CN118758552B - 一种高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法 - Google Patents

一种高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法。本发明的高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法包括安装翼型模型；安装尾流耙；进行高速风洞翼型模型阻力测量试验；计算风洞来流静压；计算翼型模型尾流静压；计算翼型模型尾流总压测点对应的铅锤方向长度；计算高速风洞翼型模型阻力系数。本发明的高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法，使用尾流耙测量翼型模型尾流总压与静压，通过基于3σ原则的选点法则剔除了误差较大的静压测点，建立了高速风洞翼型模型阻力系数数值积分方程，提高了高速风洞翼型模型阻力系数测量的准确性，具有工程应用价值。

Description

一种高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法
技术领域
本发明属于高速风洞试验技术领域，具体涉及一种高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法。
背景技术
众所周知，机翼是飞机产生升力的主要部件，而二维翼型是机翼成形的重要组成部分，也是机翼气动外形设计的基本元素。二维翼型的气动特性直接影响着机翼的气动特性以及飞机的巡航速度、起飞与着陆性能、失速迎角与速度、操纵品质乃至所有飞行阶段的空气动力效率，因此，二维翼型也被称作飞机的心脏，在空气动力理论和飞行器设计中具有重要的地位。
目前，“绿色航空”已经成为全世界民用航空领域的重要发展理念之一，其发展目标主要为降低碳排放、节省能源。机翼阻力是飞机巡航过程中所受阻力的重要组成部分，机翼减阻设计，尤其是二维翼型减阻设计，是实现上述发展目标的重要气动设计手段。为验证二维翼型减阻设计的有效性，精确量化评估翼型阻力系数尤为重要。
在上世纪70年代前，翼型阻力系数精确测量主要依赖于风洞试验，随着计算机技术和计算空气动力学发展，虽然可以用数值仿真方法准确按照目标压力分布开展翼型设计并精确测量翼型阻力，但仍离不开利用风洞试验开展的翼型阻力典型状态校核试验。根据目前公开的文献资料，低速风洞翼型模型阻力系数测量试验原理简单、方法成熟，而对于高速风洞，由于压缩性存在，高速风洞翼型模型阻力系数测量试验原理复杂，且不同文献中阻力系数求解方法不一致，限制了高速风洞翼型模型阻力系数测量的准确性，严重制约了飞机的安全性与经济性。
当前，亟需发展一种高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法。
本发明的高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法，包括以下步骤：
S10.安装翼型模型；
将翼型模型与转窗机构连接，固定安装在高速风洞试验段中；
S20.安装尾流耙；
将尾流耙固定在中部支架上，尾流耙上设置一个测压剖面，包含N个总压测点、L个静压测点，将所有压力测点通过软管连接到压力扫描阀上；
S30.进行高速风洞翼型模型阻力测量试验；
开启高速风洞，在来流马赫数下，待流场稳定后，利用压力扫描阀测量翼型模型尾流总压测点、静压测点，并同步测量风洞稳定段总压、驻室参考点静压，其中，i为尾流耙上总压测点序号，N为尾流耙上总压测点总数，j为尾流耙上静压测点序号，L为尾流耙上静压测点总数；尾流总压测点在铅锤方向的位置坐标为；
S40.计算风洞来流静压；
根据来流马赫数、风洞稳定段总压、驻室参考点静压计算风洞来流静压；
S50.计算翼型模型尾流静压；
根据步骤S30中的测量结果，计算来流马赫数下，翼型模型尾流静压；
S60.计算翼型模型尾流总压测点对应的铅锤方向长度；
根据步骤S30中的总压测点在铅锤方向的位置坐标，计算翼型模型尾流总压测点对应的铅锤方向长度：
；
S70.计算高速风洞翼型模型阻力系数；
根据考虑压缩性的二维翼型阻力系数求解方程，高速风洞翼型模型阻力系数的数值积分方程如下：
，
式中，c为翼型模型弦长，为气体比热比。
进一步地，所述的步骤S40包括以下步骤：
S41.计算超声速试验段对应风洞来流静压；
当高速风洞洞体条件为超声速试验段时，风洞来流静压计算方法为：
；
S42.计算亚跨声速试验段对应风洞来流静压；
当高速风洞洞体条件为亚跨声速试验段时，根据风洞稳定段总压、驻室参考点静压计算驻室参考马赫数：
，
根据流场校测得到的马赫数修正量，修正得到来流平均马赫数：
，
根据风洞稳定段总压及来流平均马赫数计算风洞来流静压：
。
进一步地，所述的步骤S50包括以下步骤：
S51.计算翼型模型尾流平均静压；
；
S52.计算翼型模型尾流各静压测点与平均静压的绝对差量：
；
S53.计算翼型模型尾流各静压测点的标准差；
；
S54.计算翼型模型尾流静压；
根据原则，保留满足条件对应的静压测点，记为选择静压测点，q为满足条件对应的静压测点序号，Q为满足条件对应的静压测点数量，剔除不满足条件对应的静压测点，翼型模型尾流静压为：
。
本发明的高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法，使用尾流耙测量翼型模型尾流总压与静压，通过基于原则的选点法则剔除了误差较大的静压测点，建立了高速风洞翼型模型阻力系数数值积分方程，提高了高速风洞翼型模型阻力系数测量的准确性，具有工程应用价值。
附图说明
图1为本发明的高速风洞通气模型内阻精确测量方法的流程图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
实施例：如图1所示，本实施例的高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法，包括以下步骤：
S10.安装翼型模型；
将翼型模型与转窗机构连接，固定安装在高速风洞试验段中；
S20.安装尾流耙；
将尾流耙固定在中部支架上，尾流耙上设置一个测压剖面，包含N个总压测点、L个静压测点，将所有压力测点通过软管连接到压力扫描阀上；
S30.进行高速风洞翼型模型阻力测量试验；
开启高速风洞，在来流马赫数下，待流场稳定后，利用压力扫描阀测量翼型模型尾流总压测点、静压测点，并同步测量风洞稳定段总压、驻室参考点静压，其中，i为尾流耙上总压测点序号，N为尾流耙上总压测点总数，j为尾流耙上静压测点序号，L为尾流耙上静压测点总数；尾流总压测点在铅锤方向的位置坐标为；
S40.计算风洞来流静压；
根据来流马赫数、风洞稳定段总压、驻室参考点静压计算风洞来流静压；
S50.计算翼型模型尾流静压；
根据步骤S30中的测量结果，计算来流马赫数下，翼型模型尾流静压；
S60.计算翼型模型尾流总压测点对应的铅锤方向长度；
根据步骤S30中的总压测点在铅锤方向的位置坐标，计算翼型模型尾流总压测点对应的铅锤方向长度：
；
S70.计算高速风洞翼型模型阻力系数；
根据考虑压缩性的二维翼型阻力系数求解方程，高速风洞翼型模型阻力系数的数值积分方程如下：
，
式中，c为翼型模型弦长，为气体比热比。
进一步地，所述的步骤S40包括以下步骤：
S41.计算超声速试验段对应风洞来流静压；
当高速风洞洞体条件为超声速试验段时，风洞来流静压计算方法为：
；
S42.计算亚跨声速试验段对应风洞来流静压；
当高速风洞洞体条件为亚跨声速试验段时，根据风洞稳定段总压、驻室参考点静压计算驻室参考马赫数：
，
根据流场校测得到的马赫数修正量，修正得到来流平均马赫数：
，
根据风洞稳定段总压及来流平均马赫数计算风洞来流静压：
。
进一步地，所述的步骤S50包括以下步骤：
S51.计算翼型模型尾流平均静压；
；
S52.计算翼型模型尾流各静压测点与平均静压的绝对差量：
；
S53.计算翼型模型尾流各静压测点的标准差；
；
S54.计算翼型模型尾流静压；
根据原则，保留满足条件对应的静压测点，记为选择静压测点，q为满足条件对应的静压测点序号，Q为满足条件对应的静压测点数量，剔除不满足条件对应的静压测点，翼型模型尾流静压为：
。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅限于说明书和实施方式中所列运用，对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，本发明公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (3)

