一种飞机发动机模型的制作方法

1.本发明属于飞机气动弹性风洞试验模型与增材制造技术领域，尤其涉及一种基于增材制造的针对机翼颤振风洞模型的飞机发动机模型。


背景技术：

2.飞机在气流中运动的时候，会受到空气动力、惯性力和弹性力，三者的相互作用会形成一种自激振动，也被称为颤振现象。当飞机飞行速度超过颤振临界速度时，将发生不可逆的结构性破坏。因此为了确定飞机的整体或局部颤振临界速度，研究相关结构参数对颤振特性的影响，校核已设计的飞机颤振特性和理论计算方法，需要加工制造飞机主要部件的颤振风洞模型并进行风洞试验。其中飞机颤振风洞模型中的发动机模型需要与模拟的真实飞机发动机具有相似的动力学特性，主要包括气动外形和质量分布数据。
3.目前针对飞机发动机的风洞模型并不多见，在增材制造领域虽然有增材制造整个飞机风洞模型，但对飞机发动机部分关注较少，没有形成一种适用于型号、能够反复适用且方便改造及更新换代、可靠性高且满足风洞试验要求的发动机模型。当前应用于型号中的发动机颤振风洞模型主要采用的是金属骨架搭配维形蒙皮和填充泡沫，此种发动机模型的金属骨架采用肋板加前后支撑骨架的形式，需耗费较多的材料。维形蒙皮通常采用玻璃纤维，并在骨架和蒙皮之间填充泡沫材料，对模型的刚度贡献较小，结构效率较低。而且加工费时费力，模型的金属骨架与维形蒙皮在装配过程中需要进行繁复的定位，使得装配效率低且存在较大的误差，不利于气动外形的精确模拟，影响后续风洞试验的精准性，同时加工成本较高，加工周期很长。


