【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种适用于高速风洞试验混合层流垂尾模型设计方法，属于飞行器风洞试验模型。
技术介绍
1、减阻是民用飞机永恒的话题，是获得更高的经济效益的重要保障。一直以来，民机减阻的重心主要集中于机翼部件，从超临界机翼、翼型优化设计、层流机翼设计等等，相关领域都已经取得很大进展，进一步减阻空间已经不大。在此基础上，针对垂尾的减阻将是进一步提高民用飞机气动性能的主要方向之一。我们都知道层流抗分离能力较差，使用自然层流的垂尾，在稍大侧滑的情况下若出现较大范围的分离，将严重影响飞机的航向操纵，进一步影响飞行安全性。在这种情况下，垂尾的混合层流控制成为当前民机垂尾减阻的最有效措施，也是前期机翼及全机气动布局减阻工作的有效补充。
2、针对混合层流流动控制技术，风洞试验验证是一项必不可少且至关重要的步骤。对于垂尾混合层流控制效果的验证性试验，一方面由于需要在垂尾前缘内部布置吸气腔体，所以模型设计中要满足内部吸气装置的空间需求；另一方面，为了满足高空巡航状态的雷诺数需求，试验当地雷诺数不能低于20×106。因此在模型设计中，既要保证风洞试验模型的试验区气动性能与真实飞行状态相当，以确保转捩区域的判断，又不能过分增加模型尺寸而导致模型阻塞度过大。
技术实现思路
1、在下文中给出了关于本专利技术的简要概述，以便提供关于本专利技术的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本专利技术的穷举性概述。它并不是意图确定本专利技术的关键或重要部分，也不是意图限定本专利技术的范围。其目的仅仅是以
2、鉴于此，为解决现有技术中存在的缺少即满足阻塞度要求有能保证转捩区域的判断的垂尾模型的技术问题，本专利技术提供一种适用于高速风洞试验混合层流垂尾模型设计方法。
3、方案一、一种适用于高速风洞试验混合层流垂尾模型设计方法，包括：
4、设计真实飞机的缩放比例，构建飞机模型；
5、水平截掉飞机模型机身高度，降低机身高度，作为第一机身垫块；
6、将第一机身垫块搭载垂尾试验段形成垂尾模型。
7、优选的，设计真实飞机的缩放比例，构建飞机模型的方法是：设计真实飞机缩放比例为1：5的飞机模型；飞机模型的全机长度为7.78米，垂尾试验段根弦长1.04米，垂尾试验段梢弦长为0.424米，垂尾试验段高度1.024米。
8、优选的，水平截掉飞机模型机身高度，降低机身高度，作为第一机身垫块的方法是：沿横向截掉机身高度0.729米，剩余机身高度为0.098米，垂尾试验段根弦长度不变，垂尾试验段梢弦长度不变，垂尾试验段高度不变。
9、方案二、一种适用于高速风洞试验混合层流垂尾模型设计方法，包括：
10、设计真实飞机的缩放比例，构建飞机模型；
11、水平截掉飞机模型机身高度，降低机身高度；
12、垂直截掉飞机模型的机身长度，缩短机身长度，作为第二机身垫块；
13、将第二机身垫块搭载垂尾试验段形成垂尾模型。
14、优选的，第二机身垫块具体为：沿横向截掉机身高度0.729米，剩余机身高度为0.098米，沿纵向截掉机身长度4.18米，机身剩余长度为3.6米，垂尾试验段根弦长度不变，垂尾试验段梢弦长度不变，垂尾试验段高度不变。
15、方案三、一种垂尾模型风洞试验搭载方法，将方案一所述的垂尾模型固定设置在风洞侧壁转窗上。
16、本专利技术的有益效果如下：本专利技术设计的混合层流垂尾模型，可在满足风洞试验对模型尺寸要求的基础上，准确反映高空真实飞行状态下的转捩位置及转捩区域，为混合层流技术的型号应用提供支撑。本专利技术应用于转窗上安装的半模试验，通过截掉部分机身作为垫块，一方面调整截掉机身的高度使模型满足风洞阻塞度的要求，另一方面通过调整机身的长度改变风洞洞壁边界层发展情况，使垂尾前缘流场接近真实飞行状态，确保了转捩位置及转捩区域判断的准确性。
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1.一种适用于高速风洞试验混合层流垂尾模型设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的一种适用于高速风洞试验混合层流垂尾模型设计方法，其特征在于，设计真实飞机的缩放比例，构建飞机模型的方法是：设计真实飞机缩放比例为1:5的飞机模型；飞机模型的全机长度为7.78米，垂尾试验段根弦长1.04米，垂尾试验段梢弦长为0.424米，垂尾试验段高度1.024米。
3.根据权利要求1所述的一种适用于高速风洞试验混合层流垂尾模型设计方法，其特征在于，水平截掉飞机模型机身高度，降低机身高度，作为第一机身垫块的方法是：沿横向截掉机身高度0.729米，剩余机身高度为0.098米，垂尾试验段根弦长度不变，垂尾试验段梢弦长度不变，垂尾试验段高度不变。
4.根据权利要求1所述的一种适用于高速风洞试验混合层流垂尾模型设计方法，其特征在于，飞机模型的表面光滑。
5.一种适用于高速风洞试验混合层流垂尾模型设计方法，其特征在于，包括：
6.根据权利要求5所述的一种适用于高速风洞试验混合层流垂尾模型设计方法，其特征在于，第二机身垫块具体为：
【技术特征摘要】
1.一种适用于高速风洞试验混合层流垂尾模型设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的一种适用于高速风洞试验混合层流垂尾模型设计方法，其特征在于，设计真实飞机的缩放比例，构建飞机模型的方法是：设计真实飞机缩放比例为1:5的飞机模型；飞机模型的全机长度为7.78米，垂尾试验段根弦长1.04米，垂尾试验段梢弦长为0.424米，垂尾试验段高度1.024米。
3.根据权利要求1所述的一种适用于高速风洞试验混合层流垂尾模型设计方法，其特征在于，水平截掉飞机模型机身高...
【专利技术属性】
技术研发人员：饶崇，刘影，葛子玉，张铁军，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：
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