚度，所述凹槽的宽度不小于所述压力传感器的直径。
7.优选地，所述压力传感器的所述头部不超出所述模型本体的表面。
8.优选地，所述盖片的所述通孔的直径与所述压力传感器头部的直径之差不大于0.1mm。
9.优选地，所述盖片的厚度为0.2-0.5mm。
10.优选地，所述盖片连接于所述硬质填充材料，至少覆盖于所述压力传感器所在的区域，且不超出所述凹槽的范围。
11.优选地，所述盖片通过胶粘连接于所述硬质填充材料。
12.优选地，所述硬质填充材料为硬质泡沫，所述盖片的材质为金属，所述固定填料为软质填料。
13.优选地，设有所述至少一个压力传感器的所述凹槽的至少一端设有信号线孔，所述压力传感器的信号线穿出所述信号线孔。
14.优选地，所述固定填料为硅橡胶。
15.本实用新型涉及的一种弹性机翼脉动压力试验模型，其有益效果在于：使用弹性模型进行脉动压力测量，考虑流固耦合效应的影响，得到的结果更接近真实飞行环境；模型本体填充硬质填充材料、小型传感器、盖片所提供的附加质量、附加刚度都很小，可以使试验结果更加准确。
16.本实用新型的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
17.通过结合附图对本实用新型示例性实施方式进行更详细的描述，本实用新型的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本实用新型示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
18.图1示出了本实用新型的一个示例性实施例的弹性机翼脉动压力试验模型的结构示意图；
19.图2示出了图1的局部放大示意图；
20.图3示出本实用新型的一个示例性实施例的弹性机翼脉动压力试验模型中模型本体的剖视图；
21.图4示出了本实用新型的一个示例性实施例的弹性机翼脉动压力试验模型的剖视图。
22.附图标记说明：
23.1、凹槽；2、硬质填充材料；3、盖片；4、压力传感器；5、固定填料；6、模型本体。
具体实施方式
24.下面将更详细地描述本实用新型的优选实施方式。虽然以下描述了本实用新型的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本实用新型而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本实用新型更加透彻和完整，并且能够将本实用新型的范围完整地传达给本领域的技术人员。
25.在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”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实用新型和简化描述，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实用新型的限制。
26.为解决现有技术存在的问题，本实用新型提供了一种弹性机翼脉动压力试验模型，如图1和图4所示，包括弹性的模型本体6、至少一个盖片3和至少一个压力传感器4，模型本体6设有多个条形凹槽1，每个凹槽1沿模型本体1的长度方向延伸，且沿模型本体1的宽度
方向依次设置；每个凹槽1内填充有硬质填充材料2，至少一个压力传感器4通过固定填料5设于一个凹槽1内填充的硬质填充材料2内，每个压力传感器4的表面被一个盖片3覆盖，盖片3上设有通孔，压力传感器4的头部露出通孔。
27.本实用新型涉及的弹性机翼脉动压力试验模型，使用弹性模型进行脉动压力测量，考虑流固耦合效应的影响，得到的结果更接近真实飞行环境；模型本体6填充硬质填充材料2、小型传感器、盖片3所提供的附加质量、附加刚度都很小，可以使试验结果更加准确。
28.通过设置凹槽1和调整凹槽1的数量和布置位置，可以使试验模型达到真实机翼模型的一阶频率，便于模拟真实飞行环境，通过硬质填充材料2填充凹槽1，通过凹槽1内设置固定填料5固定压力传感器4，可以使压力传感器4的安装不影响试验模型的气动外形，提高试验结果的准确率。
29.压力传感器4为圆片式脉动压力传感器，凹槽1的深度不小于压力传感器4的厚度，凹槽1的宽度不小于压力传感器4的直径。
30.本技术中，凹槽1为矩形条状结构，通过开设凹槽1并调整凹槽1的数量和宽度、间距等相关参数，使试验模型的一阶频率可以满足所需的一阶频率，以更符合真实飞行状态。设有至少一个压力传感器4的凹槽1的至少一端设有信号线孔，压力传感器4的信号线穿出信号线孔。
