一種高速風(fēng)洞尾支撐橫航向氣動(dòng)特性干擾修正方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及種高速風(fēng)洞尾支撐橫航向氣動(dòng)特性干擾修正方法。
【背景技術(shù)】
[0002]風(fēng)洞試驗(yàn)是獲取飛機(jī)氣動(dòng)特性的主要手段。在高速風(fēng)洞試驗(yàn)中，飛機(jī)模型一般采用尾支撐固定于試驗(yàn)段中。與飛機(jī)在真實(shí)大氣中飛行不同，尾支撐周圍的繞流流場(chǎng)會(huì)對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃篌w、平尾及垂尾表面的流動(dòng)產(chǎn)生干擾，進(jìn)而影響試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷目v橫向氣動(dòng)特性。為了準(zhǔn)確得到飛機(jī)模型在來流條件下的氣動(dòng)力和力矩，必須通過試驗(yàn)進(jìn)行支撐干擾修正。目前，在國內(nèi)外的高速風(fēng)洞試驗(yàn)中，一般采用翼尖雙支撐、條帶懸掛支撐及傳統(tǒng)的葉片支撐作為輔助支撐，通過模擬有、無假尾支撐狀態(tài)的風(fēng)洞試驗(yàn)，來進(jìn)行尾支撐干擾修正。但上述支撐裝置不能夠?qū)崿F(xiàn)側(cè)滑角的連續(xù)變化，且假尾支撐通常固定在風(fēng)洞彎刀或支架上，不能與模型保持同步的側(cè)滑角預(yù)偏，因此，傳統(tǒng)的尾支撐干擾修正方法只是對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷目v向氣動(dòng)特性進(jìn)行修正，尚不具備橫航向氣動(dòng)特性干擾的修正能力。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明提供了一種利用變側(cè)滑角葉片腹撐裝置和假尾撐運(yùn)動(dòng)裝置，對(duì)高速風(fēng)洞試驗(yàn)中的尾支撐橫航向氣動(dòng)特性干擾進(jìn)行修正，從而獲取準(zhǔn)確的模型氣動(dòng)力和力矩的方法。
[0004]為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案:
一種高速風(fēng)洞尾支撐橫航向氣動(dòng)特性干擾修正方法，包括:
變側(cè)滑角葉片腹撐裝置，所述變側(cè)滑角葉片腹撐裝置包括腹撐支桿、設(shè)置在腹撐支桿前端的底座葉片和插入在底座葉片內(nèi)的角度葉片，底座葉片與角度葉片固定連接，述角度葉片由葉片、過渡段和天平連接錐組成，所述葉片的一端上設(shè)置過渡段，天平連接錐與過渡段的一端連接；
假尾撐機(jī)構(gòu)，所述假尾撐機(jī)構(gòu)包括假尾撐，假尾撐通過變側(cè)滑角支座連接在轉(zhuǎn)盤上； 所述假尾撐機(jī)構(gòu)通過支板與支座定在腹撐支桿上，假尾撐與試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷奈膊窟B接； 具體方法為:
步驟一:在給定迎角范圍內(nèi)進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，得到給定側(cè)滑角下試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛶仓胃蓴_的橫航向氣動(dòng)特性；
步驟二:拆除假尾撐、轉(zhuǎn)盤、變側(cè)滑角支座、支板及支座，試驗(yàn)條件與步驟一保持一致，在給定迎角范圍內(nèi)進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，得到給定側(cè)滑角下試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒粠仓胃蓴_的橫航向氣動(dòng)特性；
步驟三:對(duì)步驟一和步驟二的橫航向氣動(dòng)系數(shù)按同一迎角序列進(jìn)行插值；
步驟四:對(duì)步驟三中插值后的步驟一和步驟二的橫航向氣動(dòng)系數(shù)相減，所得差值即認(rèn)為是給定側(cè)滑角下尾支撐對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋M航向氣動(dòng)特性干擾的影響； 步驟五:通過更換變側(cè)滑角葉片腹撐裝置中的給定側(cè)滑角，重復(fù)步驟一到步驟四可得到其它側(cè)滑角下尾支撐對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋M航向氣動(dòng)特性干擾的影響。
