CN105222984A - 一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法，对高速风洞试验中尾支撑对横航向气动特性的干扰进行修正的方法。首先，利用变侧滑角叶片腹撑装置，使试验模型预偏到给定的侧滑角，再利用假尾撑运动装置，使假尾撑与试验模型保持同步的侧滑角预偏，以模拟尾支撑试验时的真实相对位置关系，通过风洞试验获取试验模型带假尾撑干扰的横航向气动特性。随后，拆除假尾支撑及其附属装置，保持相同的试验条件进行风洞试验，得到试验模型不带尾支撑的横航向气动特性。在相同迎角下，两种试验模型构型的横航向气动系数之差即认为是给定侧滑角下的尾支撑对横航向气动特性干扰的影响量，完成对尾支撑试验数据的横航向支撑干扰修正，获取准确的模型气动力和力矩。

Description

一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法

技术领域

本发明属于风洞试验技术领域，具体涉及种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法。

背景技术

风洞试验是获取飞机气动特性的主要手段。在高速风洞试验中，飞机模型一般采用尾支撑固定于试验段中。与飞机在真实大气中飞行不同，尾支撑周围的绕流流场会对试验模型后体、平尾及垂尾表面的流动产生干扰，进而影响试验模型的纵横向气动特性。为了准确得到飞机模型在来流条件下的气动力和力矩，必须通过试验进行支撑干扰修正。目前，在国内外的高速风洞试验中，一般采用翼尖双支撑、条带悬挂支撑及传统的叶片支撑作为辅助支撑，通过模拟有、无假尾支撑状态的风洞试验，来进行尾支撑干扰修正。但上述支撑装置不能够实现侧滑角的连续变化，且假尾支撑通常固定在风洞弯刀或支架上，不能与模型保持同步的侧滑角预偏，因此，传统的尾支撑干扰修正方法只是对试验模型的纵向气动特性进行修正，尚不具备横航向气动特性干扰的修正能力。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明提供了一种利用变侧滑角叶片腹撑装置和假尾撑运动装置，对高速风洞试验中的尾支撑横航向气动特性干扰进行修正，从而获取准确的模型气动力和力矩的方法。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法，包括：

变侧滑角叶片腹撑装置，所述变侧滑角叶片腹撑装置包括腹撑支杆、设置在腹撑支杆前端的底座叶片和插入在底座叶片内的角度叶片，底座叶片与角度叶片固定连接，述角度叶片由叶片、过渡段和天平连接锥组成，所述叶片的一端上设置过渡段，天平连接锥与过渡段的一端连接；

假尾撑机构，所述假尾撑机构包括假尾撑，假尾撑通过变侧滑角支座连接在转盘上；

所述假尾撑机构通过支板与支座定在腹撑支杆上，假尾撑与试验模型的尾部连接；

具体方法为：

步骤一:在给定迎角范围内进行风洞试验，得到给定侧滑角下试验模型带尾支撑干扰的横航向气动特性；

步骤二：拆除假尾撑、转盘、变侧滑角支座、支板及支座，试验条件与步骤一保持一致，在给定迎角范围内进行风洞试验，得到给定侧滑角下试验模型不带尾支撑干扰的横航向气动特性；

步骤三：对步骤一和步骤二的横航向气动系数按同一迎角序列进行插值；

步骤四：对步骤三中插值后的步骤一和步骤二的横航向气动系数相减，所得差值即认为是给定侧滑角下尾支撑对试验模型横航向气动特性干扰的影响；

步骤五：通过更换变侧滑角叶片腹撑装置中的给定侧滑角，重复步骤一到步骤四可得到其它侧滑角下尾支撑对试验模型横航向气动特性干扰的影响。

在上述技术方案，中一套角度叶片对应一个定侧滑角。

在上述技术方案，角度叶片与底座叶片通过销钉连接，角度叶片可更换。

在上述技术方案，所述支板设置咋支座上，转盘设置在支板上，支板始终顺气流方向。

在上述技术方案，所述模型的尾部为畸变后体，所述畸变后体为真实后体尾部局部放大，局部放大处的内部掏空为空腔。

在上述技术方案，假尾撑的端部插入空腔内与畸变后体连接。

本发明的原理为：利用变侧滑角叶片腹撑装置，使试验模型预偏到设定的侧滑角，再利用假尾撑运动装置，使假尾撑与试验模型保持同步的侧滑角预偏，以模拟尾支撑试验时的真实相对位置关系，通过风洞试验得到试验模型带假尾撑干扰的横航向气动特性。随后，拆除假尾支撑及其附属装置，保持相同的试验条件进行风洞试验，得到试验模型不带尾支撑干扰的横航向气动特性。在相同迎角下，两种试验模型构型的横航向气动系数之差即认为是给定侧滑角下的尾支撑对横航向气动特性干扰的影响量。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：通过本发明，可以在高速风洞中对尾支撑干扰的横航向气动特性影响进行修正，从而获得准确、可靠的模型气动力和力矩。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是本发明中变侧滑角叶片腹撑装置带假尾撑的示意图；