1.一种高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法，其特征在于，包括以下步骤：
S10.安装翼型模型；
将翼型模型与转窗机构连接，固定安装在高速风洞试验段中；
S20.安装尾流耙；
将尾流耙固定在中部支架上，尾流耙上设置一个测压剖面，包含N个总压测点、L个静压测点，将所有压力测点通过软管连接到压力扫描阀上；
S30.进行高速风洞翼型模型阻力测量试验；
开启高速风洞，在来流马赫数下，待流场稳定后，利用压力扫描阀测量翼型模型尾流总压测点、静压测点，并同步测量风洞稳定段总压、驻室参考点静压，其中，i为尾流耙上总压测点序号，N为尾流耙上总压测点总数，j为尾流耙上静压测点序号，L为尾流耙上静压测点总数；尾流总压测点在铅锤方向的位置坐标为；
S40.计算风洞来流静压；
根据来流马赫数、风洞稳定段总压、驻室参考点静压计算风洞来流静压；
S50.计算翼型模型尾流静压；
根据步骤S30中的测量结果，计算来流马赫数下，翼型模型尾流静压；
S60.计算翼型模型尾流总压测点对应的铅锤方向长度；
根据步骤S30中的尾流总压测点在铅锤方向的位置坐标，计算翼型模型尾流总压测点对应的铅锤方向长度：
；
S70.计算高速风洞翼型模型阻力系数；
根据考虑压缩性的二维翼型阻力系数求解方程，高速风洞翼型模型阻力系数的数值积分方程如下：
，
式中，c为翼型模型弦长，为气体比热比。
2.根据权利要求1所述的高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法，其特征在于，所述的步骤S40包括以下步骤：
S41.计算超声速试验段对应风洞来流静压；
当高速风洞洞体条件为超声速试验段时，风洞来流静压计算方法为：
；
S42.计算亚跨声速试验段对应风洞来流静压；
当高速风洞洞体条件为亚跨声速试验段时，根据风洞稳定段总压、驻室参考点静压计算驻室参考马赫数：
，
根据流场校测得到的马赫数修正量，修正得到来流平均马赫数：
，
根据风洞稳定段总压及来流平均马赫数计算风洞来流静压：
。
3.根据权利要求1所述的高速风洞翼型模型阻力系数精确测量方法，其特征在于，所述的步骤S50包括以下步骤：
S51.计算翼型模型尾流平均静压；
；
S52.计算翼型模型尾流各静压测点与平均静压的绝对差量：
；
S53.计算翼型模型尾流各静压测点的标准差；
；
S54.计算翼型模型尾流静压；
根据原则，保留满足条件对应的静压测点，记为选择静压测点，q为满足条件对应的静压测点序号，Q为满足条件对应的静压测点数量，剔除不满足条件对应的静压测点，翼型模型尾流静压为：
。
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