CN105258916A - 一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法。试验模型包含可自由更换的真实后体和畸变后体模型，通过变侧滑角叶片腹撑装置使试验模型预偏到给定的侧滑角。对真实后体模型和畸变后体模型按照相同的试验条件进行风洞试验，并按照同一迎角序列对横航向气动系数进行插值。两种后体插值后的横航向气动系数相减，所得之差即认为是后体畸变对试验模型气动特性的影响，可用于试验模型在给定侧滑角下后体畸变对横航向气动特性影响的修正。

Description

一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法

技术领域

本发明属于风洞试验技术领域，具体涉及高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法。

背景技术

风洞试验是评估飞行器气动性能的主要手段。在高速风洞试验中，飞机模型一般采用尾部支撑固定于试验段中进行风洞试验，试验模型的尾部与支撑装置的连接处形状会受到一定程度的破坏，对试验模型尤其是大型飞机和大展弦比无人机的气动力和力矩有较为明显的影响。

特别是对于大型飞机，机身后体呈船尾收缩，尾部支撑在机身后体形成的空腔破坏了试验模型的完整性，对试验数据影响较大。而对于大展弦比无人机，为获得良好的气动特性，机身后体收缩剧烈，或采用扁平的翼身融合体形式。为安装尾部支撑装置需要对模型后体进行放大、挖空，放大的后体及空腔对试验数据影响较大。为准确评估飞行器气动性能，需要对试验模型的后体畸变(后体放大和空腔)进行修正。如果将畸变影响修正前的试验数据直接用于飞行器设计，会误导飞行控制系统的设计，可能引起非常严重的后果甚至机毁人亡。目前，在国内外高速风洞试验中，一般采用翼尖双支撑、条带悬挂支撑及传统的叶片支撑对试验模型后体畸变的纵向气动特性影响进行修正，尚不具备对横航向气动特性影响修正的能力。

发明内容

为解决上述现有技术存在的问题，本发明的目的在于提供一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法，利用变侧滑角叶片腹撑装置得到后体畸变对试验模型横航向气动特性影响的修正量，从而获取准确的模型气动力和力矩。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法，包括以下步骤：

步骤一：将变侧滑角叶片腹撑装置通过弯刀机构固定安装在风洞试验段内，通过变侧滑角叶片腹撑装置上的天平连接锥，把天平安装在变侧滑角叶片腹撑装置上，试验模型通过内锥与天平连接，固定在变侧滑角叶片腹撑装置上；

步骤二：在试验模型的尾部安装真实后体；

步骤三：确定试验马赫数，通过控制风洞前室总压和驻室静压，在风洞试验段形成需要模拟的均匀流场，弯刀机构通过沿运动导轨上下运动，实现模型迎角的变化，在不同迎角下，模型承受不同的气动载荷，使天平元件发生不同的应变，进而转换为电压信号，经天平公式换算电压信号转换为气动力和力矩；

步骤四：模型名义姿态角和天平原始测值经过系列的数据处理，可得到试验模型的实际姿态角和横航向向气动特性：横向力系数CY0，偏航力矩系数Cn0，滚转力矩系数Cl0；

步骤五：拆除模型真实后体，安装畸变后体，重复步骤三、步骤四的过程，到畸变后体模型在给定侧滑角下的横航向气动特性：横向力系数CY1，偏航力矩系数Cn1，滚转力矩系数Cl1；

步骤六：为便于比较同一迎角下，后体畸变对横航向气动特性的影响，对步骤四和步骤五的横航向气动系数，按同一迎角序列进行插值；

步骤七：对步骤六中插值后的步骤四和步骤五的横航向气动系数相减，所得差值即是在给定侧滑角下后体畸变对试验模型横航向气动特性的影响量，利用得到的影响量，可以对尾撑试验横航向气动数据进行后体畸变的影响修正，得到真实可靠的模型气动力和力矩数据。

在上述技术方案中，所述变侧滑角叶片腹撑装置包括角度叶片，底座叶片和腹撑支杆，所述角度叶片由叶片、过渡段和天平连接锥组成，所述叶片采用对称翼型，翼型中弧线与天平连接锥轴线在水平面投影的夹角为预偏侧滑角。

