一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用与流程

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。

技术实现要素：
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。针对前述问题，本发明提供一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用，其是一种用于高速风洞的尾支撑干扰修正方法。本发明的修正方法在风洞试验中，采用条带悬挂支撑机构作为辅助支撑，利用条带悬挂支撑机构获取尾支撑装置的支撑干扰；采用尾部支撑机构作为主支撑，修正的是尾部支撑机构对试验模型的支撑干扰；并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模型试验数据，包括气动力和力矩等。本发明的条带悬挂支撑机构在试验模型开口较腹部支撑小，且条带尺寸较小，带假尾支撑试验时（即步骤2的假尾支撑试验时），二次干扰小；条带悬挂支撑机构的动带运行不受风洞试验段壁板影响，与腹部支撑相比，试验迎角相对较大；条带悬挂支撑机构的纵横向刚度较好，带假尾支撑试验时，试验模型抖动幅度小，所得修正结果更加准确。试验结果表明，本发明的二次干扰小，试验装置纵横向刚度良好，吹风试验过程平稳，可实现的迎角范围大，试验模型抖动很小，得到的尾支撑干扰量值准确。采用本发明，可对飞机类高速风洞测力试验进行尾支撑干扰修正，有效提升试验结果的准确性，具有良好的使用价值和社会效益。综上所述，采用本发明的尾支撑干扰修正方法试验过程顺利，试验模型稳定性强，试验迎角范围大，支撑系统二次干扰小，支撑干扰修正结果更加准确。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为实施例1步骤2中采用条带悬挂支撑机构带假尾支撑的示意图。图2为实施例1步骤3中采用条带悬挂支撑机构不带假尾支撑的示意图。图3为实施例1步骤4中采用尾部支撑机构的支撑示意图。图中标记：1为模型机身，2为动带，3为定带，4为尾支撑破坏后体，5为假尾支撑件，6为模型真实后体，7为尾部支撑机构。具体实施方式本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。本说明书中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。实施例1本实施例的试验风洞为2.4米×2.4米跨声速风洞，试验模型为缩比1：22的大飞机模型，试验条件为马赫数0.4、0.6、0.8，试验迎角为-4°~14°，要求获得大飞机模型修正支撑干扰后的气动数据。在2.4米×2.4米跨声速风洞，来流马赫数0.4条件下，进行相应测定，具体操作过程如下。步骤一、设计一套试验模型，试验模型包括模型机身、模型真实后体、尾支撑破坏后体，模型机身尾部可分别装配尾支撑破坏后体、模型真实后体。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。步骤二、如图1所示，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。后体破坏试验模型通过条带悬挂支撑机构的定带固定于风洞试验段中，条带悬挂支撑机构的动带穿过模型机身的头部，并牵引试验模型实现迎角连续变化。然后，将固连于试验段中的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，以模拟有尾支撑条件下的试验外形进行风洞试验，保证尾支撑破坏后体与假尾支撑件不连接、不碰撞，试验迎角范围为-4°~4°（记为试验范围A~B）。步骤三、如图2所示，模型机身通过条带悬挂支撑机构的定带固定于风洞试验段中，条带悬挂支撑机构的动带穿过模型机身的头部，牵引模型机身实现迎角连续变化。其中，模型机身尾部安装模型真实后体，模拟无尾支撑条件下的试验外形进行风洞试验，试验迎角范围为-4°~4°（记为试验范围A~B）。步骤四、拆除条带悬挂支撑机构（包括动带、定带），模型机身的尾部安装尾支撑破坏后体，并采用尾部支撑机构支撑后体破坏试验模型。通过尾部支撑机构将后体破坏试验模型固定于试验段中，在此状态下进行风洞试验，试验迎角范围为C~D，其中，|D-C|≥|B-A|。步骤五、对试验数据进行拟合处理，获得相同迎角条件下，步骤二和步骤三的试验结果。将步骤二的试验结果减去步骤三的试验结果，获得的差量是尾支撑系统对飞机模型的支撑干扰量。由于步骤二使用了尾支撑破坏后体，步骤三使用了真实后体，因此，本步骤获得的差量中包含了破坏后体与真实后体对飞机模型气动特性的不同影响。本实施例中，步骤五拟合处理可采用线型拟合。步骤六、对步骤五所得结果进行多项式拟合，拟合结果为试验迎角范围为A~B的尾支撑系统干扰量，再对拟合结果进行插值，得到相应的拟合曲线。根据拟合曲线，获得试验迎角范围为C~D的尾支撑系统干扰量。步骤七、在相同迎角条件下，将步骤四的试验结果减去步骤六的试验结果，得到试验迎角范围为C~D的修正尾支撑干扰后的试验结果。由于步骤四使用了尾支撑破坏后体，步骤五所获差量包含破坏后体与真实后体的差异影响，因此，步骤七同时修正了尾支撑破坏后体对试验模型气动特性的影响。其中，图1为步骤2中采用条带悬挂支撑机构带假尾支撑的示意图；图2为步骤3中采用条带悬挂支撑机构不带假尾支撑的示意图；图3为步骤4中采用尾部支撑机构的支撑示意图。本实施例中，条带悬挂支撑机构中采用的支撑天平为内环式六分量天平，尾部支撑机构采用的天平为杆式六分量天平。本发明中，尾部支撑机构为主支撑，修正的是尾部支撑机构对试验模型的支撑干扰；条带悬挂支撑机构为辅助支撑，利用条带悬挂支撑机构获取尾支撑装置的支撑干扰。改变风洞来流马赫数至0.6、0.8，重复步骤（一）~（七），直到完成所有试验项目，获得高速风洞中尾支撑干扰修正后的大飞机气动数据。试验结果表明，采用本发明的尾支撑干扰修正方法试验过程顺利，试验模型稳定性强，试验迎角范围大，支撑系统二次干扰小，试验结果准确性得到显著提高，具有较好的应用前景。进一步，本发明的修正方法可用于飞机、导弹、火箭、临近空间飞行器等航空航天飞行器，具有较好的应用前景。本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。