[0005]在上述技術(shù)方案，中一套角度葉片對(duì)應(yīng)一個(gè)定側(cè)滑角。
[0006]在上述技術(shù)方案，角度葉片與底座葉片通過銷釘連接，角度葉片可更換。
[0007]在上述技術(shù)方案，所述支板設(shè)置咋支座上，轉(zhuǎn)盤設(shè)置在支板上，支板始終順氣流方向。
[0008]在上述技術(shù)方案，所述模型的尾部為畸變后體，所述畸變后體為真實(shí)后體尾部局部放大，局部放大處的內(nèi)部掏空為空腔。
[0009]在上述技術(shù)方案，假尾撐的端部插入空腔內(nèi)與畸變后體連接。
[0010]本發(fā)明的原理為:利用變側(cè)滑角葉片腹撐裝置，使試驗(yàn)?zāi)Ｐ皖A(yù)偏到設(shè)定的側(cè)滑角，再利用假尾撐運(yùn)動(dòng)裝置，使假尾撐與試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅３滞降膫?cè)滑角預(yù)偏，以模擬尾支撐試驗(yàn)時(shí)的真實(shí)相對(duì)位置關(guān)系，通過風(fēng)洞試驗(yàn)得到試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛶Ъ傥矒胃蓴_的橫航向氣動(dòng)特性。隨后，拆除假尾支撐及其附屬裝置，保持相同的試驗(yàn)條件進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，得到試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒粠仓胃蓴_的橫航向氣動(dòng)特性。在相同迎角下，兩種試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜆?gòu)型的橫航向氣動(dòng)系數(shù)之差即認(rèn)為是給定側(cè)滑角下的尾支撐對(duì)橫航向氣動(dòng)特性干擾的影響量。
[0011]綜上所述，由于采用了上述技術(shù)方案，本發(fā)明的有益效果是:通過本發(fā)明，可以在高速風(fēng)洞中對(duì)尾支撐干擾的橫航向氣動(dòng)特性影響進(jìn)行修正，從而獲得準(zhǔn)確、可靠的模型氣動(dòng)力和力矩。
【附圖說明】
[0012]本發(fā)明將通過例子并參照附圖的方式說明，其中:
圖1是本發(fā)明中變側(cè)滑角葉片腹撐裝置帶假尾撐的示意圖；
圖2是本發(fā)明中變側(cè)滑角葉片腹撐裝置不帶假尾撐的示意圖；
圖3是本發(fā)明中假尾撐運(yùn)動(dòng)裝置示意圖；
圖4是圖3的俯視圖；
其中是角度葉片，2是底座葉片，3是腹撐支桿，4是變側(cè)滑角葉片腹撐裝置，5是假尾撐運(yùn)動(dòng)裝置，6是變側(cè)滑角支座，7是轉(zhuǎn)盤，8是支板，9是支座，10是風(fēng)洞彎刀，11是試驗(yàn)?zāi)Ｐ停?2.畸變后體，13是假尾撐，14是天平。
【具體實(shí)施方式】
[0013]本實(shí)施例為一種用于高速風(fēng)洞中尾支撐對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋M航向氣動(dòng)特性干擾影響的修正方法，要求修正某飛行器試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮隈R赫數(shù)M=0.4，0.6，0.7，0.8，迎角α =-4°?8°，側(cè)滑角β=4°，8°，12°條件下進(jìn)行尾支撐的橫航向氣動(dòng)特性影響修正。以馬赫數(shù)M=0.4說明具體的操作過程，其余馬赫數(shù)依次類推。
[0014]a.按照變側(cè)滑角葉片腹撐裝置的接口要求設(shè)計(jì)模型；
b.設(shè)計(jì)一根假尾撐，要求幾何外形尺寸、與試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷南鄬?duì)位置關(guān)系和真實(shí)尾支撐保持一致；
c.把β=4°的角度葉片安裝在底座葉片上，底座葉片通過腹撐支桿固定在風(fēng)洞彎刀機(jī)構(gòu)上，試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯ㄟ^天平及支撐機(jī)構(gòu)固定在試驗(yàn)段中； d.如圖3、圖4所示，支板通過支座固定在腹撐支桿上，支板始終順氣流方向，轉(zhuǎn)盤固定在支板上；
