[发明专利]一种带进气道的全弹性模型设计方法

说明书

本发明涉及一种带进气道的全弹性模型设计方法，属于航天航空进气道设计领域；步骤一、建立与现有模型尺寸比例为1：1的风洞模型；步骤二、在风洞模型的轴向尾端开设柱形凹槽；步骤三、沿现有模型轴向等间距分为n个截面；测量现有模型的进气道在各截面处的截面积；步骤四、在风洞模型的内部底部设置U形凹槽；步骤五、在风洞模型的内部顶部均匀开设n个倒T形开口；步骤六、在柱形凹槽的内壁设置2个模型固定孔；步骤七、将支杆与风洞模型固定连接；步骤八、在风洞模型外表面涂漆，实现将倒T形开口的竖直面开口封闭。本发明可以真实模拟飞行器内部外部的流场，又模拟结构刚度分布，满足结构的动力学相似，实现该弹性模型动力学特征的真实模拟。

技术领域

本发明属于航天航空进气道设计领域，涉及一种带进气道的全弹性模型设计方法。

背景技术

在进行一些动态风洞试验时，需要对模型进行弹性设计，以保证模型的动力学特征与设计原型相似，传统的设计过程中由于支杆会影响进气道的流场流动，设计过程中或者封闭进气道，或者对模型进行腹部支撑。

现有的模型支撑固定结构包括：模型、支撑装置、风洞壁。其中支撑装置与模型腹部连接，将模型固定与风洞壁上。

现有的模型固定结构存在以下问题：

(1)如果采用封闭进气道的设计方式，则无法模拟模型内部流场，降低试验结果的准确性。

(2)如果采用模型腹部支撑的方式支撑模型，则支撑机构将影响模型后部的流场形式，无法实现模型整体流场的模拟。

(3)如果采用模型腹部支撑的方式支撑模型，则支撑机构很难模拟模型支撑的真实边界条件，无法真实模型模型的振动模态。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种带进气道的全弹性模型设计方法，可以真实模拟飞行器内部外部的流场，又模拟结构刚度分布，满足结构的动力学相似，实现该弹性模型动力学特征的真实模拟。

本发明解决技术的方案是：

一种带进气道的全弹性模型设计方法，包括如下步骤：

步骤一、建立与现有模型尺寸比例为1：1的风洞模型；

步骤二、在风洞模型的轴向尾端开设柱形凹槽；

步骤三、沿现有模型轴向等间距分为n个截面；测量现有模型的进气道在各截面处的截面积；n为正整数；

步骤四、在风洞模型的内部底部设置U形凹槽；

步骤五、在风洞模型的内部顶部均匀开设n个倒T形开口；每个倒T形开口分别对应1个截面位置；

步骤六、在柱形凹槽的内壁设置2个模型固定孔；

步骤七、将支杆从风洞模型尾端沿柱形凹槽伸入风洞模型内部；并通过2个模型固定孔将支杆与风洞模型固定连接；

步骤八、在风洞模型外表面涂漆，实现将倒T形开口的竖直面开口封闭。

在上述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，所述步骤二中，柱形凹槽位于模型结构的轴线上，且柱形凹槽由风洞模型的轴向尾端指向轴向头端。

在上述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，所述步骤三中，10≤n≤20。

在上述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，所述步骤四中，U形凹槽开口向上；且U形凹槽的轴线与柱形凹槽轴线平行。

在上述的一种带进气道的全弹性模型设计方法，U形凹槽的设置方法为：

沿风洞模型轴向相同位置等分n个截面；每个截面上U形凹槽的截面积与对应截面的进气道截面积相同；圆滑连接n个截面的U形凹槽截面，获得U形凹槽。