CN105865741A - 一种测量风洞试验段横向气流偏角的简易方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种测量风洞试验段横向气流偏角的简易方法，目的在于解决采用现有方法进行横向气流偏角测量时，存在试验车次较多、成本较高、状态复杂等的问题。本发明的主要思路如下：利用模型机翼作为侧向力的作用面，其载荷大，侧向力的测量精准度高，同时避免了支撑机构对来流的扰动。在进行数据处理时，本发明将天平轴系力（矩）矢量转换到模型体轴系或气流坐标系；转换后，对基本纵向升力‑攻角曲线在模型正、反转后侧向力处插值，获得正、反装对应的横向角度。本发明在准确、可靠的基础上，能尽快获得横向气流偏角指标，以利于流场均匀性衡量和横向气流偏角对试验结果的影响分析，具有较好的应用前景。

Description

一种测量风洞试验段横向气流偏角的简易方法

技术领域

本发明涉及空气动力学领域，尤其是实验空气动力学领域，具体为一种测量风洞试验段横向气流偏角的简易方法。

背景技术

方向场作为风洞流场品质中的关键指标之一，是考核风洞流场品质合格与否的重要标准。方向场不均匀引起的实验误差为系统误差，它不会在重复性误差中反映出来，应该提高流场均匀性以减小这种误差，同时设法对它进行修正。

国家军用标准《高速风洞和低速风洞流场品质规范》按照气流偏角对高速歼击机阻力系数的干扰量小于1％计算给出了试验段模型区气流偏角的指标，指出：纵向气流偏角应在0.3°以内，大于0.1°时必须修正，0.3°以上的流场是不合格的。横向气流偏角主要影响侧向力，指标与纵向气流偏角相同。

获取风洞试验段气流偏角的主要方法是进行模型正、反装对比试验，利用升力-攻角曲线(侧向力-侧滑角曲线)求取纵(横)向气流偏角(如图1所示)。该方法求取的气流偏角反映了模型升力面(侧向力面)区域试验段气流偏斜情况，用于曲线线性段修正效果较好，因此，该方法是目前国内外风洞试验机构进行气流方向不均匀性修正的主要手段。

然而，目前多数风洞仅进行了纵向气流偏角的测量，横向流动方向未知，给试验数据分析带来一定影响。其主要原因在于，利用传统方法进行横向气流偏角测量需要获得模型正、反装条件下的侧向力-侧滑角曲线，而大部分风洞试验段支撑系统由于结构条件限制，并不具备连续变侧滑角能力，且每个马赫数状态至少需要6次启动才能获得横向气流偏角(如图2、3所示)，耗时长，成本高，而且需要频繁更换模型状态，由于模型状态差异得到的横向气流偏角准度不高。

发明内容

本发明的发明目的在于：针对采用现有方法进行横向气流偏角测量时，存在试验车次较多、成本较高、状态复杂等的问题，提供一种测量风洞试验段横向气流偏角的简易方法。本发明在准确、可靠的基础上，能尽快获得横向气流偏角指标，以利于流场均匀性衡量和横向气流偏角对试验结果的影响分析，具有较好的应用前景。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种测量风洞试验段横向气流偏角的简易方法，包括如下步骤：

第一步、采用测定或查询模型数据库的方法，获得模型纵向气流偏角Δα_cp；

第二步、对基本纵向升力-攻角曲线进行纵向气流偏角修正，获得基准纵向C_L-α曲线，基准纵向C_L-α曲线的α的修正公式(1)如下：

$\mathrm{\α}=arctan\left(\frac{tan({\mathrm{\α}}_M+{\mathrm{\Δ\α}}_{CP})+tan\left({\mathrm{\Δ\α}}_e\right)cos\left({\mathrm{\Δ\β}}_e\right)}{cos\left({\mathrm{\Δ\β}}_e\right)-tan({\mathrm{\α}}_M+{\mathrm{\Δ\α}}_{CP})tan\left({\mathrm{\Δ\α}}_e\right)}\right)---\left(1\right);$

第三步、保证模型攻角为零，将模型与天平绕支杆轴线同转90°，以弯刀机构为变侧滑角机构，进行定攻角变侧滑角实验，获得攻角零度时C_L-β曲线，利用最小二乘法拟合求取模型天平同转90°时零攻角、零侧滑角的升力系数C_L+|_β＝0；

