CN115371933A - 一种进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法，试验件为进气道与飞行器前体一体化试验件，方法包括试验方案设计、试验数据采集及试验数据处理；试验方案设计包括：试验件与测试系统的连接方式设计；试验件上布置静压测点。试验数据采集及试验数据处理包括系统调零、单试验工况下的运行参数调整、动态采集数据直至该单试验工况试验结束；试验数据修正与分析方法以非前体部分静压数据为主结合进气道性能数据与受力参数，用于对进气道与飞行器前体之间气动耦合分析。本发明设计的进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法能够探索进气道性能与飞行器前体阻力的耦合影响规律，验证飞行器前体与进气道一体化性能。

Description

一种进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法

技术领域

本发明属于航空领域，涉及飞发一体化试验技术，具体为一种进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法。

背景技术

推阻匹配问题是飞发一体化设计的核心问题，而飞行器前体与进气道一体化设计是解决推阻匹配问题的重要手段之一，实际工程设计中，飞行器前体与进气道之间的影响是相互耦合的，飞行器前体产生的流场对进气道性能会产生影响，同样进气道的工作状态同样会对飞行器前体的受力特性产生影响，因此飞行器前体与进气道一体化设计过程中，对进气道与飞行器前体之间的耦合影响试验验证，是进气道一体化设计的关键技术之一。

目前，进气道与飞行器飞行器前体一体化技术的耦合影响试验主要以仿真为主，且主要以进气道性能试验为主，但是在研究进气道与飞行器前体的耦合影响规律，特别是探究耦合情况下二者的受力特性方面的技术较少。

发明内容

为探索进气道性能与飞行器前体阻力的耦合影响规律，验证飞行器前体与进气道一体化性能，本发明设计了一种进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法。

实现发明目的的技术方案如下：一种进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法，试验件为进气道与飞行器前体一体化试验件，试验件的气动耦合试验方法包括试验方案设计、试验数据采集及试验数据处理；

其中，试验方案设计步骤，包括：

S1、试验件与测试系统的连接方式设计；

S2、试验件上非前体部分和进气道内布置静压测点。

进一步的，步骤S1中，测试系统包括试验件、测力天平、支撑结构、总压及流量控制单元、模型姿态控制单元、参数采集单元；

测力天平一端与试验件及参数采集单元进行刚性连接，另一端与支撑结构进行刚性连接；

总压及流量控制单元与试验件之间通过柔性连接结构进行连接；

试验件的非前体部分以及进气道内均布置有与参数采集单元连接的静压测点；

模型姿态控制单元与支撑结构进行刚性连接。

进一步的，步骤S2中，试验件上非前体部分的静压测点的布置方法为：

S201、根据单试验工况的模型姿态，利用数值仿真结果，以试验流场特征为基础，依据表面静压相似原则将试验件非前体划分为若干个特征区域；

S202、在各特征区域布置静压测点，并获取各特征区域在测力坐标系下X、Y、Z方向的投影面积以及重心坐标。

其中，进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法中，试验数据采集及试验数据处理步骤，包括：

S3、试验件与测试系统连接，并对测力天平及参数采集单元调零，开始采集动态数据并风洞起动；

S4、风洞稳定后，调整试验件单试验工况下的运行参数；

S5、待试验件运行稳定后，动态采集静压测点的静压数据、稳态性能数据、测力数据直至该单试验工况试验结束；

S6、重复步骤S4~S5，直至完成所有单试验工况的试验；

S7、对采集的各单试验工况下的试验数据进行修正，并进行进气道与飞行器前体之间气动耦合分析。

进一步的，步骤S4中运行参数包括攻角、侧滑角、总压及流量。

进一步的，步骤S7，对采集的各单试验工况下的试验数据修正的方法，包括：

S701、依据各特征区域的静压数据和其在测力坐标系下X、Y、Z方向的投影面积，计算试验件非前体部分所受阻力；

S702、基于试验件非前体部分所受阻力、试验件的质心坐标，对测力数据进行修正，获取试验件非前体部分的气动力。

进一步的，步骤S701中试验件非前体部分所受阻力的计算方法为：

S6711、分别计算特征区域的静压数据与其在测力坐标系下X、Y、Z方向的投影面积，将静压数据与各坐标轴方向投影面积的乘积作为该特征区域在测力坐标系下的X方向气动力、Y方向气动力、Z方向气动力；

