【技术实现步骤摘要】
大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法
本申请涉及全机载荷设计和全机静气弹性预测
,具体提供一种大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法。
技术介绍
随着民用大展弦比飞机的发展,先进民用飞机的研制均需要在高雷诺数增压风洞中进行大量的气动试验。此类飞行器风洞试验过程中由于模型材料、加工工艺等原因,结构不可避免地发生弹性变形,进一步影响到模型的气动力特性。尤其对于大展弦比飞机来说,模型变形十分明显。因此在大展弦比飞机增压风洞模型气动试验中,去除弹性变形对试验数据带来的影响,将弹性变形后气动力数据修正成变形前的刚体气动力数据是十分必要的。目前国内的测力风洞试验中忽略风洞试验模型弹性变形的影响,一般不进行气动力数据修正。使用变形后气动数据进行飞机设计,从数据源头上就存在误差。
技术实现思路
为了解决上述技术问题至少之一,本申请提供了一种大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法,包括:基于风洞测力试验模型,建立CFD模型、偶极子模型以及结构有限元模型;根据所述CFD模型,获得风洞试验条件下的全机压力分布;根据所述偶极子模型和所述结构有限元模型,建立气动/结构耦合计算模型;将所述全机压力分布加载到所述气动/结构耦合计算模型上,获得全机弹性变形和气动力修正量;根据所述气动力修正量对风洞测力试验数据进行修正。根据本申请的至少一个实施例,所述风洞测力试验模型为CATIA数模。根据本申请的至少一个实施例,所述结构有限元模型为实体模型,包括天平、机身、机翼以及连接部件。根据本申请的至少一个实施例,根据所述CFD模型,获得风洞试验条件下的全机压力分布,包括:针对所述CFD模型进行定常计算 ...
【技术保护点】
1.一种大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法,其特征在于,包括:基于风洞测力试验模型,建立CFD模型、偶极子模型以及结构有限元模型;根据所述CFD模型,获得风洞试验条件下的全机压力分布;根据所述偶极子模型和所述结构有限元模型,建立气动/结构耦合计算模型;将所述全机压力分布加载到所述气动/结构耦合计算模型上,获得全机弹性变形和气动力修正量;根据所述气动力修正量对风洞测力试验数据进行修正。
【技术特征摘要】
1.一种大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法,其特征在于,包括:基于风洞测力试验模型,建立CFD模型、偶极子模型以及结构有限元模型;根据所述CFD模型,获得风洞试验条件下的全机压力分布;根据所述偶极子模型和所述结构有限元模型,建立气动/结构耦合计算模型;将所述全机压力分布加载到所述气动/结构耦合计算模型上,获得全机弹性变形和气动力修正量;根据所述气动力修正量对风洞测力试验数据进行修正。2.根据权利要求1所述的大展弦比...
【专利技术属性】
技术研发人员:张家齐,陈同银,徐港,唐超,瓮哲,秦叶,
申请(专利权)人:中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所,
类型:发明
国别省市:辽宁,21
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