一种翼型风洞试验的洞壁干扰修正方法与流程

本发明涉及风洞试验领域，尤其涉及一种翼型风洞试验的洞壁干扰修正方法。

背景技术：

壁压信息法解决了传统洞壁干扰方法在研究风洞试验中复杂流动问题时的局限性，因而在多种风洞试验中被广泛应用。现有技术中存在多种基于壁压信息法的洞壁干扰修正方法。

英国p.r.ashin和荷兰labrujere在洞壁干扰修正时，需要知道整个洞壁表面的静压分布，以此作为边界条件，对模型和尾流进行求解，最后得到洞壁干扰速度。但因其所需测点繁多，修正程序复杂，故计算效率低。hackett等人通过等效基本解来模拟试验模型和试验尾流，所需测点少，操作简单，修正程序很实用。但是该方法要求必须测到试验模型下游处的洞壁压力系数的渐近值，才可以对试验数据进行准确修正，否则修正结果一般会过量。而且测压与测力试验修正方法不一样，使得修正结果不够准确。江桂清利用动量定理推导出远下游的壁压系数分布渐近值与阻力系数的关系，同时考虑了洞壁阻塞干扰轴向迁移加速度效应，使得测压与测力试验的修正方法一致，修正结果也更为可信。

但是现有技术中没有一套统一的修正方法，不便于推广和使用。所以有必要设计一种统一的翼型风洞试验的洞壁干扰修正方法来解决上述问题

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是：为了解决现有技术中洞壁干扰修正方法不统一的问题，本发明提供了一种翼型风洞试验的洞壁干扰修正方法来解决上述问题。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种翼型风洞试验的洞壁干扰修正方法，包括以下步骤：

s1、首先在风洞的上洞壁和下洞壁分别布置m0个测压点，2m0个所述测压点沿风洞的轴线对称分布，风洞的上洞壁和下洞壁的宽度为h，然后再选取8个奇点代替翼型，所述8个奇点包括4个点源和4个点涡，其中1个所述点源分布在距离第一个所述测压点至少1.2h的位置，其余3个点源和四个点涡均匀分布在模型区；

s2、根据第j个所述测压点上的轴向总诱导速度δujs等于实测的第j个所述测压点上的无量纲轴向速度δujc这条规则计算奇点的强度向量g，所述规则的数学模型为：δujs＝δujc；

s3、通过所述点涡和点源的势函数计算影响系数矩阵，所述影响系数矩阵包括q和q′；

s4、根据所述奇点的强度向量g和影响系数矩阵q′求出所述奇点的干扰速度矩阵δuw；

s5、根据所述洞壁干扰速度矩阵δuw计算压力系数修正公式cp(x)。

作为优选，在步骤s2中，所述轴向总诱导速度δujs和无量纲轴向速度δujc的数学模型由以下公式确定：

式中：

δuji-第i个单位奇点及其映像系在第j个测压点处产生的轴向诱导速度；

gi-第i个所述奇点的所述奇点强度；

pjc-洞壁上第j个测压点在有模型时实测的压力；

pjw-洞壁上第j个测压点在无模型时实测的压力；

p0-总压；

将步骤s2中的规则的数学模型改写为矩阵形式：q·g＝δu，将所述轴向总诱导速度δujs和无量纲轴向速度δujc带入矩阵后得到：

g＝(g1，g2，…，g8)^t；

通过最小二乘法求解可以得到，g＝(q^tq)^-1q^tδu。

作为优选，在步骤s3中，所述影响系数矩阵包括q和q′的数学模型由以下公式确定：

式中：

影响系数矩阵q中的元素可由数学模型δuj，i代替，δuj，i表示第i个单位奇点及其映像系在第j个洞壁测压点处产生的轴向诱导速度；

影响系数矩阵q′中的元素可由数学模型代替，第i个单位奇点及其映像系在第j个计算点处产生的轴向诱导速度。

作为优选，在步骤s4中，所述奇点的干扰速度δuw的数学模型由以下公式确定：

δuw＝q′·g。

作为优选，在步骤s5中，所述压力系数修正公式cp(x)的数学模型由以下公式确定：

式中：

kq-迁移加速度效应因子；

h-风洞的上洞壁和下洞壁的宽度；

c-翼型弦长；

cxu-未经洞壁干扰修正的阻力系数值；

cpu(x)-测得的压力系数；

pu(x)-测压点的测量压力；

u-实际速度。

本发明的有益效果是，这种翼型风洞试验的洞壁干扰修正方法中的奇点的布置方式通过较少的点源点涡个数进行模拟模型，极大的减少了洞壁干扰修正的计算量，并且具有修正快速、准确和鲁棒性好的特点，适合大部分翼型尤其是风力机翼型的洞壁干扰修正。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

图1是本发明的一种翼型风洞试验的洞壁干扰修正方法的最优实施例的不同弦长下wa210翼型试验修正后的升力系数示意图。

图2是本发明的一种翼型风洞试验的洞壁干扰修正方法的最优实施例的不同弦长下wa210翼型试验修正后的阻力系数示意图。

图3是本发明的一种翼型风洞试验的洞壁干扰修正方法的最优实施例的不同弦长下wa210翼型试验修正后的力矩系数示意图。

图4是本发明的一种翼型风洞试验的洞壁干扰修正方法的最优实施例的流程图

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。此外，在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

