CN105424311A - 一种大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法 - Google Patents

一种大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法。该试验方法包括以下步骤：a.加工制作出大长细比带尾舵旋成体飞行器的模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ；b.模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ分别进行风洞试验，获得模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ的六分量风洞测力试验数据；c.采用数据修正方法修正步骤b的六分量风洞测力试验数据，得到大长细比带尾舵旋成体飞行器六分量气动数据。本发明的大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法能够在现有风洞试验条件下开展大长细比带尾舵旋成体飞行器模型的风洞测力试验，获得可靠的大长细比带尾舵旋成体飞行器气动数据，该试验方法可推广应用于类似形状的大长细比飞行器。

Description

一种大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法
技术领域
本发明属于试验空气动力学领域，具体涉及一种大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法。
背景技术
由于受到风洞、天平或支撑系统的限制，风洞试验模型通常是根据相似准则对飞行器进行等比缩小获得缩比模型，通过缩比模型的风洞试验来模拟飞行器在大气中真实的飞行情况。
对于长细比较大的带尾舵旋成体飞行器，即使按照风洞模型极限长度进行模型缩比，缩比后的模型尾部直径也太小，难以进行支撑和天平测量，致使常规的风洞测力试验无法进行。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法。
本发明的大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法，包括以下步骤：
a.加工制作出大长细比带尾舵旋成体飞行器的模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ；
b.模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ分别进行风洞试验，获得模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ的六分量风洞测力试验数据；
c.采用数据修正方法修正步骤b的六分量风洞测力试验数据，得到大长细比带尾舵旋成体飞行器六分量气动数据。
所述的大长细比带尾舵旋成体飞行器的长度为L，弹身等直段直径为D、尾部端面直径为d、尾舵翼展为a；试验风洞的模型极限长度为Lmin，模型尾部端面极限直径为dmin；模型缩比M1=L/Lmin，模型缩比M2=d/dmin；
步骤a所述的模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ尺寸如下：
所述的模型Ⅰ的长度为L1，弹身等直段直径为D1、尾部端面直径为d1、尾舵翼展为a1；将模型Ⅰ按M1进行缩比，缩比后模型Ⅰ的长度为L1=Lmin，弹身等直段直径为D1=D/M1，尾舵翼展为a1=a/M1，模型Ⅰ尾部端面直径放大到dmin，d1=dmin；
所述的模型Ⅱ的长度为L2，弹身等直段直径为D2、尾部端面直径为d2、尾舵翼展为a2；将模型Ⅱ按M2进行缩比，缩比后模型Ⅱ的弹身等直段直径为D2=D/M2，尾舵翼展为a2=a/M2，尾部端面直径为d2=dmin，将模型Ⅱ的弹身等直段截短至L2=Lmin；
