CN110160738B

CN110160738B - 用于翼面风洞试验的整流装置、设计方法及翼身融合装置

Info

Publication number: CN110160738B
Application number: CN201910216105.3A
Authority: CN
Inventors: 许云涛; 吴志刚; 何海波; 操小龙
Original assignee: Beijing Research Institute of Mechanical and Electrical Technology
Current assignee: Beijing Research Institute of Mechanical and Electrical Technology
Priority date: 2019-03-21
Filing date: 2019-03-21
Publication date: 2020-10-23
Anticipated expiration: 2039-03-21
Also published as: CN110160738A

Abstract

本发明提供一种用于翼面风洞试验的整流装置、设计方法及翼身融合装置，方法包括以下步骤：步骤1、选取一翼型并获取翼型的相关参数，基于相关参数将翼型上表面节点依次相连得到翼型曲线；步骤2、以翼型前缘点至后缘点连线作为轴线，并沿轴线将翼型曲线旋转成体得到旋成体；步骤3、沿轴线，获取旋成体的半模模型；步骤4、以整流装置能够将翼面接头包裹在内为设计目标，对半模模型进行X轴/Y轴/Z轴三方向尺寸缩比，得到整流装置实体模型；步骤5、将实体模型进行实体抽壳，得到开口壳体模型；步骤6、在开口壳体模型上设置翼面接头的插入通孔即可。本发明能够解决目前翼面风洞试验时，由于洞壁等干扰较大导致的试验数据获取不准确等技术问题。

Description

用于翼面风洞试验的整流装置、设计方法及翼身融合装置

技术领域

本发明涉及飞行器气动弹性技术领域，尤其涉及一种用于翼面风洞试验的整流装置、设计方法及翼身融合装置。

背景技术

随着飞行器设计朝着轻质、大柔性、高机动性能发展，翼面变形量越来越大，变形对气动性能的影响也越来越严重，对飞行器设计提出了较高的要求。为保证设计的数据精度，通常要开展风洞测力试验，以获取准确可信的气动力数据。对于静气动弹性风洞模型，由于要兼顾外形相似和结构相似，模型设计难度比常规测力模型大很多。通常为了降低难度，只开展单独翼面部件的弹性模型测力试验。

对于部件级风洞试验，无法将部件模型放置在风洞中心区域，洞壁和支架必然存在较强的干扰，对试验数据影响较大，导致获取的试验数据不准确，与飞行状态偏差较大，目前，关于此类问题研究报道较少，有提出设计整流装置来降低洞壁扰流的影响，然而，现有技术提出的整流装置依然无法较好地解决上述问题。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术中存在的不足，提供一种用于翼面风洞试验的整流装置、设计方法及翼身融合装置，能够解决目前翼面风洞试验时，由于洞壁等干扰较大导致的试验数据获取不准确等技术问题。