图2是本发明中变侧滑角叶片腹撑装置不带假尾撑的示意图；

图3是本发明中假尾撑运动装置示意图；

图4是图3的俯视图；

其中：1是角度叶片，2是底座叶片，3是腹撑支杆，4是变侧滑角叶片腹撑装置，5是假尾撑运动装置，6是变侧滑角支座，7是转盘，8是支板，9是支座，10是风洞弯刀，11是试验模型，12.畸变后体，13是假尾撑，14是天平。

具体实施方式

本实施例为一种用于高速风洞中尾支撑对试验模型横航向气动特性干扰影响的修正方法，要求修正某飞行器试验模型在马赫数M=0.4,0.6，0.7,0.8，迎角α=-4°～8°，侧滑角β=4°，8°，12°条件下进行尾支撑的横航向气动特性影响修正。以马赫数M=0.4说明具体的操作过程，其余马赫数依次类推。

a.按照变侧滑角叶片腹撑装置的接口要求设计模型；

b.设计一根假尾撑，要求几何外形尺寸、与试验模型的相对位置关系和真实尾支撑保持一致；

c.把β=4°的角度叶片安装在底座叶片上，底座叶片通过腹撑支杆固定在风洞弯刀机构上，试验模型通过天平及支撑机构固定在试验段中；

d.如图3、图4所示，支板通过支座固定在腹撑支杆上，支板始终顺气流方向，转盘固定在支板上；

e.如图1所示，假尾撑通过变侧滑角支座连接在转盘上，变侧滑角支座沿着转盘导轨运动调试，选择合适的位置，使假尾撑与试验模型保持同步的侧滑角预偏，把变侧滑角支座固定在转盘的导轨上；

f.在试验马赫数M=0.4，迎角α=-4°～8°范围内进行风洞试验，得到给定侧滑角下试验模型带尾支撑干扰的横航向气动特性；

g.如图2所示，拆除假尾撑、转盘、变侧滑角支座、支板及支座，试验条件与步骤f保持一致，在给定迎角α=-4°～8°范围内进行风洞试验，得到给定侧滑角下试验模型不带尾支撑干扰的横航向气动特性；

h.对步骤f和步骤g的横航向气动系数，在迎角α=-4°～8°范围内，按整数序列进行插值；

i.对步骤h中插值后的步骤f和步骤g的横航向气动系数相减，所得差值即认为是β=4°时尾支撑对试验模型横航向气动特性干扰的影响；

j.在步骤c中更换预偏侧滑角β=8°的角度叶片，重复步骤c到步骤i可得到β=8°时尾支撑对试验模型横航向气动特性干扰的影响；

k.在步骤c中更换预偏侧滑角β=12°的角度叶片，重复步骤c到步骤i即可得到β=12°时尾支撑对试验模型横航向气动特性干扰的影响。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (6)

1.一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法，其特征在于包括：

变侧滑角叶片腹撑装置，所述变侧滑角叶片腹撑装置包括腹撑支杆、设置在腹撑支杆前端的底座叶片和插入在底座叶片内的角度叶片，底座叶片与角度叶片固定连接，述角度叶片由叶片、过渡段和天平连接锥组成，所述叶片的一端上设置过渡段，天平连接锥与过渡段的一端连接；

假尾撑机构，所述假尾撑机构包括假尾撑，假尾撑通过变侧滑角支座连接在转盘上；

所述假尾撑机构通过支板与支座定在腹撑支杆上，假尾撑与试验模型的尾部连接；

具体方法为：

步骤一:在给定迎角范围内进行风洞试验，得到给定侧滑角下试验模型带尾支撑干扰的横航向气动特性；

步骤二：拆除假尾撑、转盘、变侧滑角支座、支板及支座，试验条件与步骤一保持一致，在给定迎角范围内进行风洞试验，得到给定侧滑角下试验模型不带尾支撑干扰的横航向气动特性；

步骤三：对步骤一和步骤二的横航向气动系数按同一迎角序列进行插值；

步骤四：对步骤三中插值后的步骤一和步骤二的横航向气动系数相减，所得差值即认为是给定侧滑角下尾支撑对试验模型横航向气动特性干扰的影响；

步骤五：通过更换变侧滑角叶片腹撑装置中的给定侧滑角，重复步骤一到步骤四可得到其它侧滑角下尾支撑对试验模型横航向气动特性干扰的影响。

2.根据权利要求1所述的一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法，其特征在于所述一套角度叶片对应一个定侧滑角。

3.根据权利要求2所述的一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法，其特征在于角度叶片与底座叶片通过销钉连接，角度叶片可更换。

4.根据权利要求1所述的一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法，其特征在于所述支板设置咋支座上，转盘设置在支板上，支板始终顺气流方向。

5.根据权利要求1所述的一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法，其特征在于所述模型的尾部为畸变后体，所述畸变后体为真实后体尾部局部放大，局部放大处的内部掏空为空腔。

6.根据权利要求5所述的一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法，其特征在于假尾撑的端部插入空腔内与畸变后体连接。