[发明专利]一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用

说明书

技术领域

本发明涉及风洞试验技术领域，具体为一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用。本发明能够对风洞试验尾支撑干扰进行修正，尤其适用于高速风洞尾支撑干扰修正，具有较好的应用前景。

背景技术

风洞试验是研究气体流动及其与模型相互作用的主要手段，飞机气动特性主要通过风洞试验而获得。在进行高速风洞试验时，飞机模型通过支撑装置固定在风洞试验段，风洞来流作用在飞机模型上，通过置于飞机模型内部的专用天平获得飞机模型的气动特性。高速风洞试验大多采用尾支撑方式，为了准确获得飞机模型在风洞来流条件下的气动力和力矩，必须对尾支撑干扰进行修正。

目前，国内大型高速风洞尾支撑干扰修正普遍采用模型腹部支撑装置。其通过模型腹部支撑条件下，有无尾支撑状态的对比试验，来获得尾支撑干扰修正量，从而获得尾支撑干扰修正后的模型气动力和力矩。该修正方法的不足之处在于：（1）采用腹部支撑方式，需在飞机模型腹部开口，且其支撑系统尺寸较大，进行带尾支撑试验时，会引起较大的二次干扰；（2）腹部支撑系统的支杆距离风洞试验段下壁板较近，限制了风洞弯刀机构的最大行程，试验迎角相对较小；（3）腹部支撑系统横向刚度较差，进行带尾支撑试验时，易引起模型抖动，甚至与尾支撑碰撞，导致尾支撑干扰修正试验无法进行。

为此，迫切需要一种新的装置或方法，以解决上述问题。

发明内容

本发明的发明目的在于：针对高速风洞飞机模型尾支撑干扰修正试验中，采用模型腹部支撑方式，腹部支撑系统尺寸较大，会引起二次干扰，且试验迎角相对较小，易引起飞机模型抖动，导致尾支撑干扰修正试验无法进行的问题，提供一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用。本发明采用条带悬挂支撑机构作为辅助支撑，通过模拟有无尾支撑系统的试验状态，获取尾支撑系统对试验模型的支撑干扰修正量，从而获得经过修正后的试验结果，包括模型气动力和力矩等。本发明进行修正时，二次干扰小，试验迎角范围大，试验模型抖动幅度小，所得修正结果更加准确，具有良好的使用价值和社会效益。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种风洞试验尾支撑干扰修正方法，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。

进行风洞试验的风洞为高速风洞。

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。

所述尾部支撑机构内的天平为杆式六分量天平。

前述干扰修正方法的应用，将该方法应用于航空航天飞行器的试验模型。

将该方法用于飞机、导弹、火箭、临近空间飞行器的试验模型。