一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法技术

本发明专利技术提供了一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法。试验模型包含可自由更换的真实后体和畸变后体模型，通过变侧滑角叶片腹撑装置使试验模型预偏到给定的侧滑角。对真实后体模型和畸变后体模型按照相同的试验条件进行风洞试验，并按照同一迎角序列对横航向气动系数进行插值。两种后体插值后的横航向气动系数相减，所得之差即认为是后体畸变对试验模型气动特性的影响，可用于试验模型在给定侧滑角下后体畸变对横航向气动特性影响的修正。

【技术实现步骤摘要】
一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法
本专利技术属于风洞试验
，具体涉及高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法。
技术介绍
风洞试验是评估飞行器气动性能的主要手段。在高速风洞试验中，飞机模型一般采用尾部支撑固定于试验段中进行风洞试验，试验模型的尾部与支撑装置的连接处形状会受到一定程度的破坏，对试验模型尤其是大型飞机和大展弦比无人机的气动力和力矩有较为明显的影响。特别是对于大型飞机，机身后体呈船尾收缩，尾部支撑在机身后体形成的空腔破坏了试验模型的完整性，对试验数据影响较大。而对于大展弦比无人机，为获得良好的气动特性，机身后体收缩剧烈，或采用扁平的翼身融合体形式。为安装尾部支撑装置需要对模型后体进行放大、挖空，放大的后体及空腔对试验数据影响较大。为准确评估飞行器气动性能，需要对试验模型的后体畸变(后体放大和空腔)进行修正。如果将畸变影响修正前的试验数据直接用于飞行器设计，会误导飞行控制系统的设计，可能引起非常严重的后果甚至机毁人亡。目前，在国内外高速风洞试验中，一般采用翼尖双支撑、条带悬挂支撑及传统的叶片支撑对试验模型后体畸变的纵向气动特性影响进行修正，尚不具备对横航向气动特性影响修正的能力。
技术实现思路
为解决上述现有技术存在的问题，本专利技术的目的在于提供一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法，利用变侧滑角叶片腹撑装置得到后体畸变对试验模型横航向气动特性影响的修正量，从而获取准确的模型气动力和力矩。为实现上述目的，本专利技术采用如下技术方案：一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法，包括以下步骤：步骤一：将变侧滑角叶片腹撑装置通过弯刀机构固定安装在风洞试验段内，通过变侧滑角叶片腹撑装置上的天平连接锥，把天平安装在变侧滑角叶片腹撑装置上，试验模型通过内锥与天平连接，固定在变侧滑角叶片腹撑装置上；步骤二：在试验模型的尾部安装真实后体；步骤三：确定试验马赫数，通过控制风洞前室总压和驻室静压，在风洞试验段形成需要模拟的均匀流场，弯刀机构通过沿运动导轨上下运动，实现模型迎角的变化，在不同迎角下，模型承受不同的气动载荷，使天平元件发生不同的应变，进而转换为电压信号，经天平公式换算电压信号转换为气动力和力矩；步骤四：模型名义姿态角和天平原始测值经过系列的数据处理，可得到试验模型的实际姿态角和横航向向气动特性：横向力系数CY0，偏航力矩系数Cn0，滚转力矩系数Cl0；步骤五：拆除模型真实后体，安装畸变后体，重复步骤三、步骤四的过程，到畸变后体模型在给定侧滑角下的横航向气动特性：横向力系数CY1，偏航力矩系数Cn1，滚转力矩系数Cl1；步骤六：为便于比较同一迎角下，后体畸变对横航向气动特性的影响，对步骤四和步骤五的横航向气动系数，按同一迎角序列进行插值；步骤七：对步骤六中插值后的步骤四和步骤五的横航向气动系数相减，所得差值即是在给定侧滑角下后体畸变对试验模型横航向气动特性的影响量，利用得到的影响量，可以对尾撑试验横航向气动数据进行后体畸变的影响修正，得到真实可靠的模型气动力和力矩数据。