第四步、保证模型攻角为零，将模型与天平绕支杆轴线同转至-90°，以弯刀机构为变侧滑角机构，进行定攻角变侧滑角实验，获得攻角零度时C_L-β曲线，利用最小二乘法拟合求取模型天平同转-90°时零攻角、零侧滑角的升力系数C_L-|_β＝0；

第五步、将第三步得到的升力系数C_L+|_β＝0、第四步得到的升力系数C_L-|_β＝0带入第二步的基准纵向C_L-α曲线中，分别得到正转状态下的零升侧滑角Δβ_0U、反转状态下的零升侧滑角Δβ_0D，最后采用如下公式(2)得到当前马赫数状态下试验段的横向气流偏角Δβ_cp：

Δβ_cp＝0.5×(Δβ_0D-Δβ_0U) (2)。

所述公式(1)中，α_M是指实验名义攻角，即模型未受载时的机身(或构造线)角度；Δα_cp是指由第一步获得的模型纵向气流偏角；Δα_e指通过天平载荷和机构弹性角公式获得的模型纵向弹性角；Δβ_e指通过天平载荷和机构弹性角公式获得的模型横向弹性角。基准纵向C_L-α曲线是指对常规纵向数据进行纵向气流偏角修正后得到的C_L-α’曲线。

第一步中，采用测定方法获得模型纵向气流偏角Δα_cp的步骤如下：

(a)将天平安装在模型内，然后将模型常规正装，获得模型基本纵向升力-攻角曲线，攻角按照如下公式(3)拟合试验数据：

C_L＝C_L0+C_L ^α·α (3)，

再用最小二乘法求出正装模型的零升攻角Δα_0U；

(b)将模型及天平绕支杆轴线转180°，获得反装模型升力-攻角曲线，得到反装模型的零升攻角Δα_0D；

(c)采用如下公式(4)得到试验马赫数下该模型纵向气流偏角Δα_cp：

Δα_cp＝0.5×(Δα_0D-Δα_0U) (4)。

所述步骤a中，C_L为模型的升力系数，α为模型攻角，C_L0为模型零攻角时的升力系数，即升力-攻角曲线的截距；C_L ^α为升力线斜率，即升力-攻角曲线的斜率。

所述步骤a中，常规正装是指模型机腹朝下、机头朝前，并按照常规吹风方式进行实验。具体来说，在实验过程中，常规正装是指模型机腹朝下、机头朝前，并按照常规吹风方式进行定马赫数、侧滑角变攻角实验。

所述步骤a中，将天平安装在模型内，然后将模型常规正装，获得模型基本纵向升力-攻角曲线，在攻角[-2°，2°]范围内拟合试验数据。

传统横向气流偏角测量方法利用模型机身、立尾等产生的侧向力进行测量，除前述缺点外，所测横向气流偏角实际上包含了拐头、支撑机构等对来流的诱导效应，并没有真实反映模型侧力面区域空风洞的流场偏斜情况。采用传统方法测得的横向气流偏角可以较准确修正常规小攻角横航向试验数据，但无法准确评估风洞流场均匀性。

在本申请中，申请人分析后认为，常规风洞大多配备扇形弯刀支架，纵向运行时对来流的扰动较小，因此，本发明采用模型沿支撑机构轴线正、反转90°(即绕支撑机构轴线顺时针旋转90°、反时针旋转90°)吹风测量横向气流偏角。本发明的主要思路如下：利用模型机翼作为侧向力的作用面，其载荷大，侧向力的测量精准度高，同时避免了支撑机构对来流的扰动。在进行数据处理时，本发明将天平轴系力(矩)矢量转换到模型体轴系或气流坐标系；转换后，对基本纵向升力-攻角曲线在模型正、反转后侧向力处插值，获得正、反装对应的横向角度。

采用本发明需要提前获得模型的基本纵向曲线，该基本纵向曲线主要通过模型自重修正、天平-支撑系统弹性角修正以及纵向气流偏角修正获得的，具体操作时，要提前获取该模型在试验马赫数下的纵向气流偏角，因此，仅需要4次启动即可获得横向气流偏角。若模型数据库中已经存有指定马赫数流场的纵向气流偏角数据，则在横向气流偏角测量时，启动车次减少为2次。

