一种风洞支撑干扰量测量的试验方法与流程

本发明涉及一种风洞支撑干扰量测量的试验方法。

背景技术：

在风洞试验中，为了得到支撑装置对试验模型的气动力干扰，通常要在正式风洞试验前进行支架干扰量测量试验。支架干扰指的是在风洞气流中由于支撑模型的支架系统的存在干扰了模型的流场，从而对模型气动力测量产生的影响。支架干扰量随着试验迎角、侧滑角和模型状态以及试验风速等因素是变化的，故必须在试验前或试验后相应的测定。特别是对于那些靠近支架的模型部件(如襟翼、外挂物和发动机短舱等)的不同状态。此外，也不是每一条测力试验都要一一对应地安排支架干扰试验，可以根据经验与分析，对有些支架干扰量变化很小的可用已有的相近状态的支架干扰量代替，从而减小支架干扰试验的条数。

那么，在低速变雷诺数风洞中的增压试验中，即便是相近状态的支架干扰量可以互相替代，但是襟翼偏度的变化及风洞压力即雷诺数的变化时腹部支撑机构对于全机气动性能的干扰量都会发生较大变化。因此，寻求一种能够简化增压风洞的支架干扰试验方法非常重要。

技术实现要素：

针对以上不足之处，本发明提供一种风洞支撑干扰量测量的试验方法，从而达到节省人力物力和时间的目的。

本发明所采用的技术如下：一种风洞支撑干扰量测量的试验方法，包括建立横向试验和纵向试验支架干扰量的气动力系数模型，

所述的纵向试验的支架干扰量的气动力系数dcy、dcx和dmz影响量的获得方法，具体如下所示：

dcy＝p[0]+p[1]×cy未修正+p[2]×cy未修正²+p[3]×cy未修正×flap+p[4]×e^(1/re)+p[5]×flap+p[6]×htail+p[7]×cy未修正×htail(1)

dcx＝p[0]+p[1]×cy修正+p[2]×cy修正²+p[3]×cy修正×flap+p[4]×e^(1/re)+p[5]×flap+p[6]×htail+p[7]×cy修正×htail(2)

dmz＝p[0]+p[1]×cy修正+p[2]×cy修正²+p[3]×cy修正×flap+[4]×e^(1/re)+p[5]×flap+[6]×htail+[7]×cy修正×htail(3)

其中，其中cy、cx和mz分别表示风洞试验全模型升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，mx、my和cz分别表示滚转力矩系数、偏航力矩系数和侧向力系数，p[x]代表的是常数项矩阵，利用最小二乘法公式由已有的支架干扰试验项目数据得到，襟翼片单位°，雷诺数以百万为单位给出，htail代表有无尾翼，有尾翼时输入1，无尾翼时输入0，“cy未修正”指的是对应状态的全机未扣除支架干扰影响的升力系数，“cy修正”指的是扣除了支架干扰量对升力的影响后的升力系数；

所述的横向试验的支架干扰量的获得方法是直接测量光支杆在风洞中产生的六元气动力和气动力系数，如下所示：

纵向气动力系数

横向气动力系数

其中，bijk代表的是常数项矩阵，λ表示的是尾支杆的长度，β代表模型侧滑角，re代表雷诺数并以百万为单位给出；

最后验证得到的数据与真实风洞试验得到数据之间的残差量是否满足试验数据要求。

本发明的优点及有益效果是：缩短支架干扰试验在整个风洞试验中的所占时间比例，节约时间成本；缩短支架干扰试验的试验量，节约经济成本；得到的支架干扰量数据，避免了部分支架干扰量跳动引起的对于全机试验数据的不良影响；通过进行模型典型状态的支架干扰试验并结合特定的数学模型，可以得到全部模型状态和试验状态的支架干扰量，这样不仅仅缩短了试验的时间成本还可以缩减风洞试验成本。

