一种运输飞机大尺寸物体空投舱内压力变化特性试验方法与流程

本发明涉及飞机等航空器地面试验技术领域和和实验空气动力学领域，具体为一种运输飞机大尺寸物体空投舱内压力变化特性试验方法。

背景技术：

风洞实验是航空飞行器研制过程中研究、验证其气动特性的最重要、应用最广泛的技术方法；风洞实验的理论基础是相似原理，一种风洞实验方法能否获得准确结果的关键是相似准则的选择。

运输机空投大尺寸物体时，由于物体相比货舱横截面尺寸较大，形成较大的堵塞度，当物体在牵引伞拉力作用下向舱后大舱门移动时，前舱压力会快速变化，影响前舱投放员，甚至对其听觉系统造成伤害；对这一特性进行研究，对空投的安全实施极为重要；对文献和专利的检索，得到以下与运输机空投相关的专利。

中国人民解放军空军航空医学研究所在中国专利局cn104596784a、cn104596784b和cn204389793u中公开三种适用于空投空降实验的假人专利设计，在中国专利局的专利cn1663883a公开一种可用于重物空投的装置，在中国专利局的专利cn105320807a公开一种空降空投着陆点预评估方法。

南京航空航天大学对此已有一定研究，在中国专利局的专利cn104504174a公开了一种空投过程适用于流固耦合数值模拟的自适应网格的控制方法。

但是，上述公开或授权的专利，虽然都与运输机空投空降有关，却都不涉及运输机大物体空投过程中舱内压力变化特性的研究，更没有提出相应的风洞试验方法或数值模拟方法。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种运输飞机大尺寸物体空投舱内压力变化特性试验方法，以解决上述背景技术中提出的上述公开或授权的专利，虽然都与运输机空投空降有关，却都不涉及运输机大物体空投过程中舱内压力变化特性的研究，更没有提出相应的风洞试验方法或数值模拟方法的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种运输飞机大尺寸物体空投舱内压力变化特性试验方法，包括飞机模型和空投物模型，所述飞机模型舱内下壁上铺设滑轨，所述飞机模型内舱前壁附近下壁上设有空投物模型固定柱，所述飞机模型内舱前壁附近下壁上设有若干个固定柱，所述空投物模型前方连接设有引线，所述空投物模型通过引线与固定柱之间的康铜丝连接并固定，所述飞机模型后方设有后大舱门，所述后大舱门下端在飞机模型上安装有货桥模型，所述空投物模型后方下端安装有连接牵引伞模型固定柱，所述空投物模型后方连接有伞绳模型，所述伞绳模型后固定连接有牵引伞模型，所述飞机模型下方和后部安装有回收网；所述飞机模型后大舱门出口左侧同一水平面风洞内安装高速摄像机，用以拍摄、计算空投物模型的出舱速度和姿态。所述飞机模型舱内前壁和右壁上安装有若干个动态压力传感器，并用稳压电源供电，传感器采集信号线与数据采集系统联通，通过采集系统的采集结果可以分析投放物模型在舱内移动、投出过程中的飞机模型舱内压力变化。

大尺寸物体空投前舱压力变化正式试验前，首先进行标准空投物空投模拟试验，通过高速摄像机记录出舱情况，并计算出舱速度，与实际飞行空投时的出舱速度换算到试验状态的值比较，调整牵引伞模型的伞面状态，满足拉力系数和实际飞行空投情况相同，用于后续试验。

本发明的大尺寸空投舱内压力变化特性试验，在空投物模型外形和内舱形状相似的条件下，可以忽略试验马赫数ma和雷诺数re的影响，首先要保证模型的弗劳德数fr和实物相同，同时保证重量、气动力(力矩)满足动力相似准则，初始速度、初始角速度满足相应的关系即可保证模型试验时空投物模型的运动速度、舱内压力系数变化与实物基本相似；需满足的相似准则包括；

(1)几何相似

飞机模型、空投物模型、牵引伞模型、伞绳模型均应满足几何相似条件；牵引伞模型、伞绳模型的要求可适当放宽，牵引伞模型的伞衣厚度可不模拟，伞绳模型可以只考虑有足够的强度。

(2)弗劳德数fr

(3)动力相似，包括大尺寸空投物重力和牵引伞拉力

(4)舱内压力系数

本发明中按照公式(1)中模型和实物弗劳德数fr相等，及gm＝gf可得试验时风洞的速度为

按照动力相似条件公式(2)，空投物模型所受重力gm和实物所受重力gf之比与相应气动力之比相等，及气动力系数crm＝crf相等可得

gm＝kρkl³gf(5)

按照动力相似条件公式(2)，同样可得牵引伞模型的牵引力满足

fm＝kρkl³ff(6)

公式(5)和(6)用来计算空投物模型的重量和牵引伞模型的拉力，结合几何相似的要求，就能够设计出空投物模型和牵引伞模型，用于风洞试验；空投物模型和牵引伞模型按与飞机模型相同的几何比例设计加工。

