一种半自动交互式风洞试验方案设计方法技术

本发明专利技术公开了一种半自动交互式风洞试验方案设计方法。该风洞试验方案设计方法包括建立数据库和程序库、设计试验方案，其中设计试验方案的过程是录入信息、确定缩比、计算载荷、筛选天平、选择装置、虚拟装配、检查干涉、运动仿真、配置相机和生成报表。该风洞试验方案设计方法能够将工作经验融入到初步试验方案设计过程中，减少了初步试验方案设计参数的优化迭代次数，缩短了初步试验方案设计时间；初步试验方案能够通过计算机虚拟组装确认飞行器模型安装位置，通过计算机动态模拟试验过程，发现初步试验方案存在的运行问题，方便返回继续修改初步试验方案，获得最终试验方案，减少最终试验方案在实施过程中遇到的问题。最终试验方案在实施过程中遇到的问题。最终试验方案在实施过程中遇到的问题。

【技术实现步骤摘要】
一种半自动交互式风洞试验方案设计方法


[0001]本专利技术属于风洞试验
，具体涉及一种半自动交互式风洞试验方案设计方法。

技术介绍

[0002]风洞试验是预测飞行器气动性能，获取飞行器设计所需的关键气动数据的主要手段。现代航空航天飞行器设计中的空气动力学问题，迄今为止大部分是通过风洞试验得到解决的。通过风洞试验对飞行器流场进行直接物理模拟，获得的试验结果的真实性与可靠性是其它手段无法代替的。因此，风洞试验在飞行器研制过程中发挥着重要作用。风洞试验方案设计的优劣将直接关系到整个风洞试验的效果、周期。
[0003]目前，风洞试验方案设计主要依赖工作人员的个人工作经验，不同的工作人员所花费的设计时间差别较大，短的几小时，长的需要几天甚至几周、几个月。
[0004]当前，亟需发展一种半自动交互式风洞试验方案设计方法。