e.如圖1所示，假尾撐通過變側(cè)滑角支座連接在轉(zhuǎn)盤上，變側(cè)滑角支座沿著轉(zhuǎn)盤導(dǎo)軌運(yùn)動(dòng)調(diào)試，選擇合適的位置，使假尾撐與試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅３滞降膫?cè)滑角預(yù)偏，把變側(cè)滑角支座固定在轉(zhuǎn)盤的導(dǎo)軌上；
f.在試驗(yàn)馬赫數(shù)M=0.4，迎角α=_4°?8°范圍內(nèi)進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，得到給定側(cè)滑角下試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛶仓胃蓴_的橫航向氣動(dòng)特性；
g.如圖2所示，拆除假尾撐、轉(zhuǎn)盤、變側(cè)滑角支座、支板及支座，試驗(yàn)條件與步驟f保持一致，在給定迎角α=-4°?8°范圍內(nèi)進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，得到給定側(cè)滑角下試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒粠仓胃蓴_的橫航向氣動(dòng)特性；
h.對(duì)步驟f和步驟g的橫航向氣動(dòng)系數(shù)，在迎角α=-4°?8°范圍內(nèi)，按整數(shù)序列進(jìn)行插值；
1.對(duì)步驟h中插值后的步驟f和步驟g的橫航向氣動(dòng)系數(shù)相減，所得差值即認(rèn)為是β=4°時(shí)尾支撐對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋M航向氣動(dòng)特性干擾的影響；
j.在步驟c中更換預(yù)偏側(cè)滑角β=8°的角度葉片，重復(fù)步驟c到步驟i可得到β=8°時(shí)尾支撐對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋M航向氣動(dòng)特性干擾的影響；
k.在步驟c中更換預(yù)偏側(cè)滑角β=12°的角度葉片，重復(fù)步驟c到步驟i即可得到β =12°時(shí)尾支撐對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋M航向氣動(dòng)特性干擾的影響。
[0015]本發(fā)明并不局限于前述的【具體實(shí)施方式】。本發(fā)明擴(kuò)展到任何在本說明書中披露的新特征或任何新的組合，以及披露的任一新的方法或過程的步驟或任何新的組合。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種高速風(fēng)洞尾支撐橫航向氣動(dòng)特性干擾修正方法，其特征在于包括: 變側(cè)滑角葉片腹撐裝置，所述變側(cè)滑角葉片腹撐裝置包括腹撐支桿、設(shè)置在腹撐支桿前端的底座葉片和插入在底座葉片內(nèi)的角度葉片，底座葉片與角度葉片固定連接，述角度葉片由葉片、過渡段和天平連接錐組成，所述葉片的一端上設(shè)置過渡段，天平連接錐與過渡段的一端連接； 假尾撐機(jī)構(gòu)，所述假尾撐機(jī)構(gòu)包括假尾撐，假尾撐通過變側(cè)滑角支座連接在轉(zhuǎn)盤上； 所述假尾撐機(jī)構(gòu)通過支板與支座定在腹撐支桿上，假尾撐與試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷奈膊窟B接； 具體方法為: 步驟一:在給定迎角范圍內(nèi)進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，得到給定側(cè)滑角下試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛶仓胃蓴_的橫航向氣動(dòng)特性； 步驟二:拆除假尾撐、轉(zhuǎn)盤、變側(cè)滑角支座、支板及支座，試驗(yàn)條件與步驟一保持一致，在給定迎角范圍內(nèi)進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，得到給定側(cè)滑角下試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒粠仓胃蓴_的橫航向氣動(dòng)特性； 