CN111551339B - 一种翼身融合飞机通气模型畸形流道专用测压耙设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种翼身融合飞机通气模型畸形流道专用测压耙设计方法，所述测压耙的设计方法通过数值模拟方法获得内流道内流和模型外流相互作用下畸形内流道的流动特征，根据数值模拟结果对测量截面进行子区域划分，将子区域的面积作为各子区域内部内流参数计算的权重，确定测量截面上总压测点和静压测点的个数与位置分布，设计耙体以减小阻塞干扰效应，通过上述过程设计出了适用于翼身融合布局飞机通气试验模型畸形内流道的专用测压耙。

Description

一种翼身融合飞机通气模型畸形流道专用测压耙设计方法

技术领域

本发明属于风洞试验技术领域，尤其涉及一种翼身融合飞机通气模型畸形流道专用测压耙设计方法。

背景技术

当空气或水等流体流过物体表面时，物体表面附近始终存在一层速度分布不均匀的薄层区域，称之为边界层。在边界层内部区域，流体粘性起主导作用；在边界层以外区域，流体粘性影响较弱。研究结果显示，边界层内部区域的流动特性对于整个空间流场具有重要影响，并关系到内埋武器舱、飞机进气道等布局方案的优化以及设备性能的提高，故而边界层附近区域的流动特性测量具有重要意义。

目前，边界层内外区域的流动压力分布特性通常采用测压耙进行测量，测压耙实验装置由正对来流方向的一组通气管组成，通气管所测结果为测点上的总压和静压，通气管之间的间隔决定了测试区域的空间分辨率。传统测压耙大多采用较少数量的通气管，以避免堵塞干扰。为了保证测量数据的准确性，通气管内径要大于圆管内部粘性影响区域，以保证圆管的通气性良好，避免管内气流不通造成的数据失真。

风洞试验是在地面获取飞机气动特性的主要手段。高速风洞试验时，需采用自然通气模型来模拟飞机的进气效应。试验过程中，使用测压耙获得通气模型内流道的总压分布并计算内阻，修正内阻后的试验数据方能用于飞机设计研制。

目前，国内高速风洞测压耙的设计方法是针对常规布局飞机建立的，导致传统常规测压耙外形简单、形状规则，测点数量较少且呈对称形式分布。针对采用翼身融合布局设计的新一代飞机而言，其内流道采用畸形设计，横截面不规则，流动不对称，出口总压分布差异较大，传统测压耙不能满足其高速风洞试验需求。

不足之处主要体现在：①传统对称形式的测压耙，与翼身融合飞机畸形内流道不规则流动的匹配度较低，难以准确获取出口附近的压力分布，导致内阻计算结果误差较大；②为了提高测量准度，在传统测压耙上加密测压点，会导致测压耙堵塞干扰严重，试验结果不能真实反应内流道流动特性；③后期数据处理过程中，传统测压耙上每个总压测点计算权重相同，难以体现不同位置总压差异对内阻的贡献，试验结果准度受到影响。

发明内容

本发明的目的在于，为克服现有技术缺陷，提供了一种翼身融合飞机通气模型畸形流道专用测压耙设计方法，通过本方法实现了适用于翼身融合布局飞机通气试验模型畸形内流道的专用测压耙的设计。与不规则流动匹配度高，对内流道流动干扰较小，总压分布测量和内阻计算更加准确，能够满足高速风洞试验需求。