优选的，所述试验方法提出一个独创性试验准则——舱内压力系数

优选的，所述飞机模型下方和后部安装有回收网；所述固定柱为导体，且固定柱外侧设置有导线；所述引线与固定柱之间康铜丝连接。

优选的，所述试验方法需满足的试验准则包括：几何相似、弗劳德数fr、动力相似(包括大尺寸空投物重力和牵引伞拉力)以及舱内压力系数。

优选的，所述空投物模型和牵引伞模型的参数计算和模型设计方法。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1、本发明提出了一种研究运输飞机大物体空投舱内压力变化特性的风洞试验方法；确定运输飞机大物体空投舱内压力变化试验用的相似准则，提出了试验时舱内压力及相应的变化时间转换到飞行条件空投的舱内压力变化及相应变化时间的公式，给出了空投物模型和牵引伞模型的参数计算和模型设计方法，建立运输机空投舱内压力试验的具体方法和步骤；该试验方法可以研究运输飞机大物体空投舱压变化，判断空投实施时压力变化对舱内人员是否构成伤害，为相应的飞行试验实际大物体空投的实施提供依据；

2、本发明提出了适合于运输飞机空投舱内压力变化研究的舱内压力系数定义，这是运输飞机大物体空投舱内压力变化试验关键性相似准则，是将试验测得的舱内压力数据转换成飞行条件下数据的基础；

3、本发明提出了试验时舱内压力及相应的变化时间转换到飞行条件空投的舱内压力变化及相应变化时间的公式，为开展该类试验奠定了理论基础；

4、本发明提出了空投物模型和牵引伞模型设计、空投物模型投出与回收的方法；

5、本发明建立运输飞机大物体空投飞机舱内压力变化风洞试验研究的方法和步骤，按照该方法，可以开展针对运输飞机大物体空投舱内压力变化的研究，判断空投实施时压力变化对舱内人员是否构成伤害，为相应的飞行试验实际大物体空投的实施提供依据。

附图说明

图1为本发明一种运输飞机大尺寸物体空投舱内压力变化特性试验方法的结构示意图；

图2为本发明一种运输飞机大尺寸物体空投舱内压力变化特性试验方法中滑轨结构示意图；

图3为本发明一种运输飞机大尺寸物体空投舱内压力变化特性试验方法中动态压力传感器分布示意图；

图4为本发明一种运输飞机大尺寸物体空投舱内压力变化特性试验方法中a-a示意图。

图中：1、飞机模型；2、空投物模型；3、伞绳模型；4、牵引伞模型；5、滑轨；6、引线；7、固定柱；8、导线；9、康铜丝；10、前舱门；11、货桥模型；12、后大舱门；13、空投物模型固定柱；14、牵引伞模型固定柱；15、动态压力传感器。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

请参阅图1-4，本发明提供一种技术方案：一种运输飞机大尺寸物体空投舱内压力变化特性试验方法；

所需的设备及材料有：风洞、飞机模型1以及空投物模型2、模型翼尖支撑系统、回收网、高速摄像机、康铜丝9、引线6以及稳压电源、动态压力传感器15以及传感器采集信号线、vxi数据采集系统、处理数据的计算机系统；

运输飞机大尺寸物体空投舱内压力变化特性试验在一低速风洞三元试验段进行；采用翼尖支撑方式将飞机风洞试验模型支撑在三元试验段，通过带法兰的拐臂将模型翼尖与风洞翼尖支撑系统的支架连接；翼尖支撑系统可以实现飞机模型1迎角和一定范围侧滑角的变化；在飞机模型1舱内下壁上铺设滑轨5，在与大尺寸物体相似的空投物模型2底部安装4个滑轮或2个滑轮+2个滑片，空投物模型2的滑轮有内挡圈，将滑轮放到滑轨5上，滑片安装到轨道的滑槽内，保证空投物模型2可以在滑轨5上自由滑动；对于本次不投出的空投物模型2，通过引线6将空投物模型2连接到飞机模型1内舱前壁附近下壁上的空投物模型固定柱13上，调整引线6长度可以将模型固定到前后要求的位置上；对于本试验车次拟投放的空投物模型2，通过康铜丝9将引线6连到飞机模型1内舱前壁附近下壁上的2个固定柱7上，固定柱7为导体，通过导线8与电源相连；通过按比例缩短的伞绳模型3将牵引伞模型4连接到空投物模型2底部中线上后面的牵引伞模型固定柱14；

在飞机模型1下方和后部安装有回收网；在飞机模型1后大舱门12出口左侧同一水平面风洞内安装高速摄像机，用以拍摄、计算空投物模型2的出舱速度和姿态。

在飞机模型1舱内前壁和右壁上安装8个动态压力传感器15，并用稳压电源供电，传感器采集信号线与vxi数据采集系统联通。

大尺寸物体空投前舱压力变化正式试验前，首先进行标准空投物空投模拟试验，通过高速摄像机记录出舱情况，并计算出舱速度，与实际飞行空投时的出舱速度换算到试验状态的值比较，调整牵引伞模型4的伞面状态，满足拉力系数和实际飞行空投情况相同，用于后续试验。

