CN117848664A - 一种飞机模型着水试验气动升力修正补偿方法及试验装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种飞机模型着水试验气动升力修正补偿方法及试验装置，属于飞机模型水动力试验技术领域，该方法先进行飞机模型水池气动试验，基于傅汝德相似准则得到水池实验室环境下飞机模型气动升力值曲线；将其与飞机风洞试验结果进行对比；不改变机翼面积，调整襟翼长度，再次进行飞机模型水池气动试验，直至飞机模型气动升力模拟精度达到阈值，并在该襟翼长度下改变飞机模型的俯仰姿态角，以及升降舵偏角，得到飞机模型水池实验室环境下的气动升力系数曲线和气动力矩系数曲线；解决飞机模型与实机雷诺数不相等引起的气动升力与实机不相似问题，实现飞机模型水动力试验中气动升力高精度模拟技术，为准确进行飞机模型着水载荷试验提供可靠手段。
Description
技术领域
本发明属于飞机模型水动力试验技术领域，尤其涉及一种飞机模型着水试验气动升力修正补偿方法及试验装置。
背景技术
水面飞行器水面起降产生的着水载荷是其结构设计和强度校核的重要输入条件，合理准确的计算着水载荷是关乎到飞机大载重、高抗浪、远航程能力的实现。采用飞机模型试验是准确评估着水载荷的重要手段之一，由于飞机模型着水同时受到气动力、水动力的作用，从相似理论来说，飞机模型与实机需要满足几何相似、雷诺数相似和傅汝德相似，由于空气密度无法缩比，模型与实机在实验室条件下达不到雷诺数相似，导致模型气动升力与实机不相似，飞机模型着水试验是全脱开的，难以通过拖车卸载装置进行机翼气动升力补偿，造成着水模型试验精度不高。
因此，需形成着水模型气动升力相似修正补偿方法，实现缩比模型机翼气动升力与实机满足傅汝德相似，提高飞机模型着水载荷试验结果精度。
发明内容
为解决因空气密度无法缩比，模型与实机在实验室条件下达不到雷诺数相似，导致模型气动升力与实机不相似，飞机模型着水试验是全脱开的，难以通过拖车卸载装置进行机翼气动升力补偿，造成着水模型试验精度不高的问题，本发明提供一种飞机模型着水试验气动升力修正补偿方法及试验装置，实现缩比模型机翼气动升力与实机满足傅汝德相似，提高飞机模型着水载荷试验结果精度。所述技术方案如下：
第一方面，提供一种试验装置，用于飞机模型水池气动试验，其特征在于，所述装置包括：测桥2、导航杆3、导航片4、六分力天平6、第一升沉杆7、二自由度装置8、第二升沉杆9、单分力天平10、连杆11，在进行飞机模型水池气动试验时，将六分力天平6安装在飞机模型13重心处，六分力天平6通过二自由度装置8与第一升沉杆7固定连接，将第一升沉杆7与拖车1上的测桥2连接，将测桥2上的导航杆3插入飞机模型13前部导航片4中，调节飞机模型13的位置，使飞机中纵剖面与拖车1前进方向保持一致，将飞机模型13尾部与连杆11轴承连接；将连杆11通过单分力天平10与第二升沉杆9连接，并保持连杆11与第二升沉杆9在一条直线上，确保连杆11垂直于水平面。
第二方面，提供一种飞机模型着水试验气动升力修正补偿方法，所述方法包括：
进行飞机模型水池气动试验，基于傅汝德相似准则得到水池实验室环境下飞机模型气动升力值曲线；并将飞机模型气动升力值与飞机风洞试验结果进行对比，飞机风洞试验结果为飞机风洞试验相同构型下的实机气动升力；
不改变机翼面积，调整襟翼长度以增大飞机模型气动升力值，再次进行飞机模型水池气动试验，直至飞机模型气动升力模拟精度达到阈值，并在该襟翼长度下改变飞机模型的俯仰姿态角，以及升降舵偏角，得到飞机模型水池实验室环境下的气动升力系数曲线和气动力矩系数曲线。
可选地，采用如第一方面所述的试验装置进行飞机模型水池气动试验。
可选地，确定飞机模型气动升力值Fzm的过程包括：
通过二自由度装置8调节飞机俯仰姿态角，并通过飞机模型13上的倾角传感器5中的读数对飞机俯仰姿态角进行记录，调节测桥2的垂向位置，使飞机模型13离水面高度为预设高度，基于傅汝德相似准则计算着水构型下的飞机模型13的着水速度，启动拖车1，加速到着水速度，记录六分力天平6和单分力天平10匀速下的垂向力分量，分别是Fzm1和Fzm2，将Fzm1和Fzm2相加，得到飞机模型气动升力值Fzm。
进一步地，不改变机翼面积，对原襟翼长度进行加长，再次进行飞机模型水池气动试验，确定飞机模型气动升力值，直至飞机模型气动升力模拟精度Fzm/Fzs/λ3大于等于0.9，其中，λ为飞机模型几何缩尺比，Fzs为飞机风洞试验相同构型下的实机气动升力。