31.盖片3的材质为金属，由金属制成薄片结构，压力传感器4的头部不超出模型本体6的表面。盖片3的通孔的直径与压力传感器4头部的直径之差不大于0.1mm，以便能够使压力传感器4与盖片3通孔连接处具有一定的密封效果。盖片3的厚度为0.2-0.5mm。盖片3连接于硬质填充材料2，至少覆盖于压力传感器4所在的区域，且不超出凹槽1的范围。盖片3的面积应刚好覆盖压力传感器4周围的区域，即盖片3略大于压力传感器4的直径为宜。盖片3嵌于硬质填充材料2内，且与硬质填充材料2的表面齐平，盖片3通过胶粘连接于硬质填充材料2。
32.压力传感器4的头部不超出模型本体6的表面，即压力传感器4从通孔露出并与盖片3表面齐平或略凹。
33.硬质填充材料2的材质为硬质泡沫，通过硬质泡沫填充至凹槽1内，并通过打磨处理使试验模型与机翼的气动外形一致。
34.固定填料5为软质填料，作为优选，固定填料5为硅橡胶，通过固定填料5填充进凹槽1内，且位于硬质填充材料2下方，用于将压力传感器4固定。
35.本实用新型的弹性机翼脉动压力试验模型的制造方法如下：
36.步骤1、根据真实机翼结构的一阶频率，计算获取试验模型的一阶频率；
37.步骤2、选定模型材料通过三维建模形成模拟模型，在模拟模型上开设凹槽1，调整凹槽1的数量及位置使模拟模型的固有频率与试验模型的一阶频率相同；
38.步骤3、利用模型材料根据开槽后的模拟模型加工成型，形成模型本体6，并在凹槽1内放置压力传感器4及其信号线；
39.步骤4、使用硬质填充材料2填充凹槽1，并在压力传感器4及其信号线处预留固定空间，打磨硬质填充材料2，使模型本体6与真实机翼结构的气动外形一致；
40.步骤5、在固定空间内填充固定填料5以固定压力传感器4，并在固定空间的顶部设置盖片3以封闭固定空间，并使压力传感器4的头部露出于通孔。
41.本实用新型采用弹性模型进行脉动压力测量，能更好反映流动与机翼结构振动的
流固耦合作用，得到的脉动压力数据相比采用刚性模型获得的试验数据更接近真实飞行环境。
42.在步骤1中：通过对真实机翼结构进行物理试验或有限元分析获取真实机翼结构的一阶频率，根据真实机翼结构的一阶频率，通过相似关系计算试验模型的一阶频率。
43.真实机翼结构的一阶频率即一阶振动频率，通过相似关系计算从真实机翼结构的一阶频率获取所需模型本体6的一阶频率属于现有技术，具体计算过程不再赘述。
44.上述制造方法还包括：硬质填充材料2为硬质泡沫，盖片3的材质为金属，固定填料5为软质填料，盖片3与硬质填充材料2粘接。压力传感器4的头部不超出模型本体6的表面；和/或，
45.通孔的直径与压力传感器4的头部的直径之差不大于0.1mm。
46.在步骤2中，不同的模型材料质量和刚度存在差异，因此在进行三维建模之前，先选定合适的模型材料，模型材料可以为金属，在三维建模过程中，利用开槽1调整模型的固有频率，使其与步骤1中计算获得的试验模型的一阶频率一致。利用三维建模软件进行机翼截面设计，在机翼截面的适当部位开槽，使模型与实际机翼的结构一阶模态满足动力学相似，包括振型和频率相似。
47.在步骤3中，将步骤2中选定的模型材料模拟模型加工成型，可以采用机加工，也可以采用3d打印，获得模型本体，模型本体6上设有若干凹槽1，利用凹槽1的结构布置压力传感器1即其信号线。
48.在步骤4中，使用硬质泡沫作为硬质填充材料2填充于凹槽1，仅留出压力传感器4所在的位置，即固定空间，并硬质泡沫打磨处理，以保证模型本体6的外形与机翼真实模型应有的气动外形一致，使用胶水将硬质泡沫与模型本体6进行粘接固定。
49.在模型本体6的凹槽1内布置片式脉动压力传感器4，再使用硬质泡沫进行填充，仅留出压力传感器4位置处的区域，保证机翼的气动外形。
50.在步骤5中，在固定空间处填充固定填料5，如硅橡胶，使压力传感器4固定，压力传感器4嵌于硬质填充材料2内，固定填料5位于压力传感器4的底部以使压力传感器4与模型本体6的凹槽1连接固定，固定填料5可以不满填于固定空间，在压力传感器4的顶端将盖片3嵌于硬质填充材料2并与硬质填充材料2表面齐平，以封闭固定空间，压力传感器4的头部通盖片3的通孔处露出，且与盖片3表面齐平或略凹，盖片3通过粘接固定于硬质填充材料2。
51.通过本方法制造获取的试验模型，使用弹性模型进行脉动压力测量，考虑流固耦合效应的影响，得到的结果更接近真实飞行环境；试验模型填充泡沫材料、小型传感器、薄金属制成的盖片3所提供的附加质量、附加刚度都很小，可以使试验结果更加准确。试验模型与实际机翼的结构一阶模态满足动力学相似，包括振型和频率相似，设计过程简单，模型加工难度较低，试验后脉动压力传感器可回收，经济效益较好。
52.以上已经描述了本实用新型的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。