[发明专利]栅格翼超声速风洞试验大比例缩比模拟方法

说明书

技术领域

本发明属于风洞试验领域，特别是栅格翼超声速风洞试验大比例缩比模拟方法。

背景技术

栅格翼是由众多薄的栅格壁镶嵌在边框内形成的空间多升力面系统。它在给定空间具有更佳的升力性能，且具有机构小巧、可折叠的优点，因此在飞行器上得到越来越多的应用。

20世纪50年代初，苏联就对栅格翼进行了理论和试验研究工作，同时开展了栅格翼的结构、强度、生产工艺的研究，形成一套设计方法。20世纪90年代初，美国对栅格尾翼在导弹上的应用特点做了充分的评估，并且在栅格翼气动方面的数值计算做了大量的工作，近年来开展了试验验证工作。国内自20世纪90年代初开始对栅格翼进行研究，并且已成功应用于神舟号宇宙飞船逃逸飞行器上。

由于美国等技术发达国家具有4m量级以上的大型超声速风洞，在进行栅格翼风洞试验时可以做到几何尺寸的完全缩比。但在国内目前的主要超声速风洞为0.6m和1.2m量级，栅格翼在进行几何缩比时，为了达到试验要求缩小比例很大，例如缩小20倍以上。这样的缩比如果仍进行完全几何缩比，会遇到以下几个方面的问题：

(1)缩比后栅格壁的厚度很小，有的甚至小于0.1mm，在模型加工工艺上很难实现；

(2)缩比后其结构强度无法满足试验要求，模型在高速气流中很容易被破坏；

(3)模型缩比后，边界层效应和实际模型有所差别造成气动特性模拟失真。

由于以上种种困难，国内尚没有栅格翼飞行器大比例缩比模型高速风洞试验的成熟方法。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种栅格翼超声速风洞试验大比例缩比模拟方法，解决了在风洞试验时大比例缩比所遇到的加工和强度难题，同时能够准确模拟栅格翼的气动特性。

本发明包括如下技术方案：

栅格翼超声速风洞试验大比例缩比模拟方法，其特征在于，将栅格翼大比例缩比后的外形进行如下处理形成等效模型外形：将栅格数按第二比例减少，按所述第二比例增加栅格翼弦长和栅格翼筋板厚度；栅格翼的高度和宽度保持不变。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

本发明在不改变栅格翼外轮廓尺寸的前提下，通过对栅格数、弦长和筋板厚度进行优化，在高速风洞进行试验时等效模拟其气动特性，同时解决了其大比例缩比所遇到的加工和强度难题，为中小型高速风洞开展栅格翼飞行器风洞试验铺平了道路。通过本发明研制的等效外形试验数据和原型试验数据的差别法向力在3％之内、轴向力在5％之内。

本发明主要应用于飞行器栅格翼在进行超声速风洞试验时，栅格翼进行大比例缩比后如何等效模拟其气动特性。

附图说明

图1为栅格翼大比例缩比后的原形示意图；其中图1a为主视图，图1b为左视图。

图2为本发明的等效模拟外形示意图；其中图2a为主视图，图2b为左视图。

图3为栅格翼的三维示意图。

图4为某栅格翼原形和等效外形气动特性试验比较曲线，其中横坐标为攻角，纵坐标为法向力。

图5为某栅格翼原形和等效外形气动特性试验比较曲线，其中横坐标为攻角，纵坐标为轴向力。

具体实施方式

下面就结合附图对本发明做进一步介绍。

本发明按照“受力面积相等原则”对栅格翼超声速气动特性进行等效模拟。将栅格翼大比例缩比后的外形进行如下处理：通过增加栅格间距t使得栅格数按一定比例减少，但需要保持栅格翼的高度h，宽度1不变，同时保持栅格四个边之间的角度不变。为了保证栅格翼法向力不变，需要保证其升力面积不变，在减小栅格数的同时，按比例增加栅格翼弦长b；为了保证栅格翼轴向力不变，需要保证其迎风面积不变，在减小栅格数的同时，按比例增加栅格翼筋板1厚度。所述比例要保证所形成的等效模型外形在加工和结构强度均可满足试验要求。

实施例

如图1所示为某栅格翼大比例缩比(例如缩小20倍)后的外形原型，栅格为16×16排列，栅格间距为1.3mm，弦长为2.75mm，栅格翼筋板1厚度为0.1mm，如此外形在工艺上很难加工，同时其结构强度很难满足试验要求；图2为采用本发明的方法后的等效模型外形，其栅格减少至4×4排列，其栅格间距为5.2mm，即为图1原型的四部；为了保证栅格翼轴向力不变，将栅格翼筋板厚度增加到0.4mm，即为原型的四倍，为了保证栅格翼法向力不变，将栅格翼的弦长增加到11mm，也为原型的四倍，等效模型在工艺上可以很容易实现，同时结构强度完全满足试验要求。