CN113514222A - 一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置和方法 - Google Patents

一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置和方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置和方法，飞行器模型按照中心左右对称面分为左右两个模型，其中一个模型为测量半模型，另一个模型为映像半模型，测量天平安装于测量半模型内，天平座分别连接测量天平及映像支撑杆，映像半模型与映像支撑杆固连，天平座末端与侧支撑臂连接，侧支撑臂与侧窗固连，通过侧窗绕其自身的转动实现飞行器攻角的变化。试验中通过测量半模型的测量结果及模型的对称关系可得到飞行器全模型的气动力，实现飞行器模型无支撑干扰的气动特性测量。

Description

一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置和方法
技术领域
本发明涉及一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置和方法，属于高速风洞试验技术、飞行器飞行力学领域。
背景技术
对于具有吸气式进气道的飞行器，在风洞中进行气动特性测量时，需要进行通气模型的气动力测量试验。传统的通气模型试验方法是模型内放置天平，天平通过尾支杆与攻角机构连接，通过天平测得模型的气动特性，而传统的通气模型试验方法是基于进气道尾喷管为对称外形，且尾支杆对进气道的流通特性影响很小。对于具有大尺寸吸气式进气道飞行器模型，其进气道尾喷管尺寸较大，模型往往是薄壁喷管，且进气道尾喷管也不是对称外形，尾支杆对进气道流动的干扰大且无法修正，用传统的通气模型试验方法时会造成试验精度较差，不能完全反映飞行器的气动特性。
常规飞行器为左右对称模型，常规半模支撑试验为将半模型通过天平及天平座固连于风洞侧窗，通过侧窗的转动实现模型攻角的变化，该支撑形式可以避免常规的支撑干扰，但也会带来风洞侧壁的干扰，而且该支撑形式仅可以进行左右对称模型攻角方向姿态变化的测量，对于侧滑角方向姿态变化时，测量结果精度较差。对于具有大尺寸吸气式进气道飞行器模型，进行常规半模试验时，进气道的中心平面是风洞侧窗壁面，试验中造成进气道的中心平面流动与实际状况差异加大且无法修正，无法准确测量飞行器的气动特性。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置和方法，用于具有大尺寸吸气式进气道飞行器模型在高速风洞试验中，实现具有大尺寸吸气式进气道飞行器模型的内外流动完全模拟的试验测量，提高测量精度。
本发明解决的技术方案是：一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置，测量装置包括测量半模型、映像半模型、测量天平、映像支撑杆、侧支撑臂、侧窗、天平座，其中：
吸气式进气道飞行器通气模型用于模拟吸气式进气道飞行器，由纵向对称面分为两个半模型，测量半模型为其中一个半模型，映像半模型为另一个半模型；
测量半模型中部避开进气道位置设有测量天平及天平座的安装槽，在该安装槽内，测量天平一端与测量半模型固定连接在一起，另一端与天平座固定连接在一起；天平座的另一半穿过映像半模型上的通孔与侧支撑臂的一端固定连接；
映像半模型中部避开进气道位置设有映像支撑杆的安装槽，该安装槽与用于放置天平座的通孔相通，在该安装槽内，映像支撑杆一端与映像半模型固定连接在一起，另一端与位于映像半模型通孔内的天平座固定连接在一起；
测量天平与映像支撑杆的结构特征相同、安装位置相对；天平座与测量半模型、映像半模型之间均留有间隙；测量半模型与映像半模型密封隔离，并且两者之间留有间隙；
侧支撑臂的另一端与风洞侧窗固连，通过风洞侧窗转动带动侧支撑臂、天平座、测量半模型及映像半模型旋转，实现飞行器模型随攻角的变化，通过测量天平对测量半模型随攻角变化受到的气动力和气动力矩进行测量，通过测量半模型与全模型的对称关系，可得到全模型随攻角变化的气动力和气动力矩测量。
优选地，所述天平座与侧支撑臂连接处设置有侧滑块，通过更换不同角度的侧滑块，实现飞行器在不同侧滑角下的气动力和气动力矩测量试验。
优选地，天平座与测量半模型、映像半模型之间均留有间隙不小于2mm。
优选地，所述测量半模型与映像半模型之间的间隙不大于吸气式进气道飞行器通气模型横向最大尺寸的1％。
优选地，所述侧支撑臂设计成V型结构，使得吸气式进气道飞行器通气模型的中心在风洞侧窗旋转轴线的延长线上，保证窗盘转动进行攻角变化时模型始终处于风洞流场的中心区域。
优选地，所述测量半模型靠近整个吸气式进气道飞行器通气模型对称面部分设置第一迷宫密封件，第一迷宫密封件与测量半模型固连但不与测量天平及天平座接触。
优选地，所述映像半模型靠近整个吸气式进气道飞行器通气模型对称面部分设置第二迷宫密封件，第二迷宫密封件与映像半模型固连但不与映像支撑杆及天平座接触。