本发明目的通过下述技术方案来实现：

一种翼身融合飞机通气模型畸形流道专用测压耙设计方法，所述测压耙的设计方法至少包括如下步骤：

S1:在垂直气流方向上截取翼身融合飞机畸形内流道截面，作为特征截面；

S2:计算特征截面的面积，选用外径d的空心钢管作为测压管，按照相邻测压管间距D不小于4-5倍测压管外径d的原则确定测压管总数Q；

S3:对飞机模型划分计算网格，并进行计算模拟，获得内流和外流相互作用下畸形内流道特征截面上的静压/总压分布；

S4：根据特征截面上静压分布差异，确定静压测点总数为M；

S5：确定总压测点总数为N，且满足N＝Q-M；

S6：基于数值模拟结果获得的总压梯度大小，将特征截面划分为N个子区域；

S7：将M个静压测点靠近于特征截面的几何中心设置，并确定各个静压测点的位置坐标；

S8：在子区域内部确定N个总压测点的位置坐标，且各总压测点的坐标靠近于每个子区域的总压平均值区域设置；

S9：于测压耙耙体迎风面上设置45°-75°顺气流尖劈；

S10：按照特征截面的形状尺寸，设计测压耙耙体的横截面形状；

S11：在测压耙的耙体上设置测压管安装孔；

S12：在测压耙的耙体上设置前后贯通的中央流道；

S13：在测压耙耙体底部设置安装螺钉孔，并通过螺钉将测压耙固定安装在风洞试验段中。

根据一个优选的实施方式，所述步骤S1中截取的特征截面为靠近内流道出口端进行截取。

根据一个优选的实施方式，所述步骤S3中对飞机模型划分计算网格包括：对模型外形和内部流道划分计算网格。

根据一个优选的实施方式，所述步骤S4中，根据翼身融合飞机畸形内流道流动特性，M不大于4。

根据一个优选的实施方式，所述步骤S6中，单一子区域的面积作为权重参与子区域内部的内阻计算，并通过子区域求和方法获得整个特征截面上的内阻大小。

根据一个优选的实施方式，所述步骤S11中，所述安装孔在耙体横截面上的坐标，与静压测点、总压测点在特征截面上的坐标保持相同。

前述本发明主方案及其各进一步选择方案可以自由组合以形成多个方案，均为本发明可采用并要求保护的方案；且本发明，(各非冲突选择)选择之间以及和其他选择之间也可以自由组合。本领域技术人员在了解本发明方案后根据现有技术和公知常识可明了有多种组合，均为本发明所要保护的技术方案，在此不做穷举。

本发明的有益效果：本发明公开的测压耙的设计方法，结合数值模拟手段开展设计，测压耙外形、测压点分布与流动结果匹配度较高，内流道出口的总压分布测量准确性得以保证；专用测压耙上测压点数量合适，耙体上有顺气流尖劈和贯通流道设计，导流效果好，堵塞干扰小，测量结果能够反映内流道流动特征；每个总压测点所在的子区域面积不同，能够反应各子区域内部总压分布差异对内阻的贡献，内阻计算结果准确度较高。

因此，采用本发明的翼身融合飞机通气试验模型畸形内流道专用测压耙，与不规则流动匹配度高，对内流道流动干扰较小，总压分布测量和内阻计算更加准确，能够满足高速风洞试验需求。

附图说明

图1是本发明的畸形内流道特征截面轮廓示意图；

图2是本发明的畸形内流道特征截面静压分布示意图；

图3是本发明的畸形内流道特征截面总压分布示意图；

图4是本发明的畸形内流道特征截面子区域划分结果示意图；

图5是本发明的畸形内流道特征截面总/静压测点分布示意图；

图6是本发明的畸形内流道专用测压耙耙体俯视图；

图7是本发明的畸形内流道专用测压耙耙体后视图；

其中，1-特征截面，2-特征截面上的子区域，3-静压测点，4-总压测点，5-测压耙耙体，6-顺气流尖劈，7-安装孔，8-中央流道，9-安装螺钉孔。

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。

需要说明的是，为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。

因此，以下对本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。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。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明要指出的是，本发明中，如未特别写出具体涉及的结构、连接关系、位置关系、动力来源关系等，则本发明涉及的结构、连接关系、位置关系、动力来源关系等均为本领域技术人员在现有技术的基础上，可以不经过创造性劳动可以得知的。

实施例1：

参考图1至图7所示，本发明公开了一种翼身融合飞机通气模型畸形流道专用测压耙设计方法。所述测压耙的设计方法具体为提供翼身融合布局飞机通气试验模型畸形内流道专用测压耙的设计方法。

本实施例的试验风洞为2.4米×2.4米跨声速风洞，模拟马赫数为0.76，试验模型为翼身融合飞机通气模型，要求为翼身融合飞机畸形内流道设计专用的测压耙。

在2.4米×2.4米跨声速风洞，本实施例的具体操作过程包括如下步骤：

a)在垂直气流方向上截取翼身融合飞机畸形内流道某截面，作为特征截面1。如图1所示。优选地，要求特征截面1靠近内流道出口，受飞机模型外部绕流干扰小，方便流动参数的测量。

b)计算特征截面的面积S，选用外径1.2mm的空心钢管作为测压管，按照相邻测压管间距D不小于4-5倍测压管外径(即1.2mm)的原则确定测压管总数为Q＝32。

c)使用数值模拟方法，对飞机模型(包括模型外形和内部流道)划分计算网格。按照马赫数0.76、迎角0°的外流条件进行计算模拟，获得内流和外流相互作用下畸形内流道特征截面1上的静压/总压分布，如图2、图3所示。