本发明的大尺寸空投舱内压力变化特性试验，在空投物模型2外形和飞机外形、内舱形状相似的条件下，可以忽略实马赫数ma和雷诺数re的影响，首先要保证模型的弗劳德数fr和实物相同，同时保证重量、气动力(力矩)满足动力相似准则，初始速度、初始角速度满足相应的关系即可保证模型试验时空投物模型2的运动速度、舱内压力系数变化与实物基本相似；需满足的相似准则包括；

(1)几何相似

飞机模型1、空投物模型2、牵引伞模型4、伞绳模型3均应满足几何相似条件；牵引伞模型4、伞绳模型3的要求可适当放宽，牵引伞模型4的伞衣厚度可不模拟，伞绳模型3可以只考虑有足够的强度。

(2)弗劳德数fr

(3)动力相似，包括大尺寸空投物重力和牵引伞拉力

(4)舱内压力系数

本发明中按照公式(1)中模型和实物弗劳德数fr相等，及gm＝gf可得试验时风洞的速度为

按照动力相似条件公式(2)，空投物模型所受重力gm和实物所受重力gf之比与相应气动力之比相等，及气动力系数crm＝crf相等可得

gm＝kρkl³gf(5)

按照动力相似条件公式(2)，同样可得牵引伞模型的牵引力满足

fm＝kρkl³ff(6)

公式(5)和(6)用来计算空投物模型的重量和牵引伞模型的拉力，结合几何相似的要求，就能够设计出空投物模型和牵引伞模型，用于风洞试验；

按照飞机模型设计，kl＝1/15，gm＝gf；试验风洞位于海拔h＝550m,ρ＝1.16165kg/m³，在风洞进行模拟飞行高度h＝1000m,ρ＝1.1117kg/m³飞行空投状态试验时，空气密度比例kρ＝ρm/ρf＝1.04493，进行模拟飞行高度h＝11000m,ρ＝0.36481kg/m³飞行空投状态试验时，空气密度比例kρ＝ρm/ρf＝3.18426；进行模拟h＝1000m,ρ＝1.1117kg/m³状态试验时，根据公式(5)和公式(6)可以分别算得gm＝3.0961×10^-4gf和fm＝3.0961×10^-4ff；进行模拟h＝11000m,ρ＝0.36481kg/m³状态试验时，根据公式(5)和公式(6)可以分别算得gm＝9.4348×10^-4gf和fm＝9.4348×10^-4ff；

空投物模型2和牵引伞模型4按与飞机模型1相同的几何比例1:15以及上述计算结果设计、加工；

按照风洞试验的舱内压力系数和飞行空投的舱内压力系数相等，利用公式(3)可以得到以下将风洞试验时舱内压力变化特性转化到飞行空投时舱内压力变化的公式和相应的压力时间变化率公式；

工作原理：试验时，将飞机模型1调整到相应的姿态，如迎角、偏航角、滚转角、各舵面角度都要和实际飞机相同，将空投物模型2放到滑轨5上，通过引线6将空投物模型2固定到前后合适的位置，本次试验将投出空投物模型2的引线6用康铜丝9固定到飞机模型1内舱前壁附近下壁上的2个固定柱7上；用伞绳模型3将牵引伞模型4连接到空投物模型2底部后部中线的牵引伞模型固定柱14上；风洞开车，牵引伞模型4将空投物模型2拉紧并位于前后合适的位置；到要求的风速后，通电熔断康铜丝9释放空投物模型2，同时vxi采集系统开始采集、高速摄像机开机摄录，通过高速摄像机摄录结果可以判读得到空投物模型2的出舱速度和姿态，通过vxi采集系统的采集结果可以分析空投物模型2在舱内移动、投出过程中的压力变化。

标注：v表示模型试验的风速或者飞行器的运动速度，m/s；g表示重力加速度，m/s²；l表示模型或者飞行器的特征长度，m；f表示空投物牵引伞或者牵引伞模型的拉力，n；ρ表示流体密度，kg/m³；s表示模型或者飞行器的特征面积，m²；cr表示模型或者飞行器气动力系数；表示舱内空气脉动压力系数；表示试验或飞行条件舱内空气脉动压力值(绝压)，pa；pa表示模型或飞行器气流静压，pa；下标m表示对应于风洞试验的参数；下标f表示对应于飞行条件空投的参数；下标i表示舱内脉动压力的时间序列；表示舱内空气脉动压力动态压力传感器的测量值光顺后值(绝压)，pa；ph表示飞行高度处大气压，pa；表示的时间变化率，pa/s；t表示表示模型试验或飞行空投时变化的时间，s；k表示模型试验和飞行空投物理量的比例；需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。