在上述技术方案中，所述变侧滑角叶片腹撑装置包括角度叶片，底座叶片和腹撑支杆，所述角度叶片由叶片、过渡段和天平连接锥组成，所述叶片采用对称翼型，翼型中弧线与天平连接锥轴线在水平面投影的夹角为预偏侧滑角。在上述技术方案中，所述底座叶片与角度叶片通过销钉连接，通过更换角度叶片实现模型预偏侧滑角的变化。在上述技术方案中，所述真实后体是按照几何相似原则根据真实飞机的尾部缩比得到，尾部外形完整，没有破坏或放大。在上述技术方案中，所述畸变后体为真实后体的尾部局部放大，局部放大处的内部掏空为空腔，空腔内设置有尾支杆。在上述技术方案中，所述空腔内的尾支杆与后体间隙大于4mm。在上述技术方案中，所述天平与试验模型的内锥面接触面在80％以上。本专利技术的原理是利用变侧滑角叶片腹撑装置，使试验模型预偏到设定的侧滑角，针对试验模型真实后体、畸变后体状态分别进行试验，以获取不同后体对试验模型横航向气动特性的影响，完成试验模型在给定侧滑角下后体畸变的横航向气动特性影响修正。本方案适用于：马赫数范围M<1，侧滑角范围βM≤12°，迎角范围-4°≤αM≤12°。设计、加工一套高速风洞试验模型，包含真实后体和畸变后体，在试验过程中可自由更换。其中，真实后体是按照几何相似原则根据真实飞机的尾部缩比得到，尾部外形完整，没有破坏或放大。畸变后体一般后体放大和空腔两部分。模型后体放大指的是部分高速风洞试验模型按照真实飞机缩比后，尾部收缩严重，不足以安装尾支撑试验时的尾支杆。为此，需要对模型后体进行局部放大，进而引起模型后体模拟失真(图1，图2)。放大后体的尺寸要求能够安装尾支杆，且模型后体掏空后与尾支杆的间隙要求大于4mm。空腔指的是为安装尾支杆，对模型后体进行挖空引起的破坏和空腔。安装变侧滑角叶片腹撑装置，使其固定在风洞弯刀机构上。其中，变侧滑角叶片腹撑装置是一种可以在高速风洞中实现模型侧滑角变化的新型支撑装置，其优点是叶片始终顺气流方向，干扰较小。该装置主要部件包括角度叶片，底座叶片和腹撑支杆，通过更换角度叶片实现模型预偏侧滑角的变化。风洞弯刀是风洞中的支撑机构，可沿着弯刀导轨在铅垂面上下运动，进而实现模型姿态角的变化，弯刀机构要求有连接腹撑支杆的接口。具体安装时，首先把腹撑支杆安装在弯刀机构接口上，然后把底座叶片安装在腹撑支杆上，最后把带预偏侧滑角的角度叶片安装在底座叶片上。预偏侧滑角根据试验需求确定如βM＝4°，现有装置还有预偏βM＝8°、12°角度叶片。模型名义姿态角和天平原始测值经过系列的数据处理，具体过程如下：天平测值转换按照天平校准公式计算气动力载荷X2',Y2',Z2',Mx2',My2',Mz2'Y0′＝Y2′cosγb+Z′2sinγbM′z0＝-M′y2sinγb+M′z2cosγbZ0′＝-Y2′sinγb+Z′2cosγbM′y0＝M′y2cosγb+M′z2sinγbX′0＝X′2M′x0＝Mx2注：γb定义为天平轴系向模型轴系转换的滚转角(模型Y轴与天平Y轴的夹角)，默认值为0。Y'＝Y0'；My'＝My0'；X'＝-X0'；Mx'＝-Mx0'；Z'＝-Z0'；Mz'＝-Mz0'模型姿态角计算(模型调平)α＝αAα2＝sin-1［sinαMcos(βM)］β＝sin-1［sin(βM)cosαM］F1＝cosαMF2＝{1-［sinαMcos(βM)］2}1/2注：α、β依次为试验模型的实际迎角和侧滑角；当α、β同号时，γ取“-”号；当α、β异号时，γ取“+”号。