【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种缩比方法,尤其涉及,属于实验空气动力学领域。
技术介绍
风洞试验模型通常是根据相似准则进行等比缩小,来模拟飞行器真实的飞行环境,但由于栅格翼栅格数多,格间距小且格壁较薄,等比例缩小尺寸会变得更小,在风洞试验时容易栅格翼流场阻塞,无法真实还原高速气流经过栅格翼的流场,致使带栅格翼导弹的吹风结果与设计状态严重不符,失去了风洞试验校验设计方案的意义。同时,缩比后的模型在工艺上很难实现,即使加工完成模型强度也达不到高马赫数风洞试验的要求。
技术实现思路
本专利技术所解决的技术问题是:克服现有技术的不足,提供,利用本专利技术设计的模型加工难度大大降低,缩短了加工周期。本专利技术的技术方案是:,从栅格翼的翼稍处开始,将上边框边界中相邻的2至4个栅格进行合并作为等腰直角三角形的斜边,进而合并形成等腰直角三角形,然后以等腰直角三角形的直角边作为边长合并形成正方形,以此类推,不断合并形成等腰直角三角形和正方形,直至翼根处无法合并形成完整的等腰直角三角形或正方形,最后将栅格翼壁厚及边框进行加厚、将翼弦长拉长,翼弦长拉长倍数、边框增厚倍数和栅格壁增厚倍数与正方形边长中栅格的合并数量呈正比。本专利技术与现有技术相比的技术效果是:本专利技术采用合并相邻单元格,拉伸栅格翼弦长并增大栅格壁厚及边框厚度的方法,保证模型缩比后零攻角升力面积及迎风阻力面积保持不变,弦长拉长倍数及格壁增厚倍数与单元格合并数量呈正比,利用本专利技术设计的模型加工难度大大降低,缩短了加工周期,风洞试验过程中,在超声速气流作用下,栅格翼模型未出现折断或损坏,经过风洞试验验证,真实还原了设 ...
【技术保护点】
一种栅格翼风洞试验模型缩比方法,其特征在于:从栅格翼的翼稍处开始,将上边框边界中相邻的2至4个栅格进行合并作为等腰直角三角形的斜边,进而合并形成等腰直角三角形,然后以等腰直角三角形的直角边作为边长合并形成正方形,以此类推,不断合并形成等腰直角三角形和正方形,直至翼根处无法合并形成完整的等腰直角三角形或正方形,最后将栅格翼壁厚及边框进行加厚、将翼弦长拉长,翼弦长拉长倍数、边框增厚倍数和栅格壁增厚倍数与正方形边长中栅格的合并数量呈正比。
【技术特征摘要】
1.一种栅格翼风洞试验模型缩比方法,其特征在于:从栅格翼的翼稍处开始,将上边框边界中相邻的2至4个栅格进行合并作为等腰直角三角形的斜边,进而合并形成等腰直角三角形,然后以等腰直角三角形的直角边作为边长合并形成正方形,以此...
【专利技术属性】
技术研发人员:武健辉,周欣欣,尹世明,杨阳,卓佳,陈升泽,赵月,
申请(专利权)人:中国运载火箭技术研究院,
类型:发明
国别省市:
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