CN111400878A - 一种带进气道的全弹性模型设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种带进气道的全弹性模型设计方法，属于航天航空进气道设计领域；步骤一、建立与现有模型尺寸比例为1：1的风洞模型；步骤二、在风洞模型的轴向尾端开设柱形凹槽；步骤三、沿现有模型轴向等间距分为n个截面；测量现有模型的进气道在各截面处的截面积；步骤四、在风洞模型的内部底部设置U形凹槽；步骤五、在风洞模型的内部顶部均匀开设n个倒T形开口；步骤六、在柱形凹槽的内壁设置2个模型固定孔；步骤七、将支杆与风洞模型固定连接；步骤八、在风洞模型外表面涂漆，实现将倒T形开口的竖直面开口封闭。本发明可以真实模拟飞行器内部外部的流场，又模拟结构刚度分布，满足结构的动力学相似，实现该弹性模型动力学特征的真实模拟。

Description

一种带进气道的全弹性模型设计方法
技术领域
本发明属于航天航空进气道设计领域，涉及一种带进气道的全弹性模型设计方法。
背景技术
在进行一些动态风洞试验时，需要对模型进行弹性设计，以保证模型的动力学特征与设计原型相似，传统的设计过程中由于支杆会影响进气道的流场流动，设计过程中或者封闭进气道，或者对模型进行腹部支撑。
现有的模型支撑固定结构包括：模型、支撑装置、风洞壁。其中支撑装置与模型腹部连接，将模型固定与风洞壁上。
现有的模型固定结构存在以下问题：
(1)如果采用封闭进气道的设计方式，则无法模拟模型内部流场，降低试验结果的准确性。
(2)如果采用模型腹部支撑的方式支撑模型，则支撑机构将影响模型后部的流场形式，无法实现模型整体流场的模拟。
(3)如果采用模型腹部支撑的方式支撑模型，则支撑机构很难模拟模型支撑的真实边界条件，无法真实模型模型的振动模态。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种带进气道的全弹性模型设计方法，可以真实模拟飞行器内部外部的流场，又模拟结构刚度分布，满足结构的动力学相似，实现该弹性模型动力学特征的真实模拟。
本发明解决技术的方案是：
一种带进气道的全弹性模型设计方法，包括如下步骤：
步骤一、建立与现有模型尺寸比例为1：1的风洞模型；
步骤二、在风洞模型的轴向尾端开设柱形凹槽；
步骤三、沿现有模型轴向等间距分为n个截面；测量现有模型的进气道在各截面处的截面积；n为正整数；
步骤四、在风洞模型的内部底部设置U形凹槽；
步骤五、在风洞模型的内部顶部均匀开设n个倒T形开口；每个倒T形开口分别对应1个截面位置；
步骤六、在柱形凹槽的内壁设置2个模型固定孔；
步骤七、将支杆从风洞模型尾端沿柱形凹槽伸入风洞模型内部；并通过2个模型固定孔将支杆与风洞模型固定连接；
步骤八、在风洞模型外表面涂漆，实现将倒T形开口的竖直面开口封闭。
在上述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，所述步骤二中，柱形凹槽位于模型结构的轴线上，且柱形凹槽由风洞模型的轴向尾端指向轴向头端。
在上述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，所述步骤三中，10≤n≤20。
在上述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，所述步骤四中，U形凹槽开口向上；且U形凹槽的轴线与柱形凹槽轴线平行。
在上述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，U形凹槽的设置方法为：
沿风洞模型轴向相同位置等分n个截面；每个截面上U形凹槽的截面积与对应截面的进气道截面积相同；圆滑连接n个截面的U形凹槽截面，获得U形凹槽。
在上述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，所述步骤五中，n个倒T形开口均匀排列在柱形凹槽的上方；且n个倒T形开口的水平开口位于同一平面；n个倒T形开口竖开口露出风洞模型顶部；通过开设n个倒T形开口，实现风洞模型各截面的弯曲刚度满足设计要求。