天平测值的修正X1′,Y1′,Z1′,Mx1',My1',Mz1'是天平测值修正；X1'＝X'+YG·(sina2-sin△a0)Y1'＝Y'+YG·(cos△α0-cosα2cosγ)Z1'＝Z'+YGcosα2sinγMx1'＝Mx'+Z1'·△y'-Y1′·△Z'+［MXG(cos△α0-cosα2cosγ)-MXG90cosα2sinγ］cosγMMy1'＝My'-Z1'·△l-X1'·△Z'-MZGcosα2sinγ+MXGsinα2cosγMMz1'＝Mz'+Y1'·△l+X1'·△y'+MZG(cos△α0-c本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一：将变侧滑角叶片腹撑装置通过弯刀机构固定安装在风洞试验段内，通过变侧滑角叶片腹撑装置上的天平连接锥，把天平安装在变侧滑角叶片腹撑装置上，试验模型通过内锥与天平连接，固定在变侧滑角叶片腹撑装置上；步骤二：在试验模型的尾部安装真实后体；步骤三：确定试验马赫数，通过控制风洞前室总压和驻室静压，在风洞试验段形成需要模拟的均匀流场，弯刀机构通过沿运动导轨上下运动，实现模型迎角的变化，在不同迎角下，模型承受不同的气动载荷，使天平元件发生不同的应变，进而转换为电压信号，经天平公式换算电压信号转换为气动力和力矩；步骤四：模型名义姿态角和天平原始测值经过系列的数据处理，可得到试验模型的实际姿态角和横航向向气动特性：横向力系数CY0，偏航力矩系数Cn0，滚转力矩系数Cl0；步骤五：拆除模型真实后体，安装畸变后体，重复步骤三、步骤四的过程，到畸变后体模型在给定侧滑角下的横航向气动特性：横向力系数CY1，偏航力矩系数Cn1，滚转力矩系数Cl1；步骤六：为便于比较同一迎角下，后体畸变对横航向气动特性的影响，对步骤四和步骤五的横航向气动系数，按同一迎角序列进行插值；步骤七：对步骤六中插值后的步骤四和步骤五的横航向气动系数相减，所得差值即是在给定侧滑角下后体畸变对试验模型横航向气动特性的影响量，利用得到的影响量，可以对尾撑试验横航向气动数据进行后体畸变的影响修正，得到真实可靠的模型气动力和力矩数据。...

【技术特征摘要】
1.一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一：将变侧滑角叶片腹撑装置通过弯刀机构固定安装在风洞试验段内，通过变侧滑角叶片腹撑装置上的天平连接锥，把天平安装在变侧滑角叶片腹撑装置上，试验模型通过内锥与天平连接，固定在变侧滑角叶片腹撑装置上；步骤二：在试验模型的尾部安装真实后体；步骤三：确定试验马赫数，通过控制风洞前室总压和驻室静压，在风洞试验段形成需要模拟的均匀流场，弯刀机构通过沿运动导轨上下运动，实现模型迎角的变化，在不同迎角下，模型承受不同的气动载荷，使天平元件发生不同的应变，进而转换为电压信号，经天平公式换算电压信号转换为气动力和力矩；步骤四：模型名义姿态角和天平原始测值经过系列的数据处理，可得到试验模型的实际姿态角和横航向向气动特性：横向力系数CY0，偏航力矩系数Cn0，滚转力矩系数Cl0；步骤五：拆除模型真实后体，安装畸变后体，重复步骤三、步骤四的过程，到畸变后体模型在给定侧滑角下的横航向气动特性：横向力系数CY1，偏航力矩系数Cn1，滚转力矩系数Cl1；步骤六：为便于比较同一迎角下，后体畸变对横航向气动特性的影响，对步骤四和步骤五的横航向气动系数，按同一迎角序列进行插值；步骤七：对步骤六中插值后的步骤四和步骤...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘大伟，陈德华，李强，李巍，许新，李永红，姜明杰，李聪健，彭鑫，何彬华，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：四川;51