在上述技术方案中，所述底座叶片与角度叶片通过销钉连接，通过更换角度叶片实现模型预偏侧滑角的变化。

在上述技术方案中，所述真实后体是按照几何相似原则根据真实飞机的尾部缩比得到，尾部外形完整，没有破坏或放大。

在上述技术方案中，所述畸变后体为真实后体的尾部局部放大，局部放大处的内部掏空为空腔，空腔内设置有尾支杆。

在上述技术方案中，所述空腔内的尾支杆与后体间隙大于4mm。

在上述技术方案中，所述天平与试验模型的内锥面接触面在80％以上。

本发明的原理是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，针对试验模型真实后体、畸变后体状态分别进行试验，以获取不同后体对试验模型横航向气动特性的影响，完成试验模型在给定侧滑角下后体畸变的横航向气动特性影响修正。本方案适用于：马赫数范围M<1，侧滑角范围βM≤12°，迎角范围-4°≤αM≤12°。

设计、加工一套高速风洞试验模型，包含真实后体和畸变后体，在试验过程中可自由更换。其中，真实后体是按照几何相似原则根据真实飞机的尾部缩比得到，尾部外形完整，没有破坏或放大。畸变后体一般后体放大和空腔两部分。模型后体放大指的是部分高速风洞试验模型按照真实飞机缩比后，尾部收缩严重，不足以安装尾支撑试验时的尾支杆。为此，需要对模型后体进行局部放大，进而引起模型后体模拟失真(图1，图2)。放大后体的尺寸要求能够安装尾支杆，且模型后体掏空后与尾支杆的间隙要求大于4mm。空腔指的是为安装尾支杆，对模型后体进行挖空引起的破坏和空腔。

安装变侧滑角叶片腹撑装置，使其固定在风洞弯刀机构上。其中，变侧滑角叶片腹撑装置是一种可以在高速风洞中实现模型侧滑角变化的新型支撑装置，其优点是叶片始终顺气流方向，干扰较小。该装置主要部件包括角度叶片，底座叶片和腹撑支杆，通过更换角度叶片实现模型预偏侧滑角的变化。风洞弯刀是风洞中的支撑机构，可沿着弯刀导轨在铅垂面上下运动，进而实现模型姿态角的变化，弯刀机构要求有连接腹撑支杆的接口。具体安装时，首先把腹撑支杆安装在弯刀机构接口上，然后把底座叶片安装在腹撑支杆上，最后把带预偏侧滑角的角度叶片安装在底座叶片上。预偏侧滑角根据试验需求确定如βM＝4°，现有装置还有预偏βM＝8°、12°角度叶片。

模型名义姿态角和天平原始测值经过系列的数据处理，具体过程如下：

天平测值转换

按照天平校准公式计算气动力载荷X₂',Y₂',Z₂',M_x2',M_y2',M_z2'

Y₀′＝Y₂′cosγ_b+Z′₂sinγ_b

M′_z0＝-M′_y2sinγ_b+M′_z2cosγ_b

Z₀′＝-Y₂′sinγ_b+Z′₂cosγ_b

M′_y0＝M′_y2cosγ_b+M′_z2sinγ_b

X′₀＝X′₂M′_x0＝M_x2

注：γ_b定义为天平轴系向模型轴系转换的滚转角(模型Y轴与天平Y轴的夹角)，默认值为0。

Y'＝Y₀'；M_y'＝M_y0'；X'＝-X₀'；M_x'＝-M_x0'；Z'＝-Z₀'；M_z'＝-M_z0'

模型姿态角计算(模型调平)

α＝α_A

α₂＝sin^-1［sinα_Mcos(β_M)］

β＝sin^-1［sin(β_M)cosα_M］

$\mathrm{\&gamma;}=\&PlusMinus;{\cos }^{-1}\left(\frac{F1}{F2}\right)$

F1＝cosα_M

F2＝{1-［sinα_Mcos(β_M)］²}^1/2

注：α、β依次为试验模型的实际迎角和侧滑角；当α、β同号时，γ取“-”号；当α、β异号时，γ取“+”号。

天平测值的修正

X₁′,Y₁′,Z₁′,M_x1',M_y1',M_z1'是天平测值修正；

X₁'＝X'+Y_G·(sina₂-sin△a₀)

Y₁'＝Y'+Y_G·(cos△α₀-cosα₂cosγ)

Z₁'＝Z'+Y_Gcosα₂sinγ

Mx₁'＝Mx'+Z₁'·△y'-Y₁′·△Z'+

［M_XG(cos△α₀-cosα₂cosγ)-M_XG90cosα₂sinγ］cosγ_M

My₁'＝My'-Z₁'·△l-X₁'·△Z'-M_ZGcosα₂sinγ+M_XGsinα₂cosγ_M

Mz₁'＝Mz'+Y₁'·△l+X₁'·△y'+M_ZG(cos△α₀-cosα₂cosγ)-M_XG90sinα₂cosγ_M其中：

△y'＝△y·cosγ_M-△z·sinγ_M

△z'＝△y·sinγ_M+△z·cosγ_M

注：Y_G为试验模型自重，M_XG、M_XG90、M_ZG为试验模型自重引起的附加力矩；△a₀为试验模型的初始姿态角，△l,△y,△z是模型安装好后风洞试验时天平校准中心在模型体轴系的坐标。