技术实现思路

[0005]本专利技术所要解决的技术问题是提供一种半自动交互式风洞试验方案设计方法。
[0006]本专利技术的半自动交互式风洞试验方案设计方法，包括以下步骤：
[0007]a.建立数据库和程序库
[0008]a1.建立风洞数据库，输入风洞的关键参数，包括风洞试验段尺寸、试验马赫数、雷诺数、温度、攻角、侧滑角、滚转角等；
[0009]a2.建立试验装置数据库，试验装置包括天平、天平支杆、背支撑、铜套、天平前隔热套、天平后隔热套、隔热垫圈、锁紧螺母、拉紧楔键、定位键、垫片、转接段、中部支架；试验装置数据库输入现有试验装置的特征参数、存放位置和工作状态；
[0010]a3.分模块开发试验装置参数化设计程序，在各模块内输入特征参数，自动生成相应的试验装置；
[0011]a4.开发虚拟装配可视化程序，具有装配演示和运动演示功能；
[0012]a5.开发运动仿真程序，具有刚度、强度校核功能；
[0013]a6.开发光学配置程序，具有光学相机安装和光路演示功能；
[0014]b.设计试验方案
[0015]b1.录入信息；录入飞行器的特征参数，计算飞行器理论外形的最大投影面积；
[0016]b2.确定缩比；按照常规高超声速风洞的堵塞度ε≤8％的要求，在试验攻角、侧滑角、滚转角范围内，计算飞行器最大投影面积，根据预先给定模型堵塞度ε为飞行器模型的投影面积与喷管出口面积的比值，确定飞行器模型缩比，获得飞行器模型的特征参数；
[0017]b3.计算载荷；根据提供的飞行器的预估气动力系数，计算飞行器模型的气动载荷，即飞行器模型相对于参考点的气动力和气动力矩系数；参考点取飞行器模型压心；
[0018]b4.筛选天平；根据飞行器模型的气动载荷在步骤a2的试验装置数据库内选取现
有的天平；如果，现有的天平不满足飞行器模型的气动载荷要求，则利用步骤a3的天平模块设计所需的天平；
[0019]b5.选择装置；在步骤a2的试验装置数据库内的选取包括天平、天平支杆、背支撑、铜套、天平前隔热套、天平后隔热套、隔热垫圈、锁紧螺母、拉紧楔键、定位键、垫片、转接段、中部支架在内的装置；
[0020]b6.虚拟装配；运行步骤a4的虚拟装配可视化程序，装配飞行器模型、天平和试验装置；计算飞行器模型头部与喷管出口之间的距离；计算风洞旋转中心在飞行器模型上所处的位置；
[0021]b7.检查干涉；运行步骤a4的虚拟装配可视化程序，在试验攻角、侧滑角、滚转角范围内，进行动态可视化运行，检查飞行器模型与风洞是否存在干涉，如果存在干涉，则重复步骤b4～b6，直至飞行器模型与风洞无干涉；
[0022]b8.运动仿真；运行步骤a5的运动仿真程序，对飞行器模型、天平和试验装置进行强度、刚度的仿真校核，避免强度、刚度不够影响飞行器模型风洞试验数据质量；
[0023]b9.配置相机；运行步骤a6的光学配置程序，进行包括光学相机和照明在内的光学测量装置参数设置，以及光学测量试验动态模拟，通过设置光学相机和照明的位置和角度、透镜类型和飞行器模型姿态，检查光学相机、照明、飞行器模型和风洞及相机视场之间的几何干扰；通过多次迭代调整，避免几何干扰；
[0024]b10.生成报表；确定飞行器模型风洞试验的相关信息，生成信息报表，完成风洞试验方案设计。
[0025]本专利技术的半自动交互式风洞试验方案设计方法能够将工作经验融入到初步试验方案设计过程中，减少了初步试验方案设计参数的优化迭代次数，缩短了初步试验方案设计时间；初步试验方案能够通过计算机虚拟组装确认飞行器模型安装位置，通过计算机动态模拟试验过程，发现初步试验方案存在的运行问题，方便返回继续修改初步试验方案，获得最终试验方案，减少最终试验方案在实施过程中遇到的问题。
附图说明
[0026]图1为本专利技术的半自动交互式风洞试验方案设计方法的流程图；
[0027]图2为本专利技术的半自动交互式风洞试验方案设计方法选取的飞行器模型外形图；
[0028]图3为本专利技术的半自动交互式风洞试验方案设计方法选取的天平支杆；
[0029]图4为本专利技术的半自动交互式风洞试验方案设计方法选取的转接段；
[0030]图5为本专利技术的半自动交互式风洞试验方案设计方法选取的铜套；
[0031]图6a为本专利技术的半自动交互式风洞试验方案设计方法选取的定位键(俯视图)；
[0032]图6b为本专利技术的半自动交互式风洞试验方案设计方法选取的定位键(主视图)；
[0033]图7为本专利技术的半自动交互式风洞试验方案设计方法获得的飞行器模型装配图；
[0034]图8飞行器模型在风洞内的装配图片；
[0035]图9为本专利技术的半自动交互式风洞试验方案设计方法获得的最终试验方案设计表。
具体实施方式
[0036]下面结合附图和实施例详细说明本专利技术。
[0037]实施例1
[0038]本实施例的飞行器模型为HB
‑
2，高超声速风洞为CARDC的Φ1米高超声速风洞，实施过程如下：
[0039]本实施例的半自动交互式风洞试验方案设计方法，包括以下步骤：
[0040]a.建立数据库和程序库
[0041]a1.建立风洞数据库，输入风洞的关键参数，包括风洞试验段尺寸、试验马赫数、雷诺数、温度、攻角、侧滑角、滚转角等；
[0042]a2.建立试验装置数据库，试验装置包括天平、天平支杆、背支撑、铜套、天平前隔热套、天平后隔热套、隔热垫圈、锁紧螺母、拉紧楔键、定位键、垫片、转接段、中部支架；试验装置数据库输入现有试验装置的特征参数、存放位置和工作状态；
[0043]a3.分模块开发试验装置参数化设计程序，在各模块内输入特征参数，自动生成相应的试验装置；
[0044]a4.开发虚拟装配可视化程序，具有装配演示和运动演示功能；
[0045]a5.开发运动仿真程序，具有刚度、强度校核功能；
[0046]a6.开发光学配置程序，具有光学相机安装和光路演本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种半自动交互式风洞试验方案设计方法，其特征在于，包括以下步骤：a.建立数据库和程序库a1.建立风洞数据库，输入风洞的关键参数，包括风洞试验段尺寸、试验马赫数、雷诺数、温度、攻角、侧滑角、滚转角等；a2.建立试验装置数据库，试验装置包括天平、天平支杆、背支撑、铜套、天平前隔热套、天平后隔热套、隔热垫圈、锁紧螺母、拉紧楔键、定位键、垫片、转接段、中部支架；试验装置数据库输入现有试验装置的特征参数、存放位置和工作状态；a3.分模块开发试验装置参数化设计程序，在各模块内输入特征参数，自动生成相应的试验装置；a4.开发虚拟装配可视化程序，具有装配演示和运动演示功能；a5.开发运动仿真程序，具有刚度、强度校核功能；a6.开发光学配置程序，具有光学相机安装和光路演示功能；b.设计试验方案b1.录入信息；录入飞行器的特征参数，计算飞行器理论外形的最大投影面积；b2.确定缩比；按照常规高超声速风洞的堵塞度ε≤8％的要求，在试验攻角、侧滑角、滚转角范围内，计算飞行器最大投影面积，根据预先给定模型堵塞度ε为飞行器模型的投影面积与喷管出口面积的比值，确定飞行器模型缩比，获得飞行器模型的特征参数；b3.计算载荷；根据提供的飞行器的预估气动力系数，计算飞行器模型的气动载荷，即飞行器模型相对于参考点的气动力和气动力矩系数；参考点取飞行器模型压心；b4.筛选天平；根据飞行器模型的气动载荷在步骤a2的试...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭雷涛，舒海峰，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：