本发明提供的技术方案如下：

根据第一方面，提供一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法，该方法包括以下步骤：

步骤1、选取一翼型并获取所述翼型的相关参数，基于所述相关参数将所述翼型上表面节点依次相连得到翼型曲线；

步骤2、以翼型前缘点至后缘点连线作为轴线，并沿所述轴线将所述翼型曲线旋转成体得到旋成体；

步骤3、沿所述轴线，获取所述旋成体的半模模型；

步骤4、以整流装置能够将翼面接头包裹在内为设计目标，对所述半模模型进行X轴/Y轴/Z轴三方向尺寸缩比，得到整流装置实体模型；

其中，坐标系原点O位于飞行器前缘中心位置，X轴在飞行器对称平面内，沿弹体指向尾部，Y轴位于飞行器对称面，垂直于X轴，向上为正；Z轴根据右手定则确定；

步骤5、将所述实体模型进行实体抽壳，得到特定壁厚的开口壳体模型；

步骤6、在所述开口壳体模型上设置所述翼面接头的插入通孔即可。

进一步地，所述翼型的最大厚度位于30％以后弦长位置。

进一步地，所述的翼型可以为NACA16009翼型。

进一步地，所述插入通孔设置在30％以后所述轴线位置，其中，以所述轴线所在的翼型前缘点为起点。

进一步地，所述步骤6中，在设计所述插入通孔时，将所述开口壳体模型与翼面接头的接触面进行布尔运算，扣除交叉部分即得。

进一步地，所述插入通孔还满足：在翼面接头通过所述插入通孔插入开口壳体模型后，所述开口壳体模型与翼面之间具有2mm以上的距离。

进一步地，所述开口壳体模型的壁厚不超过10mm。

根据第二方面，提供一种用于翼面风洞试验的整流装置，该装置采用上述的设计方法设计得到。

根据第三方面，提供一种用于翼面风洞试验的翼身融合装置，所述融合装置包括翼面和上述的整流装置，其中，所述翼面的翼面接头通过所述插入通孔设置在所述整流装置内。

应用上述技术方案，提供一种用于翼面风洞试验的整流装置、设计方法及翼身融合装置，通过获取某一翼型的上表面节点连线得到翼型曲线，并将该翼型曲线旋转成体进而获取旋成体的半模模型，以及以整流装置能够将翼面接头包裹在内为设计目标，对该半模模型进行X轴/Y轴/Z轴三方向尺寸缩比，得到整流装置实体模型，最后将该实体模型进行实体抽壳和插入通孔设计即得本发明实施例的整流装置。通过上述方式设计的整流装置，能够大幅度降低翼面部件在风洞试验时受到的洞壁等的干扰，保证了试验数据获取的准确性(与飞行状态相接近)。本发明极大提高了翼面部件整流装置的设计效率，便于工程应用。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明实施例提供的翼型曲线示意图；

图2示出了根据本发明实施例提供的沿轴线将翼型旋转成体示意图；

图3示出了根据本发明实施例提供的旋成体的半模模型示意图；

图4示出了根据本发明实施例提供的半模模型进行X轴/Y轴/Z轴三方向尺寸缩放得到的实体模型结构示意图；

图5示出了根据本发明实施例提供的翼身融合装置结构示意图；

图6示出了根据本发明实施例提供的不同设计方案得到的整流装置对比示意图；

其中，1)为方案A；2)为方案B；3)为方案C；

图7示出了根据本发明实施例提供的不同设计方案以及无整流装置相应法向力对比示意图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1-4所示，根据本发明实施例提供一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法，该方法包括以下步骤：

步骤3、沿所述轴线，获取所述旋成体的半模模型；

本发明实施例中，所述步骤1中，可基于现有存在的翼型任意选取一翼型，在翼型确定的基础上，必然可以得到翼型的相关参数，例如翼型的最大厚度，翼型上、下表面节点等。

本发明实施例中，所述步骤2中，翼型前缘点和后缘点连线其实质为翼型的弦长。

本发明实施例中，壳体模型的壁不包括半模模型的剖开面，所以称之为开口壳体模型，例如所述的开口壳体模型可以是类似船型的模型。

本发明实施例中，作为优选，在设计设计目标时，只要整流装置能够将翼面接头包裹即可，考虑成本，并不是尺寸越大越好。

作为一种具体实施例，为实现上述整流装置的设计，可具体在做图软件中实现，具体如下：

1、任意选取一翼型，将翼型坐标数据导入到作图软件中，并取翼型上表面节点连成曲线得到翼型曲线，其中，建立的坐标系如下：坐标系原点O位于飞行器前缘中心位置，X轴在飞行器对称平面内，沿弹体指向尾部，Y轴位于飞行器对称面，垂直于X轴，向上为正；Z轴根据右手定则确定；具体如图1所示，

2、已知翼型前缘点和后缘点，两者连线作为轴线，将上述翼型曲线沿着该轴线旋转成体；具体如图2所示；

3、沿所述轴线，获取所述旋成体的半模模型；具体如图3所示；

4、以整流装置能够将试验用的翼面接头包裹在内为设计目标，对所述半模模型进行X轴/Y轴/Z轴三方向尺寸缩比(可以得到缩比因子，例如具体实施例中缩比因子为X＝1，Y＝2，Z＝4.8)，得到整流装置实体模型；具体如图4所示；

5、将所述实体模型进行实体抽壳，得到特定壁厚的开口壳体模型；在所述开口壳体模型上设置所述翼面接头的插入通孔即可，具体可参见图5。

本发明实施例中，在上述整流装置设计完成后，根据需要可进行实体加工。

应用上述配置方式，通过获取某一翼型的上表面节点连线得到翼型曲线，并将该翼型曲线旋转成体进而获取旋成体的半模模型，以及以整流装置能够将翼面接头包裹在内为设计目标，对该半模模型进行X轴/Y轴/Z轴三方向尺寸缩比，得到整流装置实体模型，最后将该实体模型进行实体抽壳和插入通孔设计即得本发明实施例的整流装置。通过上述方式设计的整流装置，能够大幅度降低翼面部件在风洞试验时受到的洞壁等的干扰，保证了试验数据获取的准确性(与飞行状态相接近)。

进一步地，作为本发明一种实施例，为了保障连接，以及所得试验数据与与飞行状态更好地相接近，所述翼型的最大厚度位于30％以后弦长位置。其中，本领域技术人员应当理解，此处所述的30％以后弦长位置，是以翼型前缘点为起点来说的。