气动力的轴系转换及气动系数计算

体轴系力、力矩的计算

Xt＝X₁'Yt＝Y₁'Zt＝Z₁'Mxt＝Mx₁'Myt＝My₁'Mzt＝Mz₁'

$C_Y=\frac{Z_t}{q\&CenterDot;s}{C}_n=\frac{-M_{Yt}}{q\&CenterDot;s\&CenterDot;L}{C}_l=\frac{M_{Xt}}{q\&CenterDot;s\&CenterDot;L}$

注：q为风洞试验时来流速压，s为试验模型的参考面积，L为试验模型的横向参考长度。

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试验模型后体畸变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数据，为飞行器设计提供准确的气动输入，确保飞机的飞行安全和飞行品质。

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是真实后体模型安装在支撑装置上的示意图；

图2是畸变后体模型安装在支撑装置上的示意图；

图3是畸变后体模型尾支撑示意图；

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是风洞弯刀，6是试验模型，7是真实后体，8是畸变后体，9是天平。

附表说明

表1是试验模型在βM＝4°时畸变后体的横航向气动特性修正量；

表2是试验模型在βM＝8°时畸变后体的横航向气动特性修正量；

表3是试验模型在βM＝12°时畸变后体的横航向气动特性修正量；

表4是试验模型安装不同构型后体的横向导数对比。

具体实施方式

图1、图2给出了不同后体(真实后体和畸变后体)试验模型安装在支撑装置上的侧视图和俯视图，图3给出了某典型畸变后体的示意图。畸变后体影响修正的总体思路是：确保在试验条件相同的情况下，分别获取真实后体、畸变后体的横航向气动试验数据，两者之差即认为是畸变后体的影响修正量。

某飞行器采用收缩后体，风洞试验时采用尾部支撑，对试验模型后体进行了放大、挖空处理。由于未对尾部支撑的横航向试验数据进行畸变后体影响修正，飞行器控制律设计严重失真，险酿飞行事故。为此，需要修正试验模型后体畸变对飞行器横航向气动特性的影响，以得到准确、可靠的横航向气动试验数据。

实施例1

畸变后体影响修正的状态为：预偏侧滑角βM＝4°，试验马赫数M＝0.65，迎角序列α＝-2°,0°,2°,4°,6°,8°。

具体实施步骤如下：

a.设计、加工一套高速风洞试验模型，包含真实后体和畸变后体，在试验过程中可自由更换。其中，真实后体是以模拟完整的尾部外形，没有破坏或放大。畸变后体模拟尾支撑试验时试验模型后体的放大、挖空。

b.腹撑支杆安装在风洞弯刀接口上，底座叶片安装在腹撑支杆上，预偏侧滑角βM＝4°的角度叶片安装在底座叶片上。

c.通过角度叶片的天平连接锥，天平安装在变侧滑角叶片腹撑装置上。天平量程需满足试验模型的载荷要求，且与模型内锥配合良好，接触面在80％以上。

d.试验模型通过内锥与天平连接，固定在变侧滑角叶片腹撑装置4上，进而固连于风洞弯刀机构上，安装在风洞试验段中。

e.在试验模型上尾部安装真实后体。

f.控制风洞前室总压和驻室静压，在风洞试验段形成马赫数M＝0.65的均匀流场。风洞弯刀机构沿运动导轨上下运动，使试验模型依次在迎角序列αM＝-2°,0°,2°,4°,6°,8°停留。

g.测量系统依次采集试验模型在迎角序列αM＝-2°,0°,2°,4°,6°,8°的电压信号，经天平公式换算得到试验模型的原始气动力和力矩，经数据处理，可获取真实后体试验模型在βM＝4°时不同迎角的横航向气动特性。

h.拆除模型真实后体，安装畸变后体，与步骤f和步骤g一致，在马赫数M＝0.65，迎角序列αM＝-2°,0°,2°,4°,6°,8°的条件下，获取畸变后体试验模型在βM＝4°时不同迎角的横航向气动特性。

i.天平受载变形存在弹性角，使模型实际迎角序列与αM不同，为便于比较，对步骤g和步骤h的横航向气动系数，按迎角序列αM＝-2°,0°,2°,4°,6°,8°进行线性插值，得到不同后体构型试验模型在迎角序列α＝-2°,0°,2°,4°,6°,8°的横航向气动特性。

j.步骤h中插值后的横航向气动系数减去步骤g中插值后的横航向气动系数，所得差值即认为是侧滑角βM＝4°时畸变后体对试验模型横航向气动特性的影响。表1给出了试验模型在βM＝4°时横航向气动特性的后体影响修正量。