可选地，通过角度片装置调节襟翼长度。
进一步地，该方法还包括：基于飞机模型气动升力值与飞机风洞试验相同构型下的实机气动升力Fzs，确定因模型雷诺数不相似而引起的气动升力差量；基于气动升力差量确定飞机模型气动升力模拟精度。
具体地，确定因模型雷诺数不相似而引起的气动升力差量△Fz＝Fzs/λ3-Fzm，其中，λ为飞机模型几何缩尺比。
本发明的有益效果至少在于：
进行飞机模型水池气动试验，基于傅汝德相似准则得到水池实验室环境下飞机模型气动升力值曲线；将其与飞机风洞试验结果进行对比；不改变机翼面积，调整襟翼长度，再次进行飞机模型水池气动试验，直至飞机模型气动升力模拟精度达到阈值，并在该襟翼长度下改变飞机模型的俯仰姿态角，以及升降舵偏角，得到飞机模型水池实验室环境下的气动升力系数曲线和气动力矩系数曲线，通过缩比模型试验更准确模拟实机着水运动状态，为水面飞行器和固定翼飞机着水载荷验证试验提供了更精细化的试验方法。
附图说明
图1为本发明实施例提供的飞机模型水池气动力试验示意图；
图2为本发明实施例提供的飞机模型变襟翼长度示意图。
具体实施方式
下面通过具体的实施方式和附图对本发明作进一步详细说明。
本发明通过气动升力修正补偿方法，更准确的模拟了飞机模型在进行水动力试验时的气动升力，包括开展缩比飞机模型着水构型水池气动试验，得到水池实验室环境下飞机模型气动升力值曲线，并与飞机风洞试验结果进行对比，分析水池气动试验模型气动升力差量。在不改变机翼面积的条件下，增加襟翼长度，对飞机模型气动升力进行修正补偿，再次开展缩比飞机模型着水构型水池气动试验，对比分析模型气动升力与风洞试验结果差量，直至襟翼加长后的气动升力与风洞试验结果相比精度大于90％，从而提高飞机模型着水试验精度。
具体地，请参见图1和图2，本发明一实施例提供一种飞机模型着水试验气动升力修正补偿方法，该方法包括：
1)进行飞机模型水池气动试验，基于傅汝德相似准则得到水池实验室环境下飞机模型气动升力值曲线；并将飞机模型气动升力值与飞机风洞试验结果进行对比；
2)不改变机翼面积，调整襟翼长度以增大飞机模型气动升力值，再次进行飞机模型水池气动试验，直至飞机模型气动升力模拟精度达到阈值如90％，并在该襟翼长度下改变飞机模型的俯仰姿态角，以及升降舵偏角，得到飞机模型水池实验室环境下的气动升力系数曲线和气动力矩系数曲线，进而为飞机模型着水试验时进行气动配平提供升力系数图谱。
本发明另一实施例提供一种飞机模型着水试验气动修正补偿方法，该方法具体包括：
步骤一、参见图1，进行飞机模型水池气动试验：将六分力天平6安装在飞机模型13重心处，六分力天平6通过二自由度装置8与第一升沉杆7固定连接，将第一升沉杆7与拖车1上的测桥2连接，将测桥2上的导航杆3插入飞机模型前部导航片4中，调节飞机模型13的位置，使飞机中纵剖面与拖车1前进方向保持一致，将飞机模型13尾部与连杆11轴承连接。将连杆11通过单分力天平10与第二升沉杆9连接，并保持连杆11与第二升沉杆9在一条直线上，确保连杆11垂直于水平面。
步骤二、参见图2，通过二自由度装置8调节飞机俯仰姿态角，并通过飞机模型13上的倾角传感器5中的读数对飞机俯仰姿态角进行记录，调节测桥2的垂向位置，使飞机模型13离水面高度大致为5mm左右，基于傅汝德相似准则计算着水构型下的飞机模型13的着水速度，启动拖车1，加速到着水速度，记录六分力天平6和单分力天平10匀速下的垂向力分量，分别是Fzm1和Fzm2，将Fzm1和Fzm2相加，得到飞机模型气动升力值Fzm。
其中，基于傅汝德相似准则计算着水构型下的飞机模型13的着水速度的具体过程可以参考相关技术，在此不在赘述。
步骤三、参见图2，不改变机翼面积，对原襟翼长度1进行加长，见图2中襟翼加长部分2，具体可以通过角度片装置调节襟翼长度(通常是增大襟翼长度)，使得飞机模型气动升力值Fzm变大，通过步骤一和步骤二再次进行飞机模型水池气动试验，直至飞机模型气动升力模拟精度m大于等于0.9，其中m＝Fzm/Fzs/λ3。
调节襟翼长度所用的角度片装置为相关技术中调节襟翼长度的常规装置，在此不再赘述。
步骤四、通过步骤三，获得了能够准确模拟实机气动升力的飞机模型襟翼长度，然后调节飞机模型13的俯仰姿态角，以及升降舵12的偏角，得到飞机模型水池实验室环境下的气动升力系数曲线和气动力矩系数曲线，进而为飞机模型着水试验时进行气动配平提供升力系数图谱。