作为优选，所述的翼型可以为NACA16009翼型。

进一步地，作为本发明一种实施例，为了保障连接，以及所得试验数据与与飞行状态更好地相接近，，所述插入通孔设置在30％以后所述轴线位置，其中，以所述轴线所在的翼型前缘点为起点。

进一步地，作为本发明一种实施例，为了获取所述插入通孔，所述步骤6中，在设计所述插入通孔时，将所述开口壳体模型与翼面接头的接触面进行布尔运算，扣除交叉部分即得。

本发明实施例中，所述的布尔运算为本领域公知的技术，在此不再详细赘述。

进一步地，作为本发明一种实施例，所述插入通孔还满足：在翼面接头通过所述插入通孔插入开口壳体模型后，所述开口壳体模型与翼面之间具有2mm以上的距离。通过此种配置方式，设计特定插入通孔尺寸，能够保证风洞试验时，为了保证开口壳体模型与所述翼面不发生干涉，保证了试验数据的准确获取。

进一步地，作为本发明一种实施例，所述开口壳体模型的壁厚不超过10mm。应用此种配置方式，设计开口壳体模型的壁厚不超过10mm，在保证试验能够顺利进行的基础上，一方面还能够保证壳体便于进行实际加工，另一方面还降低了制造成本。

根据本发明另一实施例还提供一种用于翼面风洞试验的整流装置，该装置采用上述的设计方法设计得到。

如图5所示，根据本发明另一实施例提供一种用于翼面风洞试验的翼身融合装置，所述融合装置包括翼面和上述的整流装置，其中，所述翼面的翼面接头通过所述插入通孔设置在所述整流装置内。

本发明实施例中，如图5所示，实际整流装置10的开口处可以固定在一垫板30上，试验翼面30插入所示实际整流装置10内，其和所述实际整流装置10并不接触，其翼面接头固定可以固定在所述垫板10上。

为了对本发明实施例方案有更进一步的了解，下面以三种设计方案进行具体说明：

如图6所示，设计三种整流方案，三种方案得到的基本尺寸均为长1m(X轴方向)、宽0.2m(Z轴方向)、厚0.15m(Y轴方向)。其中：方案A为将翼面自身翼型等比放大，再与翼面桥接成体设计；方案B按照本发明实施例方法设计整流装置：将NACA0012翼型旋转成体，再进行X轴/Y轴/Z轴三方向指定尺寸缩放设计；方案C与方案B设计思路一致，区别在于：方案C采用的是最大厚度相对偏后的翼型(最大厚度位于30％以后的弦长位置)，例如NACA16009翼型。

不同方案下翼面法向力对比如图7所示，由结果可知：1)无整流方案和A整流方案，计算结果与飞行状态偏差较大；B整流和C整流方案计算结果与飞行状态更加接近，其中C整流方案结果最好。

综上，本发明实施例提出了基于翼型数据，设计整流装置的思路，确定了翼型的选取原则；以及确定了整流装置的比例因子确定原则，和厚度设计原则。基于本发明的设计思路，可快速实现翼身融合整流罩设计，便于工程应用，且能够大幅度降低翼面部件在风洞试验时受到的洞壁等的干扰，保证了试验数据获取的准确性。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

步骤3、沿所述轴线，获取所述旋成体的半模模型；

2.根据权利要求1所述的一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法，其特征在于，所述翼型的最大厚度位于30％以后弦长位置。

3.根据权利要求2所述的一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法，其特征在于，所述的翼型可以为NACA16009翼型。

4.根据权利要求2所述的一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法，其特征在于，所述插入通孔设置在30％以后所述轴线位置，其中，以所述轴线所在的翼型前缘点为起点。

5.根据权利要求1所述的一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法，其特征在于，所述步骤6中，在设计所述插入通孔时，将所述开口壳体模型与翼面接头的接触面进行布尔运算，扣除交叉部分即得。

6.根据权利要求1-5任一项所述的一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法，其特征在于，所述插入通孔还满足：在翼面接头通过所述插入通孔插入开口壳体模型后，所述开口壳体模型与翼面之间具有2mm以上的距离。

7.根据权利要求1-5任一项所述的一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法，其特征在于，所述开口壳体模型的壁厚不超过10mm。

8.一种用于翼面风洞试验的整流装置，其特征在于，所述整流装置根据权利要求1-7任一项所述的方法设计得到。

9.一种用于翼面风洞试验的翼身融合装置，其特征在于，所述融合装置包括翼面和权利要求8所述的整流装置，其中，所述翼面的翼面接头通过插入通孔设置在所述整流装置内。