基于上述装置，本发明还提出了一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量方法，该方法包括如下步骤：
S1-1、获取测量天平测量得到的测量半模型随攻角变化的气动力和气动力矩；
S1-2、通过测量半模型的测量结果及模型的对称关系，计算得到吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力和气动力矩。
所述步骤S1-2中，吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力和气动力矩计算公式如下：
Figure BDA0003104641350000031
其中，Fx、Fy、Fz为吸气式进气道飞行器通气模型本体坐标系下三个方向的气动力分量，Mx、My、My为吸气式进气道飞行器通气模型本体坐标系下三个方向的气动力矩，上小标定义如下：
Figure BDA0003104641350000041
表示侧滑角为0°、攻角为α时吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力，
Figure BDA0003104641350000042
表示侧滑角为0°、攻角为α时测量半模型的气动力；
Figure BDA0003104641350000043
表示侧滑角为0°、攻角为α时吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力矩，
Figure BDA0003104641350000044
表示侧滑角为0°、攻角为α时测量半模型的气动力矩。
优选的，本发明还提出了一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量方法，该方法包括如下步骤：
S2-1、调整吸气式进气道飞行器通气模型的为正侧滑状态，进行一次气动力测量试验，获得测量天平测量得到的测量半模型随正侧滑角变化的气动力和气动力矩；
S2-2、调整吸气式进气道飞行器通气模型的为负侧滑状态，进行一次气动力测量试验，获得测量天平测量得到的测量半模型随负侧滑角变化的气动力和气动力矩；
S2-3、根据正、负侧滑角时，测量半模型随正、负侧滑角变化的气动力和气动力矩、模型的对称关系，求得吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力和气动力矩。
所述步骤S2-3中，吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力和气动力矩的计算公式如下：
Figure BDA0003104641350000045
式中，Fx、Fy、Fz为飞行器本体坐标系下三个方向的气动力分量，Mx、My、My为飞行器本体坐标系下三个方向的气动力矩，上小标定义如下：
Figure BDA0003104641350000051
表示侧滑角为β、攻角为α时吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力，
Figure BDA0003104641350000052
表示侧滑角为-β、攻角为α时测量半模型的气动力，
Figure BDA0003104641350000053
表示侧滑角为β测量半模型的气动力；
Figure BDA0003104641350000054
表示侧滑角为β、攻角为α时吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力矩，
Figure BDA0003104641350000055
表示侧滑角为β、攻角为α时测量半模型的气动力矩，
Figure BDA0003104641350000056
表示侧滑角为-β、攻角为α测量半模型的气动力矩。
本发明与现有技术相比有益效果为：
(1)、本发明通过将模型分为测量半模型和映像半模型，试验中通过天平测量半模型的气动力，通过模型的对称关系可得到全模型的气动特性，且试验无支撑干扰，试验精准度高。
(2)、本发明测量时的干扰量为映像半模型对测量半模型的干扰量，而该干扰量恰是真实飞行器自身存在的，同时进气道内部的流动特性能构完全真实模拟，试验测量的精准度较高。
(3)、本发明天平座与测量半模型、映像半模型之间均留有间隙，防止模型受载变形时测量半模型与映像半模型接触造成测量数据失真。同时该间隙不能过大，造成模型与真实外形的失真。
(4)、本发明测量半模型、映像半模型封装，保证模型上下不发生窜流现象以及模型进气道内部气流和飞行器外部气流不发生窜流现象，而造成试验数据失真。
(5)、本发明天平座与侧支撑臂连接处设置有侧滑块，通过更换不同角度的侧滑块，实现飞行器在不同侧滑角下的气动力和气动力矩测量试验。
(6)、本发明侧支撑臂设计成V型结构，使得吸气式进气道飞行器通气模型的中心在风洞侧窗旋转轴线的延长线上，使得模型在进行攻角变化时始终处于风洞中心位置，可实现较大角度范围的试验，且风洞洞壁干扰变化不大。
(7)、本发明设计的测量方法，能够完全反映进气道内部流动的真实情况，试验逼真度高。
附图说明
图1是本发明所述的通气模型气动力试验测量方法示意图；