d)根据图2所示，特征截面1上静压分布差异较小，确定静压测点3总数为M＝4。

e)确定总压测点4总数为N＝28(满足N＝Q-M)。

f)按照图3总压梯度大小，将特征截面1划分为N＝28个子区域2，如图4所示。划分原则为保证单一子区域2内部的总压分布差异较小，对总压梯度较大的区域(例如壁面附近边界层处)进行适当加密。在后续数据处理过程中，将单一子区域的面积作为权重参与子区域内部的内阻计算，通过子区域求和方法获得整个特征截面1上的内阻大小。

g)如图5所示，在特征截面1上确定M＝4个静压测点3的位置坐标，将其设计在特征截面1的几何中心附近。

h)如图5所示，在子区域2内部确定N＝28个总压测点4的位置坐标。确定原则为保证总压测点4的坐标位于每个子区域2的总压平均值附近。优选地，壁面附近的总压测点可向边界层方向略微移动。

i)如图6所示，在测压耙耙体5迎风面上设计45°-75°顺气流尖劈6。以增加耙体5的导流效果。

j)如图7所示，按照特征截面1的形状尺寸，设计测压耙耙体5的横截面形状。

k)如图7所示，在测压耙耙体5上设计测压管的安装孔7。安装孔7在耙体5横截面上的坐标，与静压测点3、总压测点4在图5特征截面1上的坐标保持相同。

l)如图7所示，在测压耙耙体5上设计前后贯通的中央流道8，以降低测压耙对畸形内流道流动的堵塞干扰。

m)如图7所示，在测压耙耙体5底部，设计安装螺钉孔9，通过螺钉可将测压耙固定安装在风洞试验段中。

综上，采用本发明的翼身融合飞机通气试验模型畸形内流道专用测压耙，与不规则流动匹配度高，对内流道流动干扰较小，总压分布测量和内阻计算更加准确，能够满足高速风洞试验需求。

前述本发明基本例及其各进一步选择例可以自由组合以形成多个实施例，均为本发明可采用并要求保护的实施例。本发明方案中，各选择例，与其他任何基本例和选择例都可以进行任意组合。本领域技术人员可知有众多组合。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种翼身融合飞机通气模型畸形流道专用测压耙设计方法，其特征在于，所述测压耙的设计方法至少包括如下步骤：

S1:在垂直气流方向上截取翼身融合飞机畸形内流道截面，作为特征截面；

S2:计算特征截面的面积，选用外径d的空心钢管作为测压管，按照相邻测压管间距D不小于4-5倍测压管外径d的原则确定测压管总数Q；

S3:对飞机模型划分计算网格，并进行计算模拟，获得内流和外流相互作用下畸形内流道特征截面上的静压/总压分布；

S4：根据特征截面上静压分布差异，确定静压测点总数为M；

S5：确定总压测点总数为N，且满足N＝Q-M；

S6：基于数值模拟结果获得的总压梯度大小，将特征截面划分为N个子区域；

所述步骤S6中，单一子区域的面积作为权重参与子区域内部的内阻计算，并通过子区域求和方法获得整个特征截面上的内阻大小；

S7：将M个静压测点靠近于特征截面的几何中心设置，并确定各个静压测点的位置坐标；

S8：在子区域内部确定N个总压测点的位置坐标，且各总压测点的坐标靠近于每个子区域的总压平均值区域设置；

S9：于测压耙耙体迎风面上设置45°-75°顺气流尖劈；

S10：按照特征截面的形状尺寸，设计测压耙耙体的横截面形状；

S11：在测压耙的耙体上设置测压管安装孔；

S12：在测压耙的耙体上设置前后贯通的中央流道；

S13：在测压耙耙体底部设置安装螺钉孔，并通过螺钉将测压耙固定安装在风洞试验段中。

2.根据权利要求1所述的一种翼身融合飞机通气模型畸形流道专用测压耙设计方法，其特征在于，所述步骤S1中截取的特征截面为靠近内流道出口端进行截取。

3.根据权利要求1所述的一种翼身融合飞机通气模型畸形流道专用测压耙设计方法，其特征在于，所述步骤S3中对飞机模型划分计算网格包括：对模型外形和内部流道划分计算网格。

4.根据权利要求1所述的一种翼身融合飞机通气模型畸形流道专用测压耙设计方法，其特征在于，所述步骤S4中，根据翼身融合飞机畸形内流道流动特性，M不大于4。

5.根据权利要求1所述的一种翼身融合飞机通气模型畸形流道专用测压耙设计方法，其特征在于，所述步骤S11中，所述安装孔在耙体横截面上的坐标，与静压测点、总压测点在特征截面上的坐标保持相同。

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