[发明专利]一种高超声速风洞模型弹翼变形试验方法

权利要求书

1.一种高超声速风洞模型弹翼变形试验方法，其特征在于，所述的弹翼变形试验方法基于专用的弹翼变形装置，所述的弹翼变形装置以高超声速风洞试验模型的头部为前方，对称安装在高超声速风洞试验模型内腔的左右两侧，在高超声速风洞试验模型表面左右两侧的弹翼位置处开有对应的狭缝，在弹翼变形装置的驱动下，弹翼从狭缝内伸出或收回，实现高超声速风洞试验模型弹翼变形；

所述的弹翼变形试验方法，包括以下步骤：

a.在高超声速风洞中安装具有弹翼变形装置的试验模型，检查弹翼变形装置的运动情况，确保弹翼在狭缝内平滑的伸出或收回；

b.在高超声速风洞，开展定常气动特性试验；

b1.进行固定弹翼后掠角阶梯变攻角试验，即固定试验模型的弹翼的后掠角，按照预先设定的试验模型攻角阶梯序列，阶梯改变试验模型攻角，进行定常高超声速风洞试验；

b2.进行固定攻角双侧弹翼阶梯变后掠角试验，即在步骤b1的试验模型攻角阶梯序列中选择若干试验模型攻角，按照预先设定的弹翼的后掠角阶梯序列，阶梯改变弹翼的后掠角，进行定常高超声速风洞试验；

c.进行定常高超声速风洞试验的气动特性数据分析，分别获得步骤b1和步骤b2的试验模型的定常气动力和力矩；

d.在高超声速风洞，开展非定常气动特性试验；

弹翼的后掠角采用连续三角函数运动方式，在t时刻，弹翼的后掠角增量的函数关系为：

式中，T为运动周期，运动周期的类型设置为2个以上，一次非定常气动特性试验采集同一个类型的3~5个运动周期；后掠角增量的运动速率利用试验模型与对应的飞行器原型的斯特劳哈尔数相等进行计算确定；为弹翼的最小后掠角，为弹翼的最大后掠角；

d1.进行固定攻角双侧弹翼连续变后掠角试验，即按照步骤b2的试验模型攻角，连续同步改变弹翼的双侧后掠角，进行非定常高超声速风洞试验；

d2.进行固定攻角单侧弹翼连续变后掠角试验，即按照步骤b2的试验模型攻角，在后掠角阶梯序列中选择若干个后掠角角度，固定一侧弹翼的后掠角，连续改变弹翼的另一侧弹翼的后掠角，进行非定常高超声速风洞试验；

d3.采用滤波方式获取分别获取步骤d1和步骤d2的非定常气动力和力矩；

e.将步骤c和步骤d对应的气动力和力矩数据进行对比，获得试验模型弹翼变形的非定常动态效应。