[发明专利]一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用

权利要求书

1.一种风洞试验尾支撑干扰修正方法，其特征在于，包括如下步骤：

（1）取模型机身、模型真实后体、尾支撑破坏后体，其中，模型真实后体、尾支撑破坏后体能分别装配在模型机身的尾部，模型真实后体装配在模型机身的尾部构成真实模型，尾支撑破坏后体装配在模型机身的尾部构成后体破坏试验模型；

（2）将尾支撑破坏后体装配在试验模型尾部，构成后体破坏试验模型，采用条带悬挂支撑机构悬挂后体破坏试验模型，并将后体破坏试验模型固定于试验风洞的试验段中，同时将假尾支撑件伸入后体破坏试验模型内部，且后体破坏试验模型与假尾支撑件之间不接触、不碰撞，然后模拟有尾支撑条件下的状态进行风洞试验，试验迎角范围为A~B；

（3）将模型真实后体装配在试验模型尾部，构成真实模型，采用条带悬挂支撑机构悬挂真实模型，并将真实模型固定于试验风洞的试验段中，模拟无尾支撑条件下的状态进行风洞试验，试验迎角范围为A~B；

（4）采用尾部支撑机构支撑后体破坏试验模型，并将后体破坏试验模型固定于试验风洞的试验段中，然后进行风洞试验，试验迎角范围为C~D，且|D-C|≥|B-A|；

（5）对步骤2、3的试验数据进行拟合，获得相同迎角条件下步骤2和步骤3的试验结果，将步骤2的试验结果减去步骤3的试验结果得差量，所得差量即为尾支撑系统对试验模型的支撑干扰量；

（6）对步骤5所得的差量进行多项式拟合，拟合结果为试验迎角范围为A~B的尾支撑系统干扰量，再依据拟合结果进行插值，得到试验迎角范围为C~D的尾支撑系统干扰量；

（7）在相同迎角条件下，将步骤4的试验结果减去步骤6的试验结果，即得试验迎角范围为C~D的修正尾支撑干扰后的试验结果。

2.根据权利要求1所述风洞试验尾支撑干扰修正方法，其特征在于，进行风洞试验的风洞为高速风洞。

3.根据权利要求1或2所述风洞试验尾支撑干扰修正方法，其特征在于，所述条带悬挂支撑机构内的天平为内环式六分量条带悬挂支撑天平。

4.根据权利要求1~2任一项所述风洞试验尾支撑干扰修正方法，其特征在于，所述尾部支撑机构内的天平为杆式六分量天平。

5.根据权利要求3所述风洞试验尾支撑干扰修正方法，其特征在于，所述尾部支撑机构内的天平为杆式六分量天平。

6.根据权利要求1~5任一项所述风洞试验尾支撑干扰修正方法的应用，其特征在于，将该方法应用于航空航天飞行器的试验模型。

7.根据权利要求6所述应用，其特征在于，将该方法用于飞机、导弹、火箭、临近空间飞行器的试验模型。