[发明专利]用于翼面风洞试验的整流装置、设计方法及翼身融合装置有效

专利信息
申请号: 201910216105.3 申请日: 2019-03-21
公开(公告)号: CN110160738B 公开(公告)日: 2020-10-23
发明(设计)人: 许云涛;吴志刚;何海波;操小龙 申请(专利权)人: 北京机电工程研究所
主分类号: G01M9/06 分类号: G01M9/06
代理公司: 暂无信息 代理人: 暂无信息
地址: 100074 *** 国省代码: 北京;11
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摘要:
搜索关键词: 用于 风洞试验 整流 装置 设计 方法 融合
【权利要求书】:

1.一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法,其特征在于,所述方法包括以下步骤:

步骤1、选取一翼型并获取所述翼型的相关参数,基于所述相关参数将所述翼型上表面节点依次相连得到翼型曲线;

步骤2、以翼型前缘点至后缘点连线作为轴线,并沿所述轴线将所述翼型曲线旋转成体得到旋成体;

步骤3、沿所述轴线,获取所述旋成体的半模模型;

步骤4、以整流装置能够将翼面接头包裹在内为设计目标,对所述半模模型进行X轴/Y轴/Z轴三方向尺寸缩比,得到整流装置实体模型;

其中,坐标系原点O位于飞行器前缘中心位置,X轴在飞行器对称平面内,沿弹体指向尾部,Y轴位于飞行器对称面,垂直于X轴,向上为正;Z轴根据右手定则确定;

步骤5、将所述实体模型进行实体抽壳,得到特定壁厚的开口壳体模型;

步骤6、在所述开口壳体模型上设置所述翼面接头的插入通孔即可。

2.根据权利要求1所述的一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法,其特征在于,所述翼型的最大厚度位于30%以后弦长位置。

3.根据权利要求2所述的一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法,其特征在于,所述的翼型可以为NACA16009翼型。

4.根据权利要求2所述的一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法,其特征在于,所述插入通孔设置在30%以后所述轴线位置,其中,以所述轴线所在的翼型前缘点为起点。

5.根据权利要求1所述的一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法,其特征在于,所述步骤6中,在设计所述插入通孔时,将所述开口壳体模型与翼面接头的接触面进行布尔运算,扣除交叉部分即得。

6.根据权利要求1-5任一项所述的一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法,其特征在于,所述插入通孔还满足:在翼面接头通过所述插入通孔插入开口壳体模型后,所述开口壳体模型与翼面之间具有2mm以上的距离。

7.根据权利要求1-5任一项所述的一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法,其特征在于,所述开口壳体模型的壁厚不超过10mm。

8.一种用于翼面风洞试验的整流装置,其特征在于,所述整流装置根据权利要求1-7任一项所述的方法设计得到。

9.一种用于翼面风洞试验的翼身融合装置,其特征在于,所述融合装置包括翼面和权利要求8所述的整流装置,其中,所述翼面的翼面接头通过插入通孔设置在所述整流装置内。

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