在上述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，所述步骤六中，2个模型固定孔对应设置在风洞模型一阶弯曲模态的2个节点处；2个模型固定孔轴向均与柱形凹槽轴线垂直；模型固定孔的直径为柱形凹槽直径的40％-60％。
在上述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，所述支杆的直径小于柱形凹槽的直径5mm。
在上述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，所述U形凹槽的内壁与柱形凹槽内壁之间的壁厚大于8mm；倒T形开口竖开口的宽度L1小于1.5mm；倒T形开口水平开口的长度L2为20-60mm。
在上述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，所述倒T形开口、柱形凹槽、U形凹槽之间互不相交。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明的模型流场特征模拟准确，可以同时模拟模型内部和外部流场的情况；
(2)本发明模型支撑位于模型内部，不会对模型外部的流场造成干扰；
(3)本发明的模型支撑方式为节点位置的铰接支撑，支撑方式不会对模型的振动形式产生干扰。
附图说明
图1为本发明现有模型剖视图；
图2为本发明风洞模型剖视图；
图3为本发明风洞模型与支杆固定示意图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
本发明提供一种带进气道的全弹性模型设计方法，首先将模型进气道进行等截面测量，再在风洞模型3中部设计一个柱形凹槽6，用于支杆10穿过。在柱形凹槽6的下部按照各个截面进气道的面积设计等面积U形凹槽8，满足通气要求。在模型上部设计倒T形开口5来调节结构刚度，最后在模型节点位置设计模型固定孔7来对风洞模型3进行固定。本发明可以真实模拟飞行器内部外部的流场，又模拟结构刚度分布，满足结构的动力学相似，实现该弹性模型动力学特征的真实模拟。
全弹性模型设计方法，具体包括如下步骤：
步骤一、现有模型1结构如图1所示，建立与现有模型1尺寸比例为1：1的风洞模型3。
步骤二、如图2所示，在风洞模型3的轴向尾端开设柱形凹槽6；柱形凹槽6位于模型结构1的轴线上，且柱形凹槽6由风洞模型3的轴向尾端指向轴向头端。
步骤三、沿现有模型1轴向等间距分为n个截面；测量现有模型1的进气道2在各截面处的截面积；n为正整数；10≤n≤20。
步骤四、在风洞模型3的内部底部设置U形凹槽8；U形凹槽8开口向上；且U形凹槽8的轴线与柱形凹槽6轴线平行。U形凹槽8的设置方法为：
沿风洞模型3轴向相同位置等分n个截面；每个截面上U形凹槽8的截面积与对应截面的进气道2截面积相同；圆滑连接n个截面的U形凹槽8截面，获得U形凹槽8。试验过程中，内部流场通过U形凹槽8排出，而在模型外部无任何附属支撑固定结构，因此不被破坏。
步骤五、在风洞模型3的内部顶部均匀开设n个倒T形开口5；每个倒T形开口5分别对应1个截面位置；n个倒T形开口5均匀排列在柱形凹槽6的上方；且n个倒T形开口5的水平开口位于同一平面；n个倒T形开口5竖开口露出风洞模型3顶部；通过开设n个倒T形开口5，实现风洞模型3各截面的弯曲刚度满足设计要求。U形凹槽8的内壁与柱形凹槽6内壁之间的壁厚大于8mm；倒T形开口5竖开口的宽度L1小于1.5mm；倒T形开口5水平开口的长度L2为20-60mm。T形开口5、柱形凹槽6、U形凹槽8之间互不相交。
步骤六、在柱形凹槽6的内壁设置2个模型固定孔7；2个模型固定孔7对应设置在风洞模型3一阶弯曲模态的2个节点处；2个模型固定孔7轴向均与柱形凹槽6轴线垂直；模型固定孔7的直径为柱形凹槽6直径的40％-60％。通过模型固定孔7将风洞模型3固定与支杆10上，实现风洞模型3的铰支固定，即能保证风洞模型3动力学特征相似，保证流场的相似，可以有效提高弹性模型试验模拟的准确性。
步骤七、如图3所示，将支杆10从风洞模型3尾端沿柱形凹槽6伸入风洞模型3内部；并通过2个模型固定孔7将支杆10与风洞模型3固定连接；支杆10的直径小于柱形凹槽6的直径5mm。
步骤八、在风洞模型3外表面涂漆，实现将倒T形开口5的竖直面开口封闭。油漆涂刷两层；油漆涂刷均匀，无明显棱角、条纹；涂刷油漆不宜过厚，以刚好覆盖模型表面为宜。
