CN103592100A - 一种栅格翼风洞试验模型缩比方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种栅格翼风洞试验模型缩比方法，本发明采用合并相邻单元格，拉伸栅格翼弦长并增大栅格壁厚及边框厚度的方法，保证模型缩比后零攻角升力面积及迎风阻力面积保持不变，弦长拉长倍数及格壁增厚倍数与单元格合并数量呈正比，利用本发明设计的模型加工难度大大降低，缩短了加工周期，风洞试验过程中，在超声速气流作用下，栅格翼模型未出现折断或损坏，经过风洞试验验证，真实还原了设计方案的气动特性，适用于因栅格翼缩比后尺寸过小的风洞试验模型设计。
Description
技术领域
本发明涉及一种缩比方法，尤其涉及一种栅格翼风洞试验模型缩比方法，属于实验空气动力学领域。
背景技术
风洞试验模型通常是根据相似准则进行等比缩小，来模拟飞行器真实的飞行环境，但由于栅格翼栅格数多，格间距小且格壁较薄，等比例缩小尺寸会变得更小，在风洞试验时容易栅格翼流场阻塞，无法真实还原高速气流经过栅格翼的流场，致使带栅格翼导弹的吹风结果与设计状态严重不符，失去了风洞试验校验设计方案的意义。同时，缩比后的模型在工艺上很难实现，即使加工完成模型强度也达不到高马赫数风洞试验的要求。
发明内容
本发明所解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种栅格翼风洞试验模型缩比方法，利用本发明设计的模型加工难度大大降低，缩短了加工周期。
本发明的技术方案是：一种栅格翼风洞试验模型缩比方法，从栅格翼的翼稍处开始，将上边框边界中相邻的2至4个栅格进行合并作为等腰直角三角形的斜边，进而合并形成等腰直角三角形，然后以等腰直角三角形的直角边作为边长合并形成正方形，以此类推，不断合并形成等腰直角三角形和正方形，直至翼根处无法合并形成完整的等腰直角三角形或正方形，最后将栅格翼壁厚及边框进行加厚、将翼弦长拉长，翼弦长拉长倍数、边框增厚倍数和栅格壁增厚倍数与正方形边长中栅格的合并数量呈正比。
本发明与现有技术相比的技术效果是：本发明采用合并相邻单元格，拉伸栅格翼弦长并增大栅格壁厚及边框厚度的方法，保证模型缩比后零攻角升力面积及迎风阻力面积保持不变，弦长拉长倍数及格壁增厚倍数与单元格合并数量呈正比，利用本发明设计的模型加工难度大大降低，缩短了加工周期，风洞试验过程中，在超声速气流作用下，栅格翼模型未出现折断或损坏，经过风洞试验验证，真实还原了设计方案的气动特性，适用于因栅格翼缩比后尺寸过小的风洞试验模型设计。
附图说明
图1为本发明栅格翼结构特征尺寸示意图；
图2为本发明栅格翼栅格融合前示意图；
图3为本发明栅格翼栅格融合后示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例，对本发明技术方案进行进一步说明。
本发明采用合并相邻单元格，拉伸栅格翼弦长并增大栅格壁厚及边框厚度的方法，保证模型缩比后零攻角升力面积及迎风阻力面积保持不变，弦长拉长倍数及格壁增厚倍数与单元格合并数量呈正比。合并的方法为：将边框处单元格组合为45度直角三角形，及以三角形直角边为边长的正方形；优先从翼梢处开始合并，保证合并后单元格形状完整性，合并时遇到边框，以边框为界。
如图1所示，栅格翼结构特征尺寸包括翼弦b、翼宽L、翼高H、栅格间距t、栅格壁厚c，除此以外还有栅格数n，迎风阻力面积为零攻角时格壁及边框迎风面面积，零攻角升力面积按下式计算所得S=nLb，式中b为翼弦长，L为翼宽，n为栅格数，可以按下式确定:
式中t为栅格间距。在确定风洞试验模型缩小比例后，就需要对缩比后的栅格翼模型尺寸进行分析，若格间距t小于一定尺寸，则会造成高速气流经过栅格翼后流场阻塞，致使带栅格翼导弹的吹风结果与设计状态严重不符，失去了风洞试验校验设计方案的意义；若格壁厚度c小于一定尺寸，则增加了模型加工成本，且模型强度无法满足高马赫数风洞试验的要求。
如图2、3所示，采用合并相邻单元格，拉伸栅格翼弦长，增大栅格壁厚及边框厚度的栅格翼等效简化方法。对外形进行简化，从翼稍处开始，首先以上边框为斜边合成两个4×4的直角三角形，然后以直角边作为边长合并4×4的正方形，以此类推，不断合并直角等边三角形和正方形，直至翼根处无法生成完整的几何形状，这样简化的外形升力面与原外形积保持不变。与此同时，将壁厚与边框厚度相应加厚4倍，以保持简化后外形迎风面积保持不变，简化后外形栅格翼降至9，格壁厚为增大4倍，大大增强了结构强度。
栅格翼气动特性验证外形及采用本发明缩比后的外形；对于这种外边框不是矩形的栅格翼同样适用，栅格按2×2合并后将翼的弦长相应拉长2倍，同时格厚与边框厚度相应加厚2倍。超音速流经过栅格翼缩比模型的流场结构，利用流场显示手段，对栅格翼超声速流场进行分析，可见，激波通过栅格翼未发生阻塞在超声速气流作用下，栅格翼模型未出现折断或损坏，经过风洞试验验证，真实还原了设计方案的气动特性，圆满完成了试验验证任务要求。
本发明的栅格翼模型缩比方法，模型加工难度大大降低，缩短了加工周期，风洞试验过程中，在超声速气流作用下，栅格翼模型未出现折断或损坏，经过风洞试验验证，真实还原了设计方案的气动特性，圆满完成了试验任务要求。本发明适用于因栅格翼缩比后尺寸过小的风洞试验模型设计。
本发明未详细描述的内容属于本领域公知常识。
Claims (1)
1.一种栅格翼风洞试验模型缩比方法，其特征在于：从栅格翼的翼稍处开始，将上边框边界中相邻的2至4个栅格进行合并作为等腰直角三角形的斜边，进而合并形成等腰直角三角形，然后以等腰直角三角形的直角边作为边长合并形成正方形，以此类推，不断合并形成等腰直角三角形和正方形，直至翼根处无法合并形成完整的等腰直角三角形或正方形，最后将栅格翼壁厚及边框进行加厚、将翼弦长拉长，翼弦长拉长倍数、边框增厚倍数和栅格壁增厚倍数与正方形边长中栅格的合并数量呈正比。
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