流程图中或在此以其他方式描述的任何过程或方法描述可以被理解为，表示包括一个或更多个用于实现特定逻辑功能或过程的步骤的可执行指令的代码的模块、片段或部分，并且本发明的优选实施方式的范围包括另外的实现，其中可以不按所示出或讨论的顺序，包括根据所涉及的功能按基本同时的方式或按相反的顺序，来执行功能，这应被本发明的实施例所属技术领域的技术人员所理解。

如图1～3所示，本发明提供了一种翼型风洞试验的洞壁干扰修正方法。包括以下步骤：

s1、首先在风洞的上洞壁和下洞壁分别布置mo个测压点，并假设在风洞轴线上有n个无量纲诱导速度计算点，2m0个测压点沿风洞的轴线对称分布。在本实施例中，设计人员选择对nf-3风洞风力机翼型wa210的试验数据进行修正。nf-3风洞全长80m，全钢结构，动力为1120kw。二元试验段截面形状为矩形，高1.6m、宽3m、长8m，h即为3m。设计人员选择在风洞二元试验段在上、下洞壁的中心线上各加工135个测压点用来测量壁压，即m0＝135。wa210试验模型的弦长c的值有3个，分别为0.5m、0.65m和0.8m，试验迎角α的范围为-180°～180°。

然后再选取8个奇点代替翼型模型，8个奇点包括4个点源和4个点涡，其中1个点源独立分布在距离第一个测压点至少1.2h的位置。在本实施例中，第一个测压点的横坐标为-3.3m，独立分布的点源位于该测点的左边，则点源的横坐标的取值范围为x1＜-6.9m，为了方便计算取x1＝-7m。其余3个点源和四个点涡均匀分布在模型区。

s2、由于采用奇点来代替模型，因此，第j个测压点上的轴向总诱导速度δujs等于实测的第j个测压点上的无量纲轴向速度δujc，数学模型为：δujs＝δujc。

第j个测压点上的轴向总诱导速度δujs的数学模型为：

式中，gi为与模型等效的第i个奇点的奇点强度，δuji为第i个单位奇点及其映像系在第j个测压点处产生的轴向诱导速度。

第j个测压点上的无量纲轴向速度δujc的数学模型为：

式中，pjc为洞壁上第j个测压点在有模型时实测的压力，pjw为洞壁上第j个测压点在无模型时实测的压力，p0为总压。

将数学模型δujs＝δujc改写为再将数学模型改写为矩阵形式：q·g＝δu，将轴向总诱导速度δujs和无量纲轴向速度δujc带入矩阵后得到：

g＝(g1，g2，…，g8)^t；

通过最小二乘法求解得到g＝(q^tq)^-1q^tδu。

s3、在空气动力学中，可以使用势函数来定量地描述一种规则流动。其中点涡的强度为γ，点涡的势函数为点源的强度为λ，点源的势函数为对点涡的势函数：和点源的势函数：求偏导可得到点涡和点源对洞壁的诱导速度，之后再通过映像法可以得到奇点及其映像系对洞壁的诱导速度。按照顺序排列奇点及其映像系对洞壁的诱导速度就能获得影响系数矩阵q和q′，影响系数矩阵包括q和q′的数学模型由以下公式确定：

式中：

影响系数矩阵q中的元素可由数学模型δuj，i代替，δuj，i表示第i个单位奇点及其映像系在第j个洞壁测压点处产生的轴向诱导速度；

影响系数矩阵q′中的元素可由数学模型代替，第i个单位奇点及其映像系在第j个计算点处产生的轴向诱导速度。

s4、在步骤s1中可知，风洞轴线上有n个无量纲诱导速度计算点，那么在第j个计算点上的无量纲干扰速度的数学模型为：

式中，为第i个单位奇点及其映像系在第j个计算点处产生的轴向诱导速度。将的数学模型写成矩阵形式：δuw＝q′·g，带入步骤s2中的奇点的强度向量g和步骤s3中的影响系数矩阵q′可以得到洞壁干扰速度矩阵δuw的数学模型：

s5、根据步骤s4中的洞壁干扰速度矩阵δuw计算压力系数修正公式cp(x)，压力系数修正公式cp(x)的数学模型由以下公式确定：

式中：

kq-迁移加速度效应因子；

c-翼型弦长；

cxu-未经洞壁干扰修正的阻力系数值；

cpu(x)-测得的压力系数；

pu(x)-测压点的测量压力；

u-实际速度。

wa210的3个不同弦长模型修正结果如图1～3所示。我们可以看出针对不同弦长模型的试验结果修正，在除90°迎角附近外，其余角度在数据进行修正后，力系数基本保持一致。这就说明了本发明在大部分翼型迎角试验的数据修正是准确的。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对所述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上述依据本发明的理想实施例为启示，通过上述的说明内容，相关工作人员完全可以在不偏离本项发明技术思想的范围内，进行多样的变更以及修改。本项发明的技术性范围并不局限于说明书上的内容，必须要根据权利要求范围来确定其技术性范围。