图2是本发明所述的通气模型剖面示意图；
图3是本发明所述的通气模型迷宫密封件示意图；
图4是本发明所述的侧滑角度块结构示意图；
图中标记如下：
1-风洞侧壁，2-侧窗，3-侧支撑臂，4-测量半模型，5-映像半模型，6-天平座，7-测量天平，8-映像支撑杆，9-第一迷宫密封件，10-第一迷宫密封件，11-侧滑块，12-进气道。
具体实施方式
以下结合附图和实施例对本发明进行详细描述。
实施例1：
如图1、图2所示，本发明提供了一种吸气式进气道飞行器通气模型试验测量装置，能够完全模拟具有大尺寸吸气式进气道飞行器模型的内外流动完全模拟的试验测量。该装置包括测量半模型4、映像半模型5、测量天平7、映像支撑杆8、侧支撑臂3、侧窗2、天平座6，其中：
吸气式进气道飞行器通气模型用于模拟吸气式进气道飞行器，由纵向对称面分为两个半模型，测量半模型4为其中一个半模型，映像半模型5为另一个半模型，测量半模型及映像半模型需保证其外形尺寸及进气道内部结构与飞行器相同。
测量半模型4中部避开进气道位置设有测量天平及天平座6的安装槽，在该安装槽内，测量天平7一端与测量半模型4固定连接在一起，另一端与天平座固定连接在一起；映像半模型远离全模型对称面部分设置供天平座安装的孔，天平座的另一半穿过映像半模型5侧面上的通孔与侧支撑臂3的一端固定连接。
映像半模型5中部避开进气道位置设有映像支撑杆8的安装槽，该安装槽与用于放置天平座的通孔相通，在该安装槽内，映像支撑杆8一端与映像半模型5固定连接在一起，另一端与位于映像半模型5通孔内的天平座固定连接在一起。
测量天平7与映像支撑杆8的结构特征相同、安装位置相对，即：，天平座并排连接测量天平和映像支撑杆，保证测量半模型及映像半模型在气流中受载荷时相对于天平座的变形一致。天平座与测量半模型4、映像半模型5之间均留有间隙；测量半模型4与映像半模型5密封隔离，并且两者之间留有间隙，防止模型受载变形时与天平座接触从而造成测量数据失真。
侧支撑臂3的另一端与风洞侧窗2固连，通过风洞侧窗2转动带动侧支撑臂3、天平座、测量半模型4及映像半模型5旋转，实现飞行器模型随攻角的变化，通过测量天平7对测量半模型4随攻角变化受到的气动力和气动力矩进行测量，通过测量半模型与全模型的对称关系，可得到全模型随攻角变化的气动力和气动力矩测量，实现飞行器模型无无支撑干扰的气动特性测量。
优选地，天平座与测量半模型4、映像半模型5之间均留有间隙不小于2mm，防止模型受载变形时测量半模型与映像半模型接触造成测量数据失真。同时该间隙不能过大，造成模型与真实外形的失真。
优选地，所述测量半模型4与映像半模型5之间的间隙不大于吸气式进气道飞行器通气模型横向最大尺寸的1％。
优选地，所述侧支撑臂3设计成V型结构，使得吸气式进气道飞行器通气模型的中心在风洞侧窗2旋转轴线的延长线上，保证窗盘转动进行攻角变化时模型始终处于风洞流场的中心区域。
优选地，所述测量半模型4靠近整个吸气式进气道飞行器通气模型对称面部分设置第一迷宫密封件9，第一迷宫密封件9与测量半模型固连但不与测量天平7及天平座接触，保证模型上下不发生窜流现象以及模型进气道内部气流和飞行器外部气流不发生窜流现象，而造成试验数据失真。
如图3所示，优选地，所述映像半模型5靠近整个吸气式进气道飞行器通气模型对称面部分设置第二迷宫密封件10，第二迷宫密封件10与映像半模型固连但不与映像支撑杆8及天平座接触。第一迷宫密封件和第二迷宫密封件之间不接触。测量半模型、映像半模型、迷宫密封件9、第二迷宫密封件10一起构成完整的吸气式进气道飞行器通气模型。
基于上述的装置，本发明还提供了一种吸气式进气道飞行器通气模型试验测量方法，该方法包括如下步骤：
S1-1、获取测量天平7测量得到的测量半模型4随攻角变化的气动力和气动力矩；
S1-2、通过测量半模型4的测量结果及模型的对称关系，计算得到飞行器全模型的气动力和启动力矩，具体计算公式如下：
Figure BDA0003104641350000081
其中，Fx、Fy、Fz为吸气式进气道飞行器通气模型本体坐标系下三个方向的气动力分量，Mx、My、My为吸气式进气道飞行器通气模型本体坐标系下三个方向的气动力矩，上小标定义如下：
Figure BDA0003104641350000082
表示侧滑角为0°、攻角为α时吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力，
Figure BDA0003104641350000083
表示侧滑角为0°、攻角为α时测量半模型的气动力；
Figure BDA0003104641350000084
表示侧滑角为0°、攻角为α时吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力矩，
Figure BDA0003104641350000085
表示侧滑角为0°、攻角为α时测量半模型的气动力矩。
实施例2：
如图4所示，优选地，所述天平座与侧支撑臂3连接处设置有侧滑块11，通过更换不同角度的侧滑块11，实现飞行器在不同侧滑角下的气动力和气动力矩测量试验。
进一步地，由于上述装置还有调节侧滑角的功能，本发明还提供了第二种吸气式进气道飞行器通气模型试验测量方法，该方法包括如下步骤：