所述的模型Ⅲ的长度为L3，弹身等直段直径为D3、尾部端面直径为d3、尾舵翼展为a3；模型Ⅲ的长度为L3=Lmin，弹身等直段直径为D3=D/M2，将模型Ⅲ的尾部端面直径缩比为d2×M2×M2/M1，d3=d2×M2×M2/M1，保持尾舵翼展不变a3=a/M2。
步骤b所述的模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ的六分量风洞测力试验数据如下：
所述的模型Ⅰ的六分量风洞测力试验数据为XⅠ、YⅠ、ZⅠ、MxⅠ、MyⅠ、MzⅠ；
所述的模型Ⅱ的六分量风洞测力试验数据为XⅡ、YⅡ、ZⅡ、MxⅡ、MyⅡ、MzⅡ；
所述的模型Ⅲ的六分量风洞测力试验数据为XⅢ、YⅢ、ZⅢ、MxⅢ、MyⅢ、MzⅢ。
所述的大长细比带尾舵旋成体飞行器的六分量气动数据为X、Y、Z、Mx、My、Mz。
步骤c的所述的数据修正方法的修正公式如下：
X=XⅠ+（XⅡ-XⅢ）；
Y=YⅠ；
Z=ZⅠ；
Mx=MxⅠ；
My=MyⅠ；
Mz=MzⅠ。
本发明的大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法通过保持尾舵翼展不变放大尾部的试验方式获得的六分量气动数据中，X元气动数据能够通过截短模型等直段长度的方法获得较好的修正，其余的Y、Z、Mx、My、Mz元气动数据的影响较小可不修正。
本发明的大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法能够在现有风洞试验条件下开展大长细比带尾舵旋成体飞行器模型的风洞测力试验，获得可靠的大长细比带尾舵旋成体飞行器气动数据，该试验方法可推广应用于类似形状的大长细比飞行器。
具体实施方式
下面结合实施例具体说明本发明方法。
以下实施例仅用于说明本发明，而并非对本发明的限制。有关技术领域的人员在不脱离本发明的精神和范围的情况下，还可以做出各种变化、替换和变型，因此同等的技术方案也属于本发明的范畴。
飞行器的长度为L=3m，弹身等直段直径为D=0.15m，尾部端面的直径d=0.03m，尾舵展长a=0.65m，风洞试验模型极限长度为Lmin=0.6m，模型尾部端面极限弹身等直段直径为dmin=0.02m，则M1=L/Lmin=5，M2=d/dmin=1.5。
模型Ⅰ的长度为L1，弹身等直段直径为D1、尾部端面直径为d1、尾舵翼展为a1；将模型Ⅰ按M1进行缩比，缩比后模型Ⅰ的长度为L1=Lmin=0.6m，弹身等直段直径为D1=D/M1=0.03m，尾舵翼展为a1=a/M1=0.13m，模型Ⅰ尾部端面直径放大到dmin，d1=dmin=0.02m。
模型Ⅱ的长度为L2，弹身等直段直径为D2、尾部端面直径为d2、尾舵翼展为a2；将模型Ⅱ按M2进行缩比，缩比后模型Ⅱ的弹身等直段直径为D2=D/M2=0.1m，尾舵翼展为a2=a/M2=0.433m，尾部端面直径为d2=dmin=0.02m，将模型Ⅱ的弹身等直段截短至L2=Lmin=0.6m。
模型Ⅲ的长度为L3，弹身等直段直径为D3、尾部端面直径为d3、尾舵翼展为a3；模型Ⅲ的长度为L3=Lmin=0.6m，弹身等直段直径为D3=D2=D/M2=0.1m，将模型Ⅲ的尾部端面直径缩比为d2×M2×M2/M1，d3=d2×M2×M2/M1=0.044m，保持尾舵翼展不变a3=a/M2=0.433m。
模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ分别进行风洞试验，获得的模型Ⅰ的六分量风洞测力试验数据为XⅠ、YⅠ、ZⅠ、MxⅠ、MyⅠ、MzⅠ，模型Ⅱ的六分量风洞测力试验数据为XⅡ、YⅡ、ZⅡ、MxⅡ、MyⅡ、MzⅡ，模型Ⅲ的六分量风洞测力试验数据为XⅢ、YⅢ、ZⅢ、MxⅢ、MyⅢ、MzⅢ。
大长细比带尾舵旋成体飞行器的六分量气动数据为X、Y、Z、Mx、My、Mz，修正公式如下：
X=XⅠ+（XⅡ-XⅢ）；
Y=YⅠ；
Z=ZⅠ；
Mx=MxⅠ；
My=MyⅠ；
Mz=MzⅠ。