本发明提出的一种新型的全弹性模型设计方法，可以真实模拟飞行器内部外部的流场，又模拟结构刚度分布，满足结构的动力学相似，实现该弹性模型动力学特征的真实模拟。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (10)

1.一种带进气道的全弹性模型设计方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一、建立与现有模型(1)尺寸比例为1：1的风洞模型(3)；
步骤二、在风洞模型(3)的轴向尾端开设柱形凹槽(6)；
步骤三、沿现有模型(1)轴向等间距分为n个截面；测量现有模型(1)的进气道(2)在各截面处的截面积；n为正整数；
步骤四、在风洞模型(3)的内部底部设置U形凹槽(8)；
步骤五、在风洞模型(3)的内部顶部均匀开设n个倒T形开口(5)；每个倒T形开口(5)分别对应1个截面位置；
步骤六、在柱形凹槽(6)的内壁设置2个模型固定孔(7)；
步骤七、将支杆(10)从风洞模型(3)尾端沿柱形凹槽(6)伸入风洞模型(3)内部；并通过2个模型固定孔(7)将支杆(10)与风洞模型(3)固定连接；
步骤八、在风洞模型(3)外表面涂漆，实现将倒T形开口(5)的竖直面开口封闭。
2.根据权利要求1所述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，其特征在于：所述步骤二中，柱形凹槽(6)位于模型结构(1)的轴线上，且柱形凹槽(6)由风洞模型(3)的轴向尾端指向轴向头端。
3.根据权利要求1所述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，其特征在于：所述步骤三中，10≤n≤20。
4.根据权利要求1所述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，其特征在于：所述步骤四中，U形凹槽(8)开口向上；且U形凹槽(8)的轴线与柱形凹槽(6)轴线平行。
5.根据权利要求4所述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，其特征在于：U形凹槽(8)的设置方法为：
沿风洞模型(3)轴向相同位置等分n个截面；每个截面上U形凹槽(8)的截面积与对应截面的进气道(2)截面积相同；圆滑连接n个截面的U形凹槽(8)截面，获得U形凹槽(8)。
6.根据权利要求5所述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，其特征在于：所述步骤五中，n个倒T形开口(5)均匀排列在柱形凹槽(6)的上方；且n个倒T形开口(5)的水平开口位于同一平面；n个倒T形开口(5)竖开口露出风洞模型(3)顶部；通过开设n个倒T形开口(5)，实现风洞模型(3)各截面的弯曲刚度满足设计要求。
7.根据权利要求6所述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，其特征在于：所述步骤六中，2个模型固定孔(7)对应设置在风洞模型(3)一阶弯曲模态的2个节点处；2个模型固定孔(7)轴向均与柱形凹槽(6)轴线垂直；模型固定孔(7)的直径为柱形凹槽(6)直径的40％-60％。
8.根据权利要求7所述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，其特征在于：所述支杆(10)的直径小于柱形凹槽(6)的直径5mm。
9.根据权利要求6所述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，其特征在于：所述U形凹槽(8)的内壁与柱形凹槽(6)内壁之间的壁厚大于8mm；倒T形开口(5)竖开口的宽度L1小于1.5mm；倒T形开口(5)水平开口的长度L2为20-60mm。
10.根据权利要求1-9之一所述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，其特征在于：所述倒T形开口(5)、柱形凹槽(6)、U形凹槽(8)之间互不相交。
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