S2-1、调整吸气式进气道飞行器通气模型的为正侧滑状态，进行一次气动力测量试验，获得测量天平7测量得到的测量半模型4随正侧滑角变化的气动力和气动力矩；
S2-2、调整吸气式进气道飞行器通气模型的为负侧滑状态，进行一次气动力测量试验，获得测量天平7测量得到的测量半模型4随负侧滑角变化的气动力和气动力矩；
S2-3、根据正、负侧滑角时，测量半模型4随正、负侧滑角变化的气动力和气动力矩、模型的对称关系，求得吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力和气动力矩；具体计算公式如下：
Figure BDA0003104641350000091
式中，Fx、Fy、Fz为飞行器本体坐标系下三个方向的气动力分量，Mx、My、My为飞行器本体坐标系下三个方向的气动力矩，上小标定义如下：
Figure BDA0003104641350000092
表示侧滑角为β、攻角为α时吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力，
Figure BDA0003104641350000093
表示侧滑角为-β、攻角为α时测量半模型的气动力，
Figure BDA0003104641350000094
表示侧滑角为β测量半模型的气动力；
Figure BDA0003104641350000095
表示侧滑角为β、攻角为α时吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力矩，
Figure BDA0003104641350000101
表示侧滑角为β、攻角为α时测量半模型的气动力矩，
Figure BDA0003104641350000102
表示侧滑角为-β、攻角为α测量半模型的气动力矩。
本发明虽然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，都可以做出可能的变动和修改，因此，本发明的保护范围应当以本发明权利要求所界定的范围为准。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (11)

1.一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置，其特征在于包括测量半模型(4)、映像半模型(5)、测量天平(7)、映像支撑杆(8)、侧支撑臂(3)、侧窗(2)、天平座(6)，其中：
吸气式进气道飞行器通气模型用于模拟吸气式进气道飞行器，由纵向对称面分为两个半模型，测量半模型(4)为其中一个半模型，映像半模型(5)为另一个半模型；
测量半模型(4)中部避开进气道位置设有测量天平及天平座(6)的安装槽，在该安装槽内，测量天平(7)一端与测量半模型(4)固定连接在一起，另一端与天平座固定连接在一起；天平座的另一半穿过映像半模型(5)上的通孔与侧支撑臂(3)的一端固定连接；
映像半模型(5)中部避开进气道位置设有映像支撑杆(8)的安装槽，该安装槽与用于放置天平座的通孔相通，在该安装槽内，映像支撑杆(8)一端与映像半模型(5)固定连接在一起，另一端与位于映像半模型(5)通孔内的天平座固定连接在一起；
测量天平(7)与映像支撑杆(8)的结构特征相同、安装位置相对；天平座与测量半模型(4)、映像半模型(5)之间均留有间隙；测量半模型(4)与映像半模型(5)密封隔离，并且两者之间留有间隙；
侧支撑臂(3)的另一端与风洞侧窗(2)固连，通过风洞侧窗(2)转动带动侧支撑臂(3)、天平座、测量半模型(4)及映像半模型(5)旋转，实现飞行器模型随攻角的变化，通过测量天平(7)对测量半模型(4)随攻角变化受到的气动力和气动力矩进行测量，通过测量半模型与全模型的对称关系，可得到全模型随攻角变化的气动力和气动力矩测量。
2.根据权利要求1所述的一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置，其特征在于所述天平座与侧支撑臂(3)连接处设置有侧滑块(11)，通过更换不同角度的侧滑块(11)，实现飞行器在不同侧滑角下的气动力和气动力矩测量试验。
3.根据权利要求1所述的一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置，其特征在于天平座与测量半模型(4)、映像半模型(5)之间均留有间隙不小于2mm。
4.根据权利要求1所述的一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置，其特征在于所述测量半模型(4)与映像半模型(5)之间的间隙不大于吸气式进气道飞行器通气模型横向最大尺寸的1％。
5.根据权利要求1所述的一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置，其特征在于所述侧支撑臂(3)设计成V型结构，使得吸气式进气道飞行器通气模型的中心在风洞侧窗(2)旋转轴线的延长线上，保证窗盘转动进行攻角变化时模型始终处于风洞流场的中心区域。
