[发明专利]一种确定高速风洞大型飞机模型缩比的方法

说明书

技术领域

本发明属于风洞试验技术领域，具体涉及一种在高速风洞试验中，利用模型远场扰动评估确定高速风洞大型飞机模型缩比的计算方法。

背景技术

试验模型缩比确定是高速风洞试验方案设计阶段的关键内容之一，尤其对于大型飞机而言，增大模型缩比，不仅可以更加精确地模拟飞行器表面形状和附着物，还可以增大试验雷诺数，便于传感器、模块、线路等设备的安装、铺设，因而可大幅提高试验数据质量。但增大模型缩比必然会导致洞壁干扰量的增加，严重时会影响洞壁干扰修正的准确度，导致试验数据产生偏差。

国内外高速风洞依据长期试验经验制定了相关的模型设计准则，但该准则主要适用于小展弦比军机模型，一般要求模型全展长不超过0.6倍试验段宽度，对于中远程轰炸机、客货运输机、无人机等大型飞机模型该准则应可适当放宽。实际操作中，根据模型构型特点与试验马赫数范围，国内2.4米跨声速风洞通常将大型飞机模型全展长控制在0.65～0.75倍试验段宽度，德国ETW要求试验马赫数0.85以下的运输机类模型全展长小于0.65倍试验段宽度，荷兰DNW-HST要求试验马赫数0.85以下的大型客机模型全展长小于0.75倍试验段宽度，而美国AEDC16英尺跨声速风洞认为将大型飞机全展长与试验段宽度比例放大至0.8倍仍可通过洞壁干扰修正获得准确数据。

由于缺乏准确有效的模型缩比确定方法，因此基于经验采用保守设计是目前高速风洞大型飞机模型缩比确定的主要方式。但该方法操作随意性较大，不同型号或同一型号不同时期模型缩比不一，最合适的缩比需要经过实际吹风数据检验后才能确定，容易造成不同期数据间尺度效应偏差，增大试验难度、风险及初期成本。

发明内容

为了克服现有技术的上述缺点，本发明提供了一种确定高速风洞大型飞机模型缩比的方法，以试验段壁板侧壁压力分布为依据确定高速风洞大型飞机模型缩比，从而为试验方案制定与试验模型设计提供依据。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种确定高速风洞大型飞机模型缩比的方法，包括如下步骤：

第一步、根据计算模型数模生成不同模型展长的试验计算网格；

第二步、根据试验运行状态设置边界条件：依据来流马赫数、总压、总温，通过等熵公式计算来流静压值、来流温度参数值，将试验段入、出口分别设定压力入口、压力出口边界条件；通过壁板厚度、参考压力修正关系计算穿孔粘性阻力因子，设定壁板为多孔壁边界条件；

第三步、数值模拟试验状态，得到侧壁压力分布数据：根据试验状态来流速压值、来流静压值计算侧壁压力系数分布，并与空风洞状态侧壁压力系数分布比较，计算各模型缩比下侧壁扰动压力系数；

第四步、计算侧壁扰动压力系数分布标准差，并与扰动压力系数判定标准进行比较，选择侧壁扰动压力系数分布标准差小于且最接近0.5倍扰动压力系数判定标准所对应的模型缩比为最优模型缩比。

与现有技术相比，本发明的积极效果是：以试验段壁板侧壁压力分布为依据，针对不同构型、不同试验范围，通过不同缩比模型对侧壁压力分布的远场扰动量分析，在试验前评估确定高速风洞大型飞机模型缩比，具有较好的代表性和较高的可信度，可避免传统方法的不足，有效提高试验方案设计的精细化水平，为大型飞机高速风洞试验方案制定与试验模型设计提供依据，具有巨大的工程实用价值。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1为计算网格示意图，其中：1为计算模型、2为风洞驻室、3为风洞试验段；

图2为2.4米跨声速风洞压力修正关系与来流马赫数的相关散点图；

图3为不同缩比大飞机模型侧壁扰动压力系数分布图。

具体实施方式

一种确定高速风洞大型飞机模型缩比的方法，包括以下步骤：

第一步、根据计算模型1数模生成不同模型展长的试验计算网格（如图1所示）：

网格需为贴体、正交的结构网格，并模拟风洞试验段3、风洞驻室2等外部结构，网格质量需满足粘性计算需求，附面层网格厚度为特征长度的千分之三至千分之五；所述特征长度定义为：空风洞计算条件为试验段横截面积平方根的0.1倍，缩比模型计算条件为模型的平均空气动力弦长。

第二步、根据试验运行状态设置边界条件：

依据来流马赫数、总压、总温，通过等熵公式计算来流静压值、来流温度等参数值，将试验段入、出口分别设定压力入口、压力出口边界条件；通过壁板厚度、参考压力修正关系计算穿孔粘性阻力因子，设定壁板为多孔壁边界条件；其中：