技术实现要素：

4.现有技术中，发动机模型耗费材料多、结构效率低、装配效率低且误差较大、加工时间长且成本高，不利于气动外形的精确模拟，影响后续风洞试验的精准性。
5.基于以上问题，本发明的目的在于提供一种飞机发动机模型能够保证飞机发动机模型的气动外形精度及质量分布的准确性，精确模拟真实飞机发动机动力学特性，保证后续风洞试验数据的精准性，同时提高模型加工效率，降低加工成本，而且，此飞机发动机模型的结构设计简洁，即使发动机革新，此飞机发动机模型结构不会发生改变，大大节省时间成本。
6.为达上述目的，本发明采用以下技术方案：
7.一种飞机发动机模型，包括：蒙皮(1)、承重肋板(2)、中间骨架(3)、配重连接支架 (4)、加筋条(7)、配重圆柱(5)，其中：
8.所述蒙皮为模拟真实飞机发动机气动外形的结构；
9.所述承重肋板为贯穿所述蒙皮前后的片状结构，垂直于所述中间骨架、将所述蒙皮内部分割为独立空间，用于支撑蒙皮；
10.所述中间骨架为环形结构，环形结构上有凹槽(9)及第一通孔(10)，用于与吊挂连
接件进行螺栓紧固装配连接；
11.所述配重连接支架，包含所述中间骨架型心位置的第二通孔(11)及用于连接所述中间骨架的肋板(12)，所述中间骨架型心位置的第二通孔用于安装配重圆柱；
12.所述加筋条位于所述中间骨架和所述飞机发动机模型的前缘之间，用于防止蒙皮与承重肋板连接失稳；
13.所述配重圆柱，粘接在所述中间骨架型心位置的第二通孔处。
14.所述发动机模型还包括清粉孔(6)及清粉孔口盖(8)。
15.所述清粉孔，位于所述蒙皮内部各独立部分的前缘和后缘，所述清粉孔口盖与清粉孔一一对应，用于清理增材制造后残留在蒙皮内部的粉末后粘贴在清粉孔处，堵住清粉孔，保证在后续的风洞试验中气流不会进入模型结构内部，对模型造成损坏；
16.所述飞机发动机模型的主体部分为增材制造可使用的材料，所述配重圆柱的材料为金属。
17.所述飞机发动机模型的主体部分为尼龙材质，所述配重圆柱的材质为45号钢。
18.本发明的有益效果为：
19.此种飞机发动机模型可以系列化制造，随着发动机革新，此种发动机模型无需改变结构，只需进行尺寸上的调整，可以减少设计成本；
20.同时通过采用增材制造技术，如sls技术、sla技术等合适的3d打印技术，此种发动机模型的加工效率很高，可以降低加工周期和加工成本；
21.同时此种发动机模型可以保证几何外形精度和质量分布的准确性，在风洞试验中可以更准确有效地实现发动机的动力学相似特性。
附图说明
22.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例的描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的某些具体实施例得到的附图，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
23.图1是本发明提供的一个实施例中发动机模型的结构示意图；
24.图2是本发明提供的一个实施例中发动机模型中间骨架和配重连接支架的结构示意图；
25.图3是本发明提供的一个实施例中得到的真实发动机模型与机翼的连接；
26.图4是本发明提供的一个实施例中得到的真实发动机模型的结构。
27.图1中：
28.1-蒙皮；2-承重肋板；3-中间骨架；4-配重连接支架；5-配重圆柱；6-清粉孔口盖；7-加筋条；8-清粉孔。
29.图2中：
30.9-凹槽；10-第一通孔；11-第二通孔；12-肋板。
具体实施方式
31.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清楚、完
整地描述，显然，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。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。
32.在本发明提供的一实施例中，提供一种飞机发动机模型，包括：蒙皮(1)、承重肋板(2)、中间骨架(3)、配重连接支架(4)、加筋条(7)、清粉孔(6)及清粉孔口盖(8)、配重圆柱 (5)，
33.所述蒙皮为模拟真实飞机发动机气动外形的结构；
34.所述承重肋板为贯穿所述蒙皮前后的片状结构，左右对称且垂直于所述中间骨架，将所述蒙皮内部分割为独立空间；如图1所示，此实施例中设计6块承重肋板，用于支撑蒙皮，同时提供质量、方便配重，所述承重肋板为沿着发动机进气流方向、贯穿所述蒙皮前后的片状结构，将所述蒙皮内部分割为6个独立空间，左右对称且垂直于所述中间骨架。
35.所述中间骨架为圆环形结构，顶部设置有如图2所示的一个30mmx35mm的凹槽(9)和4 个孔径6mm的第一通孔(10)；因为凹槽的尺寸不能超过中间骨架的厚度，第一通孔的尺寸根据紧固螺栓的尺寸来确定，此实施例中采用m6的紧固螺栓与吊挂连接件装配连接，因此设置4个直径6mm的第一通孔。
36.所述配重连接支架，包含所述中间骨架型心位置的1个第二通孔(11)及用于连接所述中间骨架的3个肋板(12)；即图2中不包括中间骨架的其他结构，所述中间骨架型心位置的第二通孔用于安装配重圆柱，所述第二通孔的尺寸为初步确定，最后的结构形式要满足发动机模型动力学特性的要求，此实施例中初步确定的第二通孔直径为50mm，孔径大小在后续可调整，第二通孔与中间骨架通过3个肋板连接。
37.在中间骨架与发动机前缘之间设置加筋条，均匀分布于中间骨架与发动机前缘之间，防止蒙皮和承重肋板连接失稳，此实施例中设置3条加筋条。
38.根据承重肋板的个数确定清粉孔和对应的清粉孔口盖，此实施例中，6个承重肋板将发动机模型的蒙皮内部分割为6个相互独立的空间，在每个独立空间的前缘设置一个清粉孔、后缘设置一个清粉孔，清粉孔的数量为承重肋板数量的2倍，即12个，清粉孔直径为10mm，用于清理增材制造后发动机模型内部的残留粉末。
39.根据清粉孔的尺寸、个数确定对应的清粉孔口盖，用于清理完残留粉末后粘贴在清粉孔处，堵住清粉孔，防止后续的风洞试验中气流进入模型结构内部，对模型造成损坏。
40.所述配重圆柱，粘接在所述中间骨架型心位置的第二通孔处。
41.清粉孔是为了清理增材制造残留粉末而做的预留设计，如果增材制造不残留粉末，可以不设置清粉孔和对应的清粉孔口盖。
42.所述飞机发动机模型的主体部分为增材制造可使用的材料，比如树脂、橡胶、金属等；所述配重圆柱使用密度大，成本低的材料，比如45号钢、65mn钢等。此实施例中，所述飞机发动机模型的主体部分为尼龙材质，所述配重圆柱的材质为45号钢。具体实施结果如图3、图4所示。
43.本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程。
44.所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，仅对发动机模型的实施进行举例说明。以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以
对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本发明的保护范围之内。