步驟三:對(duì)步驟一和步驟二的橫航向氣動(dòng)系數(shù)按同一迎角序列進(jìn)行插值； 步驟四:對(duì)步驟三中插值后的步驟一和步驟二的橫航向氣動(dòng)系數(shù)相減，所得差值即認(rèn)為是給定側(cè)滑角下尾支撐對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋M航向氣動(dòng)特性干擾的影響； 步驟五:通過更換變側(cè)滑角葉片腹撐裝置中的給定側(cè)滑角，重復(fù)步驟一到步驟四可得到其它側(cè)滑角下尾支撐對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋M航向氣動(dòng)特性干擾的影響。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高速風(fēng)洞尾支撐橫航向氣動(dòng)特性干擾修正方法，其特征在于所述一套角度葉片對(duì)應(yīng)一個(gè)定側(cè)滑角。3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種高速風(fēng)洞尾支撐橫航向氣動(dòng)特性干擾修正方法，其特征在于角度葉片與底座葉片通過銷釘連接，角度葉片可更換。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高速風(fēng)洞尾支撐橫航向氣動(dòng)特性干擾修正方法，其特征在于所述支板設(shè)置咋支座上，轉(zhuǎn)盤設(shè)置在支板上，支板始終順氣流方向。5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高速風(fēng)洞尾支撐橫航向氣動(dòng)特性干擾修正方法，其特征在于所述模型的尾部為畸變后體，所述畸變后體為真實(shí)后體尾部局部放大，局部放大處的內(nèi)部掏空為空腔。6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種高速風(fēng)洞尾支撐橫航向氣動(dòng)特性干擾修正方法，其特征在于假尾撐的端部插入空腔內(nèi)與畸變后體連接。
【專利摘要】本發(fā)明提供了一種高速風(fēng)洞尾支撐橫航向氣動(dòng)特性干擾修正方法，對(duì)高速風(fēng)洞試驗(yàn)中尾支撐對(duì)橫航向氣動(dòng)特性的干擾進(jìn)行修正的方法。首先，利用變側(cè)滑角葉片腹撐裝置，使試驗(yàn)?zāi)Ｐ皖A(yù)偏到給定的側(cè)滑角，再利用假尾撐運(yùn)動(dòng)裝置，使假尾撐與試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅３滞降膫?cè)滑角預(yù)偏，以模擬尾支撐試驗(yàn)時(shí)的真實(shí)相對(duì)位置關(guān)系，通過風(fēng)洞試驗(yàn)獲取試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛶Ъ傥矒胃蓴_的橫航向氣動(dòng)特性。隨后，拆除假尾支撐及其附屬裝置，保持相同的試驗(yàn)條件進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，得到試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒粠仓蔚臋M航向氣動(dòng)特性。在相同迎角下，兩種試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜆?gòu)型的橫航向氣動(dòng)系數(shù)之差即認(rèn)為是給定側(cè)滑角下的尾支撐對(duì)橫航向氣動(dòng)特性干擾的影響量，完成對(duì)尾支撐試驗(yàn)數(shù)據(jù)的橫航向支撐干擾修正，獲取準(zhǔn)確的模型氣動(dòng)力和力矩。
【IPC分類】G01M9/06
【公開號(hào)】CN105222984
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510793215
【發(fā)明人】劉大偉, 陳德華, 李強(qiáng), 許新, 楊洪勝, 彭鑫, 劉會(huì)龍, 史曉軍, 李永紅, 何彬華
【申請(qǐng)人】中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所
【公開日】2016年1月6日
【申請(qǐng)日】2015年11月18日