所述步骤b中，将模型及天平绕支杆轴线转180°，获得反装模型升力-攻角曲线，利用相同方法求取反装模型的零升攻角Δα_0D。

第三、四步中，保证模型攻角为零，将模型与天平绕支杆轴线同转+90°，是指保证弯刀机构不变，绕支杆轴线转动90°，模型机腹朝左；保证模型攻角为零，将模型与天平绕支杆轴线同转至-90°，是指保证弯刀机构不变，绕支杆轴线转动-90°，模型机腹朝右。若进行类似客机、运输机类船尾型后体模型实验，支杆带有预偏角α_s拐头时，则求取的正、反转零侧滑角的升力系数C_L±|_β＝0是指对应模型攻角为支杆预偏角+纵向弹性角，侧滑角为零状态的升力系数。由于采用模型坐标系，支杆预偏角α_s在计算公式(3)时被消掉，采用这种方式进行正、反转实验，可不使用双转轴拐头，避免了模型状态更换(保证正、反转后模型攻角为零)带来的偏差。

如前所述，采用本发明能够有效减少启动车次的次数，降低实验成本，大幅提高横向气流偏角测量的试验效率；同时，本发明能够有效提高横向气流偏角的测量准度，提高测定结果的准确性。

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为试验段气流偏角测量示意图。

图2为不同侧滑角状态侧向力-攻角曲线图。

图3为扣点得到的侧向力-侧滑角曲线图。

图4为实施例1中TY-154标模正、反装C_L-α曲线图。

图5为实施例1中TY-154标模正、反转90℃_L-β曲线图。

图6为实施例1中拟合曲线求取横向气流偏角图。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

实施例1

本发明通过模型正、反转90°的方法分别获得对应的C_L-β曲线，利用曲线拟合求取相应的零升侧滑角，最后通过公式计算，得到横向气流偏角Δβ_cp。

具体通过如下的数据处理方法来实现。

以2.4米跨声速风洞TY-154标模实验为例，来流马赫数0.74时通过正、反装模型测得C_L-α曲线如图4所示。利用最小二乘法拟合求得正装零升攻角Δα_0U、反装零升攻角Δα_0D分别为0.105°、0.245°，利用如下公式Δα_cp＝0.5×(Δα_0D-Δα_0U)，得到试验马赫数下该模型纵向气流偏角Δα_cp：

Δα_cp＝0.5×(0.245°-0.105°)＝0.070°。

然后，采用如下公式(α_M是指实验名义攻角，即模型未受载时的机身(或构造线)角度；Δα_cp是指由第一步获得的模型纵向气流偏角；Δα_e指通过天平载荷和机构弹性角公式获得的模型纵向弹性角；Δβ_e指通过天平载荷和机构弹性角公式获得的模型横向弹性角。基准纵向C_L-α曲线是指对常规纵向数据进行纵向气流偏角修正后得到的C_L-α’曲线。)，计算得到修正纵向气流偏角后的攻角值见下表1所示。

表1计算结果

修正后得到基准纵向C_L-α曲线拟合公式如下：

C_L＝0.099·α-0.0174 (5)；

将模型及天平绕支杆轴线转+90°、-90°，来流马赫数0.74时获得的C_L-β曲线如图(5)所示。利用最小二乘法拟合，求得正转90°(即模型及天平绕支杆轴线转+90°)、反转90°(即模型及天平绕支杆轴线转-90°)时零攻角、零侧滑角的升力系数分别为C_L+|_β＝0＝0.0018，C_L-|_β＝0＝-0.0104。

将正转90°时零攻角、零侧滑角的升力系数C_L+|_β＝0、，及反转90°时零攻角、零侧滑角的升力系数C_L-|_β＝0带入模型基准纵向C_L-α曲线拟合公式(即C_L＝0.099·α-0.0174)中，分别求得模型正、反转状态下的零升侧滑角Δβ_0U＝0.194°、Δβ_0D＝0.071°。

最后，将Δβ_0U、Δβ_0D代入式：Δβ_cp＝0.5×(Δβ_0D-Δβ_0U)中，如图6所示，即可求得来流马赫数0.74时TY-154标模横向气流偏角为：

Δβ_cp＝0.5×(0.071°-0.194°)＝-0.062°。

相对于现有技术，本发明能够有效减少启动车次，降低实验成本，同时，有效提高横向气流偏角的测量准度，提高测定结果的准确性。

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)