表1

实施例2

畸变后体影响修正的状态为：预偏侧滑角βM＝8°，试验马赫数M＝0.65，迎角序列α＝-2°,0°,2°,4°,6°,8°。

实施过程与实施例1类似，但在步骤b中安装βM＝8°的角度叶片。表2给出了试验模型6在βM＝8°时横航向气动特性的后体影响修正量。

表2

实施例3

畸变后体影响修正的状态为：预偏侧滑角βM＝12°，试验马赫数M＝0.65，迎角序列α＝-2°,0°,2°,4°,6°,8°。

实施过程与实施例1和实施例2类似，但在步骤b中安装βM＝12°的角度叶片。表3给出了试验模型6在βM＝12°时横航向气动特性的后体影响修正量。

表3

由此可见，应用本方法得到的后体影响修正量，可以在给定侧滑角下对尾撑试验的横航向气动数据进行后体畸变影响修正，得到真实、可靠的模型气动力和力矩数据，它对飞行器设计具有重要的意义。如表4给出了试验模型安装不同后体构型的横向导数对比，后体畸变对试验模型的横向静稳定性影响不大，但对航向静稳定性影响较大，静稳定性相差可达50％，甚至规律相反。采用未经修正的畸变后体试验数据进行飞行器设计，存在极大的安全隐患。

表4

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 (7)

1.一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法，其特征在于包括以下步骤：

步骤一：将变侧滑角叶片腹撑装置通过弯刀机构固定安装在风洞试验段内，通过变侧滑角叶片腹撑装置上的天平连接锥，把天平安装在变侧滑角叶片腹撑装置上，试验模型通过内锥与天平连接，固定在变侧滑角叶片腹撑装置上；

步骤二：在试验模型的尾部安装真实后体；

步骤三：确定试验马赫数，通过控制风洞前室总压和驻室静压，在风洞试验段形成需要模拟的均匀流场，弯刀机构通过沿运动导轨上下运动，实现模型迎角的变化，在不同迎角下，模型承受不同的气动载荷，使天平元件发生不同的应变，进而转换为电压信号，经天平公式换算电压信号转换为气动力和力矩；

步骤四：模型名义姿态角和天平原始测值经过系列的数据处理，可得到试验模型的实际姿态角和横航向向气动特性：横向力系数C_Y0，偏航力矩系数C_n0，滚转力矩系数C_l0；

步骤五：拆除模型真实后体，安装畸变后体，重复步骤三、步骤四的过程，到畸变后体模型在给定侧滑角下的横航向气动特性：横向力系数C_Y1，偏航力矩系数C_n1，滚转力矩系数C_l1；

步骤六：为便于比较同一迎角下，后体畸变对横航向气动特性的影响，对步骤四和步骤五的横航向气动系数，按同一迎角序列进行插值；

步骤七：对步骤六中插值后的步骤四和步骤五的横航向气动系数相减，所得差值即是在给定侧滑角下后体畸变对试验模型横航向气动特性的影响量，利用得到的影响量，可以对尾撑试验横航向气动数据进行后体畸变的影响修正，得到真实可靠的模型气动力和力矩数据。

2.根据权利要求1所述的一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法，其特征在于所述变侧滑角叶片腹撑装置包括角度叶片，底座叶片和腹撑支杆，所述角度叶片由叶片、过渡段和天平连接锥组成，所述叶片采用对称翼型，翼型中弧线与天平连接锥轴线在水平面投影的夹角为预偏侧滑角。

3.根据权利要求2所述的一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法，其特征在于所述底座叶片与角度叶片通过销钉连接，通过更换角度叶片实现模型预偏侧滑角的变化。

4.根据权利要求1所述的一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法，其特征在于所述真实后体是按照几何相似原则根据真实飞机的尾部缩比得到，尾部外形完整，没有破坏或放大。

5.根据权利要求1所述的一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法，其特征在于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，空腔内设置有尾支杆。

6.根据权利要求5所述的一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法，其特征在于所述空腔内的尾支杆与后体间隙大于4mm。

7.根据权利要求1所述的一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法，其特征在于所述天平与试验模型的内锥面接触面在80%以上。