在一实施例中，也可以基于差量确定精度，因差量越小，精度越高，因此，该方法还可以是基于飞机模型气动升力值Fzm与飞机风洞试验相同构型下的实机气动升力Fzs，确定因模型雷诺数不相似而引起的气动升力差量△Fz；然后基于气动升力差量△Fz确定飞机模型气动升力模拟精度。在这种可实现方式中，确定因模型雷诺数不相似而引起的气动升力差量△Fz＝Fzs/λ3-Fzm，其中，λ为飞机模型几何缩尺比。
以上仅表达了本发明的实施方式，其描述较为具体和详细，但且不能因此而理解为对专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。另外，本发明未详尽部分均为常规技术。
Claims (8)
1.一种试验装置，其特征在于，用于飞机模型水池气动试验，所述装置包括：测桥(2)、导航杆(3)、导航片(4)、六分力天平(6)、第一升沉杆(7)、二自由度装置(8)、第二升沉杆(9)、单分力天平(10)、连杆(11)，在进行飞机模型水池气动试验时，将六分力天平(6)安装在飞机模型(13)重心处，六分力天平(6)通过二自由度装置(8)与第一升沉杆(7)固定连接，将第一升沉杆(7)与拖车(1)上的测桥(2)连接，将测桥(2)上的导航杆(3)插入飞机模型(13)前部导航片(4)中，调节飞机模型(13)的位置，使飞机中纵剖面与拖车(1)前进方向保持一致，将飞机模型(13尾部与连杆(11)轴承连接；将连杆(11)通过单分力天平(10)与第二升沉杆(9)连接，并保持连杆(11)与第二升沉杆(9)在一条直线上，确保连杆(11)垂直于水平面。
2.一种飞机模型着水试验气动升力修正补偿方法，其特征在于，所述方法包括：
进行飞机模型水池气动试验，基于傅汝德相似准则得到水池实验室环境下飞机模型气动升力值曲线；并将飞机模型气动升力值与飞机风洞试验结果进行对比，飞机风洞试验结果为飞机风洞试验相同构型下的实机气动升力；
不改变机翼面积，调整襟翼长度以增大飞机模型气动升力值，再次进行飞机模型水池气动试验，直至飞机模型气动升力模拟精度达到阈值，并在该襟翼长度下改变飞机模型的俯仰姿态角，以及升降舵偏角，得到飞机模型水池实验室环境下的气动升力系数曲线和气动力矩系数曲线。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，采用如权利要求1所述的试验装置进行飞机模型水池气动试验。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，确定飞机模型气动升力值Fzm的过程包括：
通过二自由度装置(8)调节飞机俯仰姿态角，并通过飞机模型(13)上的倾角传感器(5)中的读数对飞机俯仰姿态角进行记录，调节测桥(2)的垂向位置，使飞机模型(13)离水面高度为预设高度，基于傅汝德相似准则计算着水构型下的飞机模型(13)的着水速度，启动拖车(1)，加速到着水速度，记录六分力天平(6)和单分力天平(10)匀速下的垂向力分量，分别是Fzm1和Fzm2，将Fzm1和Fzm2相加，得到飞机模型气动升力值Fzm。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，不改变机翼面积，对原襟翼长度进行加长，再次进行飞机模型水池气动试验，确定飞机模型气动升力值，直至飞机模型气动升力模拟精度Fzm/Fzs/λ3大于等于0.9，其中，λ为飞机模型几何缩尺比，Fzs为飞机风洞试验相同构型下的实机气动升力。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，通过角度片装置调节襟翼长度。
7.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，该方法还包括：基于飞机模型气动升力值与飞机风洞试验相同构型下的实机气动升力Fzs，确定因模型雷诺数不相似而引起的气动升力差量；基于气动升力差量确定飞机模型气动升力模拟精度。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，确定因模型雷诺数不相似而引起的气动升力差量△Fz＝Fzs/λ3-Fzm，其中，λ为飞机模型几何缩尺比。
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