1.一种测量风洞试验段横向气流偏角的简易方法，其特征在于，包括如下步骤：

第一步、采用测定或查询模型数据库的方法，获得模型纵向气流偏角Δα_cp；

第二步、对基本纵向升力-攻角曲线进行纵向气流偏角修正，获得基准纵向C_L-α曲线，基准纵向C_L-α曲线的α的修正公式(1)如下：

$\mathrm{\α}=arctan\left(\frac{tan({\mathrm{\α}}_M+{\mathrm{\Δ\α}}_{CP})+tan\left({\mathrm{\Δ\α}}_e\right)cos\left({\mathrm{\Δ\β}}_e\right)}{cos\left({\mathrm{\Δ\β}}_e\right)-tan({\mathrm{\α}}_M+{\mathrm{\Δ\α}}_{CP})tan\left({\mathrm{\Δ\α}}_e\right)}\right)---\left(1\right);$

第三步、保证模型攻角为零，将模型与天平绕支杆轴线同转90°，以弯刀机构为变侧滑角机构，进行定攻角变侧滑角实验，获得攻角零度时C_L-β曲线，利用最小二乘法拟合求取模型天平同转90°时零攻角、零侧滑角的升力系数C_L+|_β＝0；

第四步、保证模型攻角为零，将模型与天平绕支杆轴线同转至-90°，以弯刀机构为变侧滑角机构，进行定攻角变侧滑角实验，获得攻角零度时C_L-β曲线，利用最小二乘法拟合求取模型天平同转-90°时零攻角、零侧滑角的升力系数C_L-|_β＝0；第五步、将第三步得到的升力系数C_L+|_β＝0、第四步得到的升力系数C_L-|_β＝0带入第二步的基准纵向C_L-α曲线中，分别得到正转状态下的零升侧滑角Δβ_0U、反转状态下的零升侧滑角Δβ_0D，最后采用如下公式(2)得到当前马赫数状态下试验段的横向气流偏角Δβ_cp：

Δβ_cp＝0.5×(Δβ_0D-Δβ_0U) (2)。

2.根据权利要求1所述测量风洞试验段横向气流偏角的简易方法，其特征在于，所述公式(1)中，α_M是指实验名义攻角，即模型未受载时的机身(或构造线)角度；Δα_cp是指由第一步获得的模型纵向气流偏角；Δα_e指通过天平载荷和机构弹性角公式获得的模型纵向弹性角；Δβ_e指通过天平载荷和机构弹性角公式获得的模型横向弹性角。

3.根据权利要求1或2所述测量风洞试验段横向气流偏角的简易方法，其特征在于，第一步中，采用测定方法获得模型纵向气流偏角Δα_cp的步骤如下：

(a)将天平安装在模型内，然后将模型常规正装，获得模型基本纵向升力-攻角曲线，攻角按照如下公式(3)拟合试验数据：

C_L＝C_L0+C_L ^α·α (3)，

再用最小二乘法求出正装模型的零升攻角Δα_0U；

(b)将模型及天平绕支杆轴线转180°，获得反装模型升力-攻角曲线，得到反装模型的零升攻角Δα_0D；

(c)采用如下公式(4)得到试验马赫数下该模型纵向气流偏角Δα_cp：

Δα_cp＝0.5×(Δα_0D-Δα_0U) (4)。

4.根据权利要求3所述测量风洞试验段横向气流偏角的简易方法，其特征在于，所述步骤a中，C_L0为模型零攻角时的升力系数，即升力-攻角曲线的截距；C_L ^α为升力线斜率，即升力-攻角曲线的斜率。

5.根据权利要求3或4所述测量风洞试验段横向气流偏角的简易方法，其特征在于，所述步骤a中，常规正装是指模型机腹朝下、机头朝前，并按照常规吹风方式进行实验。

6.根据权利要求1～6任一项所述测量风洞试验段横向气流偏角的简易方法，其特征在于，所述步骤a中，将天平安装在模型内，然后将模型常规正装，获得模型基本纵向升力-攻角曲线，在攻角[-2°，2°]范围内拟合试验数据。