S7012、将X方向气动力、Y方向气动力、Z方向气动力的和作为试验件非前体部分所受阻力。

进一步的，步骤S702中试验件非前体部分的气动力的获取方法为：

根据特征区域的重心坐标、试验件的质心坐标、测力数据，利用静力守恒和静力矩守恒，根据下述公式计算试验件前体的气动力：

，其中，

为天平测到的气动力在坐标系下沿x方向的分力；

为前体受到的气动力沿坐标系下沿x方向的分力，其由试验直接采集得到；

为欸内流阻力沿坐标系下沿x方向的分力，其可以根据进气道内流参数得到；

为底阻沿坐标系下沿x方向的分力，其可以根据进气道内流参数得到；

为柔性连接附加轴向力沿坐标系下x方向的分力，其可以根据柔性连接的具体方式得到；

为试验件非前体部分在x坐标方向受到的气动力。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明设计的进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法，用于探索进气道性能与飞行器前体阻力的耦合影响规律，验证飞行器前体与进气道一体化性能。

测试系统装配时，通过总压及流量控制单元与试验件柔性连接，能够减少测量误差，同时提出了前体部分受力修正方法，修正前体受力特性，提高测力试验中的前体受力测量精度。

在试验流程中将性能测试流程与测力流程结合，在准稳态假设的前提下可以对进气道性能变化对前体受力产生的影响，及前体不同姿态条件下对进气道性能产生的影响进行试验研究。

本发明设计的气动耦合试验方法与传统的进气道性能试验、飞行器测力试验相比，本试验方法将二者合二为一，节约了试验成本，同时对于一体化试验中存在的耦合测力问题，提出了基于试验数据的修正方法，能够有效将前体受力情况剥离，便于通进气道状态联立对比，分析前体进气道耦合影响规律，为进前一体化设计技术奠定基础。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，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为具体实施方式中进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法的结构示意图；

图2为具体实施方式中进气道与飞行器前体之间气动耦合试验的测试系统的流程示意图；

其中，2.测力天平：4.支撑结构：6.模型姿态控制单元；8.试验件：10.总压及流量控制单元：11.非前体部分；12.柔性连接结构。

具体实施方式

下面结合具体实施例来进一步描述本发明，本发明的优点和特点将会随着描述而更为清楚。但这些实施例仅是范例性的，并不对本发明的范围构成任何限制。本领域技术人员应该理解的是，在不偏离本发明的精神和范围下可以对本发明技术方案的细节和形式进行修改或替换，但这些修改和替换均落入本发明的保护范围内。

在本实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，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创造的限制。

此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

本具体实施方式提供了一种进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法，试验件为进气道与飞行器前体一体化试验件，试验件的气动耦合试验方法包括试验方案设计、试验数据采集及试验数据处理。

其中，参阅图1和图2所示，试验方案设计步骤，包括：

S1、试验件与测试系统的连接方式设计。

本步骤中，参阅图1所示，测试系统包括试验件8、测力天平2、支撑结构4、总压及流量控制单元10、模型姿态控制单元6、参数采集单元。

具体的，参阅图1所示，测试系统中，测力天平2一端与试验件8及参数采集单元进行刚性连接，另一端与支撑结构4进行刚性连接，测力天平2用于测量试验件8的受力情况；总压及流量控制单元10与试验件8之间通过柔性连接结构12进行连接，为试验件8提供单试验工况下所需的总压及流量；试验件8的非前体部分以及进气道内均布置有与参数采集单元连接的静压测点；模型姿态控制单元6与支撑结构4进行刚性连接，用来控制试验件8的姿态。本实施例中，除了总压及流量控制单元10与试验件8为柔性连接外，其余部件之间的连接结构均为刚性连接。