附图说明

图1为本发明的试验方法流程图；

图2为本发明中所使用的风洞试验支杆支撑设备的正视图；

图3为本发明中所使用的风洞试验支杆支撑设备的侧视图；

图4为本发明中所使用的风洞试验张线支撑设备的正视图；

图5为本发明中所使用的风洞试验张线支撑设备的侧视图；

图6为本发明的方法与试验方法得到的数据在飞机模型升力系数方面的残差分析图；

图7为本发明的方法与试验方法得到的数据在飞机模型阻力系数方面的残差分析图；

图8为本发明的方法与试验方法得到的数据在飞机模型俯仰力矩方面的残差分析图；

具体实施方式

下面根据附图举例对本发明做进一步说明：

实施例1

一种风洞支撑干扰量测量的试验方法，包括建立横向试验和纵向试验支架干扰量的气动力系数模型，如下：

所述的纵向试验的支架干扰量的气动力系数dcy、dcx和dmz影响量的获得方法，具体如下所示：

dcy＝p[0]+p[1]×cy未修正+p[2]×cy未修正²+p[3]×cy未修正×flap+p[4]×e^(1/re)+p[5]×flap+p[6]×htail+p[7]×cy未修正×htail(1)

dcx＝p[0]+p[1]×cy修正+p[2]×cy修正²+p[3]×cy修正×flap+p[4]×e^(1/re)+p[5]×flap+p[6]×htail+p[7]×cy修正×htail(2)

dmz＝p[0]+p[1]×cy修正+p[2]×cy修正²+p[3]×cy修正×flap+[4]×e^(1/re)+p[5]×flap+[6]×htail+[7]×cy修正×htail(3)

其中，其中cy、cx和mz分别表示风洞试验全模型升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，mx、my和cz分别表示滚转力矩系数、偏航力矩系数和侧向力系数，p[x]代表的是常数项矩阵，利用最小二乘法公式由已有的支架干扰试验项目数据得到，襟翼片单位°，雷诺数以百万为单位给出，htail代表有无尾翼，有尾翼时输入1，无尾翼时输入0。“cy未修正”指的是对应状态的全机未扣除支架干扰影响的升力系数，“cy修正”指的是扣除了支架干扰量对升力的影响后的升力系数，，计算的残余量要求必须在风洞洞壁天平的精度范围内；

所述的横向试验的支架干扰量的获得方法是直接测量光支杆在风洞中产生的六元气动力和气动力系数，如下所示：

纵向气动力系数

横向气动力系数

其中，bijk代表的是常数项矩阵，λ表示的是尾支杆的长度(尾支杆长度与模型纵向迎角是线性关系)，β代表模型侧滑角，re代表雷诺数并以百万为单位给出；

最后验证得到的数据与真实风洞试验得到数据之间的残差量是否满足试验数据要求。

实施例2

本方法适用于低速高雷诺数风洞即中航气动院fl-9风洞，适用于腹部支撑方式的支架干扰试验。

步骤一：按照全机试验计划选取典型的试验状态进行支架干扰试验，如最小和最大的襟翼偏度和最小与最大的试验雷诺数等尽量都包含在内。由于支架干扰机构(见图2-4)只能进行纵向试验，故横向支架干扰试验利用单独光支杆在风洞中进行试验来得到相应的支架干扰影响量；

步骤二：利用得到的典型的支架干扰试验数据(该数据是利用图3和图5中所列举的试验设备得到)，结合最小二乘法的数学方法得到数学模型的常数项系数矩阵，从而得到了完整的纵向支架干扰试验数学模型和横向支架干扰试验的数学模型；

步骤三：将数学建模得到的结果与真实试验结果进行比对，误差满足测力天平各元满量程的1/1000既证明了数据的残差在合理范围内，即利用数学模型得到的数据与真实风洞试验得到数据之间的残差量满足试验数据要求。

步骤四：最后，参考全机风洞试验大纲或计划，利用支架干扰数学模型得到所有全机试验所需的支架干扰量的数据库。

实施例3

表1sti+2m支撑巡航构型雷诺数与马赫数影响研究试验

表2单独sti支撑构型雷诺数与马赫数影响研究试验

其中ma代表试验马赫数，p0表示风洞试验压力，表格中列出了所提供数据的试验状态。

表1和表2列举了部分典型的两种支撑条件下的风洞试验数据，其中纵横向表头表示的是得到该试验数据时的风洞试验条件，如车次“203”的试验条件是马赫数0.15且风洞试验段压力2.7bar。附图6、7、8中正是将这些风洞试验结果与本发明的建模方法得到的结果误差进行分析，即残差满足测量设备(风洞洞壁)满量程精度的千分之一以内即证明结果是合理的。