[发明专利]一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法

说明书

技术领域

本发明属于风洞试验技术领域，具体涉及高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法。

背景技术

风洞试验是评估飞行器气动性能的主要手段。在高速风洞试验中，飞机模型一般采用尾部支撑固定于试验段中进行风洞试验，试验模型的尾部与支撑装置的连接处形状会受到一定程度的破坏，对试验模型尤其是大型飞机和大展弦比无人机的气动力和力矩有较为明显的影响。

特别是对于大型飞机，机身后体呈船尾收缩，尾部支撑在机身后体形成的空腔破坏了试验模型的完整性，对试验数据影响较大。而对于大展弦比无人机，为获得良好的气动特性，机身后体收缩剧烈，或采用扁平的翼身融合体形式。为安装尾部支撑装置需要对模型后体进行放大、挖空，放大的后体及空腔对试验数据影响较大。为准确评估飞行器气动性能，需要对试验模型的后体畸变(后体放大和空腔)进行修正。如果将畸变影响修正前的试验数据直接用于飞行器设计，会误导飞行控制系统的设计，可能引起非常严重的后果甚至机毁人亡。目前，在国内外高速风洞试验中，一般采用翼尖双支撑、条带悬挂支撑及传统的叶片支撑对试验模型后体畸变的纵向气动特性影响进行修正，尚不具备对横航向气动特性影响修正的能力。

发明内容

为解决上述现有技术存在的问题，本发明的目的在于提供一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法，利用变侧滑角叶片腹撑装置得到后体畸变对试验模型横航向气动特性影响的修正量，从而获取准确的模型气动力和力矩。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法，包括以下步骤：

步骤一：将变侧滑角叶片腹撑装置通过弯刀机构固定安装在风洞试验段内，通过变侧滑角叶片腹撑装置上的天平连接锥，把天平安装在变侧滑角叶片腹撑装置上，试验模型通过内锥与天平连接，固定在变侧滑角叶片腹撑装置上；

步骤二：在试验模型的尾部安装真实后体；

步骤三：确定试验马赫数，通过控制风洞前室总压和驻室静压，在风洞试验段形成需要模拟的均匀流场，弯刀机构通过沿运动导轨上下运动，实现模型迎角的变化，在不同迎角下，模型承受不同的气动载荷，使天平元件发生不同的应变，进而转换为电压信号，经天平公式换算电压信号转换为气动力和力矩；

步骤四：模型名义姿态角和天平原始测值经过系列的数据处理，可得到试验模型的实际姿态角和横航向向气动特性：横向力系数CY0，偏航力矩系数Cn0，滚转力矩系数Cl0；

步骤五：拆除模型真实后体，安装畸变后体，重复步骤三、步骤四的过程，到畸变后体模型在给定侧滑角下的横航向气动特性：横向力系数CY1，偏航力矩系数Cn1，滚转力矩系数Cl1；

步骤六：为便于比较同一迎角下，后体畸变对横航向气动特性的影响，对步骤四和步骤五的横航向气动系数，按同一迎角序列进行插值；

步骤七：对步骤六中插值后的步骤四和步骤五的横航向气动系数相减，所得差值即是在给定侧滑角下后体畸变对试验模型横航向气动特性的影响量，利用得到的影响量，可以对尾撑试验横航向气动数据进行后体畸变的影响修正，得到真实可靠的模型气动力和力矩数据。

在上述技术方案中，所述变侧滑角叶片腹撑装置包括角度叶片，底座叶片和腹撑支杆，所述角度叶片由叶片、过渡段和天平连接锥组成，所述叶片采用对称翼型，翼型中弧线与天平连接锥轴线在水平面投影的夹角为预偏侧滑角。

在上述技术方案中，所述底座叶片与角度叶片通过销钉连接，通过更换角度叶片实现模型预偏侧滑角的变化。

在上述技术方案中，所述真实后体是按照几何相似原则根据真实飞机的尾部缩比得到，尾部外形完整，没有破坏或放大。

在上述技术方案中，所述畸变后体为真实后体的尾部局部放大，局部放大处的内部掏空为空腔，空腔内设置有尾支杆。

在上述技术方案中，所述空腔内的尾支杆与后体间隙大于4mm。

在上述技术方案中，所述天平与试验模型的内锥面接触面在80％以上。

本发明的原理是利用变侧滑角叶片腹撑装置，使试验模型预偏到设定的侧滑角，针对试验模型真实后体、畸变后体状态分别进行试验，以获取不同后体对试验模型横航向气动特性的影响，完成试验模型在给定侧滑角下后体畸变的横航向气动特性影响修正。本方案适用于：马赫数范围M<1，侧滑角范围βM≤12°，迎角范围-4°≤αM≤12°。