6.根据权利要求1所述的一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置，其特征在于所述测量半模型(4)靠近整个吸气式进气道飞行器通气模型对称面部分设置第一迷宫密封件(9)，第一迷宫密封件(9)与测量半模型固连但不与测量天平(7)及天平座接触。
7.根据权利要求1所述的一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置，其特征在于所述映像半模型(5)靠近整个吸气式进气道飞行器通气模型对称面部分设置第二迷宫密封件(10)，第二迷宫密封件(10)与映像半模型固连但不与映像支撑杆(8)及天平座接触。
8.基于权利要求1所述装置的一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量方法，其特征在于包括如下步骤：
S1-1、获取测量天平(7)测量得到的测量半模型(4)随攻角变化的气动力和气动力矩；
S1-2、通过测量半模型(4)的测量结果及模型的对称关系，计算得到吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力和气动力矩。
9.基于权利要求8所述的一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量方法，其特征在于所述步骤S1-2中，吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力和气动力矩计算公式如下：
Figure FDA0003104641340000031
其中，Fx、Fy、Fz为吸气式进气道飞行器通气模型本体坐标系下三个方向的气动力分量，Mx、My、My为吸气式进气道飞行器通气模型本体坐标系下三个方向的气动力矩，上小标定义如下：
Figure FDA0003104641340000032
表示侧滑角为0°、攻角为α时吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力，
Figure FDA0003104641340000033
表示侧滑角为0°、攻角为α时测量半模型的气动力；
Figure FDA0003104641340000034
表示侧滑角为0°、攻角为α时吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力矩，
Figure FDA0003104641340000035
表示侧滑角为0°、攻角为α时测量半模型的气动力矩。
10.基于权利要求2所述装置的一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量方法，其特征在于包括如下步骤：
S2-1、调整吸气式进气道飞行器通气模型的为正侧滑状态，进行一次气动力测量试验，获得测量天平(7)测量得到的测量半模型(4)随正侧滑角变化的气动力和气动力矩；
S2-2、调整吸气式进气道飞行器通气模型的为负侧滑状态，进行一次气动力测量试验，获得测量天平(7)测量得到的测量半模型(4)随负侧滑角变化的气动力和气动力矩；
S2-3、根据正、负侧滑角时，测量半模型(4)随正、负侧滑角变化的气动力和气动力矩、模型的对称关系，求得吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力和气动力矩。
11.基于权利要求10所述的一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量方法，其特征在于所述步骤S2-3中，吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力和气动力矩的计算公式如下：
Figure FDA0003104641340000041
式中，Fx、Fy、Fz为飞行器本体坐标系下三个方向的气动力分量，Mx、My、My为飞行器本体坐标系下三个方向的气动力矩，上小标定义如下：
Figure FDA0003104641340000042
表示侧滑角为β、攻角为α时吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力，
Figure FDA0003104641340000043
表示侧滑角为-β、攻角为α时测量半模型的气动力，
Figure FDA0003104641340000044
表示侧滑角为β测量半模型的气动力；
Figure FDA0003104641340000045
表示侧滑角为β、攻角为α时吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力矩，
Figure FDA0003104641340000046
表示侧滑角为β、攻角为α时测量半模型的气动力矩，
Figure FDA0003104641340000047
表示侧滑角为-β、攻角为α测量半模型的气动力矩。
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