Claims (3)

1.一种大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
a.加工制作出大长细比带尾舵旋成体飞行器的模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ；
b.模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ分别进行风洞试验，获得模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ的六分量风洞测力试验数据；
c.采用数据修正方法修正步骤b的六分量风洞测力试验数据，得到大长细比带尾舵旋成体飞行器六分量气动数据。
2.根据权利要求1所述的大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法，其特征在于，所述的大长细比带尾舵旋成体飞行器的长度为L，弹身等直段直径为D、尾部端面直径为d、尾舵翼展为a；试验风洞的模型极限长度为Lmin，模型尾部端面极限直径为dmin；模型缩比M1=L/Lmin，模型缩比M2=d/dmin；步骤a所述的模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ尺寸如下：
所述的模型Ⅰ的长度为L1，弹身等直段直径为D1、尾部端面直径为d1、尾舵翼展为a1；将模型Ⅰ按M1进行缩比，缩比后模型Ⅰ的长度为L1=Lmin，直径为D1=D/M1，尾舵翼展为a1=a/M1，模型Ⅰ尾部端面直径放大到dmin，d1=dmin；
所述的模型Ⅱ的长度为L2，弹身等直段直径为D2、尾部端面直径为d2、尾舵翼展为a2；将模型Ⅱ按M2进行缩比，缩比后模型Ⅱ的直径为D2=D/M2，尾舵翼展为a2=a/M2，尾部端面直径为d2=dmin，将模型Ⅱ的弹身等直段截短至L2=Lmin；
所述的模型Ⅲ的长度为L3，弹身等直段直径为D3、尾部端面直径为d3、尾舵翼展为a3；模型Ⅲ的长度为L3=Lmin，直径为D3=D/M2，将模型Ⅲ的尾部端面直径缩比为d2×M2×M2/M1，d3=d2×M2×M2/M1，保持尾舵翼展不变a3=a/M2。
3.根据权利要求1所述的大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法，其特征在于，步骤b获得的所述的模型Ⅰ的六分量风洞测力试验数据为XⅠ、YⅠ、ZⅠ、MxⅠ、MyⅠ、MzⅠ，所述的模型Ⅱ的六分量风洞测力试验数据为XⅡ、YⅡ、ZⅡ、MxⅡ、MyⅡ、MzⅡ，所述的模型Ⅲ的六分量风洞测力试验数据为XⅢ、YⅢ、ZⅢ、MxⅢ、MyⅢ、MzⅢ；所述的大长细比带尾舵旋成体飞行器的六分量气动数据为X、Y、Z、Mx、My、Mz；步骤c的所述的数据修正方法的修正公式如下：
X=XⅠ+（XⅡ-XⅢ）；
Y=YⅠ；
Z=ZⅠ；
Mx=MxⅠ；
My=MyⅠ；
Mz=MzⅠ。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108254155A (zh) * 2017-12-29 2018-07-06 中国航天空气动力技术研究院 一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构
CN111006845A (zh) * 2019-12-27 2020-04-14 中国航天空气动力技术研究院 一种大缩比栅格舵高速风洞试验模拟方法
CN115235726A (zh) * 2022-09-26 2022-10-25 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种风洞试验模型支撑装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04268431A (ja) * 1991-02-22 1992-09-24 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 風洞試験装置
JP2008164495A (ja) * 2006-12-28 2008-07-17 Japan Aerospace Exploration Agency 多分力計測法およびその装置
CN201653679U (zh) * 2010-04-29 2010-11-24 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 捕获轨迹风洞试验中外挂物模型连续运动的实时控制装置
CN102288378A (zh) * 2011-04-14 2011-12-21 西北工业大学 一种风洞实验获得多路连续空降轨迹的模拟系统
CN103364170A (zh) * 2013-07-05 2013-10-23 北京航空航天大学 气动弹性稳定性的地面模拟预测方法和系统
CN104932565A (zh) * 2015-06-04 2015-09-23 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种高精度暂冲型引射式跨声速风洞流场控制结构

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04268431A (ja) * 1991-02-22 1992-09-24 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 風洞試験装置
JP2008164495A (ja) * 2006-12-28 2008-07-17 Japan Aerospace Exploration Agency 多分力計測法およびその装置
CN201653679U (zh) * 2010-04-29 2010-11-24 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 捕获轨迹风洞试验中外挂物模型连续运动的实时控制装置
CN102288378A (zh) * 2011-04-14 2011-12-21 西北工业大学 一种风洞实验获得多路连续空降轨迹的模拟系统
CN103364170A (zh) * 2013-07-05 2013-10-23 北京航空航天大学 气动弹性稳定性的地面模拟预测方法和系统
CN104932565A (zh) * 2015-06-04 2015-09-23 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种高精度暂冲型引射式跨声速风洞流场控制结构

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
王百争: "飞机铰链力矩风洞试验数据修正方法研究", 《第二届近代实验空气动力学会议论文集》 *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108254155A (zh) * 2017-12-29 2018-07-06 中国航天空气动力技术研究院 一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构
CN108254155B (zh) * 2017-12-29 2020-06-09 中国航天空气动力技术研究院 一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构
CN111006845A (zh) * 2019-12-27 2020-04-14 中国航天空气动力技术研究院 一种大缩比栅格舵高速风洞试验模拟方法
CN115235726A (zh) * 2022-09-26 2022-10-25 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种风洞试验模型支撑装置
CN115235726B (zh) * 2022-09-26 2022-11-29 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种风洞试验模型支撑装置

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