试验件8上的非前体部分11上的静压测点是根据飞行器前体与进气道形成的波系结构进行布置，根据静压测点上测得静压数据对测力天平2的测力结构进行修正。

S2、试验件上非前体部分和进气道内布置静压测点。

本步骤中，进气道内布置的静压测点与现有的进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法中在进气道内布置静压测点的方法相同，在此不再对其进行详细说明。

本步骤中，试验件非前体部分静压测点的布置方法为：

S201、根据单试验工况的模型姿态，利用数值仿真结果，以试验流场特征为基础，依据表面静压相似原则将试验件非前体划分为若干个特征区域；

S202、在各特征区域布置静压测点，并获取各特征区域在测力坐标系下X、Y、Z方向的投影面积以及重心坐标。

具体的，在某一个特征区域i布置静压测点，则该特征区域i在测力坐标系下X、Y、Z方向的投影面积分别为

，

，

，其重心坐标为

。

其中，进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法中，参阅图2所示，试验数据采集及试验数据处理步骤，包括：

S3、试验件与测试系统连接，并对测力天平及参数采集单元调零，开始采集动态数据并风洞起动。

S4、风洞稳定后，调整试验件单试验工况下的运行参数。

本步骤中运行参数包括攻角、侧滑角、总压及流量，单试验工况下的总压及流量由总压及流量控制单元10控制及提供。

S5、待试验件运行稳定后，动态采集静压测点的静压数据、稳态性能数据、测力数据直至该单试验工况试验结束。

本步骤中，试验件运行稳定的时间应不少于3秒。

其中，静压数据和稳态性能数据均是通过参数采集单元采集并记录，测力数据是通过测力天平2采集。

S6、重复步骤S4~S5，直至完成所有单试验工况的试验。

S7、对采集的各单试验工况下的试验数据进行修正，并进行进气道与飞行器前体之间气动耦合分析。

本步骤中，对采集的各单试验工况下的试验数据修正的方法，包括：

S701、依据各特征区域的静压数据和其在测力坐标系下X、Y、Z方向的投影面积，计算试验件非前体部分所受阻力；

S702、基于试验件非前体部分所受阻力、试验件的质心坐标，对测力数据进行修正，获取试验件非前体部分的气动力。

进一步的，步骤S701中试验件非前体部分所受阻力的计算方法为：

S7011、分别计算特征区域的静压数据与其在测力坐标系下X、Y、Z方向的投影面积，将静压数据与各坐标轴方向投影面积的乘积作为该特征区域在测力坐标系下的X方向气动力、Y方向气动力、Z方向气动力；

S7012、将X方向气动力、Y方向气动力、Z方向气动力的和作为试验件非前体部分所受阻力；

其中，步骤S7011中特征区域在测力坐标系下的X方向气动力、Y方向气动力、Z方向气动力分别为：

，

，

，其中，

为特征区域中的静压测点测得静压值；

为在特征区域X方向的投影面积；

为第

个静压测点；

为在特征区域Y方向的投影面积；

为在特征区域Z方向的投影面积。

步骤702中，试验件非前体部分的气动力的获取方法为：

根据特征区域的重心坐标、试验件的质心坐标、测力数据，利用静力守恒和静力矩守恒，根据下述公式计算试验件前体的气动力：

，其中，

为天平测到的气动力在坐标系下沿x方向的分力；

为前体受到的气动力沿坐标系下沿x方向的分力，其由试验直接采集得到；

为欸内流阻力沿坐标系下沿x方向的分力，其可以根据进气道内流参数得到；

为底阻沿坐标系下沿x方向的分力，其可以根据进气道内流参数得到；

为柔性连接附加轴向力沿坐标系下x方向的分力，其可以根据柔性连接的具体方式得到；

为试验件非前体部分在x坐标方向受到的气动力。

最终通过修正可获得前体受力情况及其他相关阻力的具体变化，并对照进气道状态进行分析，进而得到进气道与前体一体化耦合影响规律。

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、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (8)

1.一种进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法，试验件为进气道与飞行器前体一体化试验件，其特征在于，试验件的气动耦合试验方法包括试验方案设计、试验数据采集及试验数据处理；

其中，试验方案设计步骤，包括：

S1、试验件与测试系统的连接方式设计；

S2、试验件上非前体部分和进气道内布置静压测点。

2.根据权利要求1所述的进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法，其特征在于，步骤S1中，测试系统包括试验件、测力天平、支撑结构、总压及流量控制单元、模型姿态控制单元、参数采集单元；

测力天平一端与试验件及参数采集单元进行刚性连接，另一端与支撑结构进行刚性连接；

总压及流量控制单元与试验件之间通过柔性连接结构进行连接；

试验件的非前体部分以及进气道内均布置有与参数采集单元连接的静压测点；

模型姿态控制单元与支撑结构进行刚性连接。

3.根据权利要求1或2所述的进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法，其特征在于，步骤S2中，试验件上非前体部分的静压测点的布置方法为：

S201、根据单试验工况的模型姿态，利用数值仿真结果，以试验流场特征为基础，依据表面静压相似原则将试验件非前体划分为若干个特征区域；

S202、在各特征区域布置静压测点，并获取各特征区域在测力坐标系下X、Y、Z方向的投影面积以及重心坐标。

4.根据权利要求1所述的进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法，其特征在于，试验数据采集及试验数据处理步骤，包括：

S3、试验件与测试系统连接，并对测力天平及参数采集单元调零，开始采集动态数据并风洞起动；

S4、风洞稳定后，调整试验件单试验工况下的运行参数；

S5、待试验件运行稳定后，动态采集静压测点的静压数据、稳态性能数据、测力数据直至该单试验工况试验结束；

S6、重复步骤S4~S5，直至完成所有单试验工况的试验；

S7、对采集的各单试验工况下的试验数据进行修正，并进行进气道与飞行器前体之间气动耦合分析。

5.根据权利要求4所述的进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法，其特征在于，步骤S4中运行参数包括攻角、侧滑角、总压及流量。

6.根据权利要求4所述的进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法，其特征在于，步骤S7中，对采集的各单试验工况下的试验数据修正的方法，包括：

S701、依据各特征区域的静压数据和其在测力坐标系下X、Y、Z方向的投影面积，计算试验件非前体部分所受阻力；

S702、基于试验件非前体部分所受阻力、试验件的质心坐标，对测力数据进行修正，获取试验件非前体部分的气动力。

7.根据权利要求6所述的进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法，其特征在于，步骤S701中试验件非前体部分所受阻力的计算方法为：

S7011、分别计算特征区域的静压数据与其在测力坐标系下X、Y、Z方向的投影面积，将静压数据与各坐标轴方向投影面积的乘积作为该特征区域在测力坐标系下的X方向气动力、Y方向气动力、Z方向气动力；

S7012、将X方向气动力、Y方向气动力、Z方向气动力的和作为试验件非前体部分所受阻力。

8.根据权利要求6所述的进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法，其特征在于：步骤S702中试验件非前体部分的气动力的获取方法为：

根据特征区域的重心坐标、试验件的质心坐标、测力数据，利用静力守恒和静力矩守恒，根据下述公式计算试验件前体的气动力：

，其中，

为天平测到的气动力在坐标系下沿x方向的分力；

为前体受到的气动力沿坐标系下沿x方向的分力，其由试验直接采集得到；

为欸内流阻力沿坐标系下沿x方向的分力，其可以根据进气道内流参数得到；

为底阻沿坐标系下沿x方向的分力，其可以根据进气道内流参数得到；

为柔性连接附加轴向力沿坐标系下x方向的分力，其可以根据柔性连接的具体方式得到；

为试验件非前体部分在x坐标方向受到的气动力。

Images