一种获取流场非均匀性对模型气动特性影响的试验方法与流程

本发明属于风洞试验技术领域，具体涉及一种获取流场非均匀性对模型气动特性影响的试验方法。

背景技术：

在飞行器研制过程中，需要通过风洞试验对飞行器性能进行验证，风洞试验数据质量的好坏直接影响飞行器设计及研制周期。因此，有必要对风洞试验数据质量进行评估，目前，风洞试验数据质量评估已从早期仅仅评估数据重复性精度向评估数据不确定度转变。

从已经公开的文献可知，nasa、aedc和波音公司等对多座风洞中完成的典型试验进行了不确定度分析。结果发现，风洞数据不确定度的主要影响因素来自风洞流场和天平的校准，在超声速流场中，气流的非均匀性是不确定度的主要影响因素，并且流场品质对误差的影响取决于模型的布局形式。现有的评估试验数据方法还不能精确评估流场非均匀性对气动特性的影响。

当前，亟需发展一种获取流场非均匀性对模型气动特性影响的试验方法。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是提供一种获取流场非均匀性对模型气动特性影响的试验方法。

本发明的获取流场非均匀性对模型气动特性影响的试验方法包括以下步骤：

a.将模型安装在试验段的风洞喷管和扩压器之间，固定在风洞试验段攻角机构上，模型的中心位于攻角机构旋转中心，模型的长度为l，模型位于最大攻角时在喷管截面投影的高度为h；

b.定义步骤a中的模型的水平方向位置为顺气流方向中间位置s2，沿风洞x轴方向向前的位置为顺气流方向上游位置s1，沿风洞x轴方向向后的位置为顺气流方向下游位置s3，s1、s2、s3之间的间距相等，s1、s3之间的距离为顺气流方向连续变化位置范围sl，sl＞l；将模型分别移动至s1、s2、s3位置处，模型攻角调零，进行风洞变攻角测力试验；

c.定义步骤a中的模型的竖直方向位置为垂直气流方向中心轴线位置v2，沿风洞y轴方向向上的位置为垂直气流方向偏离中心轴线上方位置v1，沿风洞y轴方向向下的位置为垂直气流方向偏离中心轴线下方位置v3，v1、v2、v3之间的间距相等，v1、v3之间的距离为垂直气流方向连续变化位置范围vl，vl＞h；将模型分别移动至v1、v2、v3位置处，模型攻角调零，进行风洞变攻角测力试验；

d.定义步骤a中的模型位置为旋转中心在模型中部位置为r2，对应的模型支杆ⅱ的长度为ll；加工模型支杆ⅰ，模型支杆ⅰ的长度为ll+δl，将模型支杆ⅱ更换为模型支杆ⅰ，模型的旋转中心在模型尾部位置r1；加工模型支杆ⅲ，模型支杆ⅲ的长度为ll-δl，将模型支杆ⅰ更换为模型支杆ⅲ，模型的旋转中心在模型头部位置r3；在r1、r2、r3位置处，模型攻角调零，进行风洞变攻角测力试验；

e.步骤b～步骤d中的位置s2、v2、r2的位置相同，得到同一个位置的3次六分量测力试验结果f1(a、n、z、mx、my、mz)，将3次f1简称为多次测量；s1、s3、v1、v3、r1、r3的位置各不相同，分别得到另外六个位置的测力试验结果f2(a、n、z、mx、my、mz)、f3(a、n、z、mx、my、mz)、f4(a、n、z、mx、my、mz)、f5(a、n、z、mx、my、mz)、f6(a、n、z、mx、my、mz)、f7(a、n、z、mx、my、mz)，将f1～f7简称为多位置测量；其中，a、n、z、mx、my、mz分别为模型的轴向力、法向力、侧向力、滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩；

分别计算各攻角下，多次测量的各气动力系数的均方根误差σa、σn、σz、σmx、σmy、σmz和不确定度ua、un、uz、umx、umy、umz；

分别计算各攻角下，多位置测量的各气动力系数的最大偏差δa、δn、δz、δmx、δmy、δmz；

f.考察步骤e的多位置测量的各气动力系数的最大偏差δa、δn、δz、δmx、δmy、δmz，寻找最大偏差对应的攻角，将模型的攻角调整到此攻角下，通过风洞试验段攻角机构顺气流方向沿s1、s2、s3连续移动sl测力，得到顺气流方向连续测力试验结果；再通过风洞试验段攻角机构顺气流方向沿垂直气流方向v1、v2、v3连续移动vl测力，得到垂直气流方向连续测力试验结果；

g.结合步骤e和步骤f的试验结果，分别计算模型的a、n、z、mx、my、mz的误差带，用以评估流场非均匀性对模型的a、n、z、mx、my、mz的影响。

进一步地，所述的风洞变攻角测力试验采用阶梯变攻角方式或者连续变攻角方式。

进一步地，所述的顺气流方向中间位置不变，s1、s2、s3根据计算需求扩展至s1、s2……sm，m＞3。

进一步地，所述的垂直气流方向中心轴线位置不变，v1、v2、v3根据计算需求扩展至v1、v2……vn，n＞3。

进一步地，所述的旋转中心在模型中部位置不变，r1、r2、r3根据计算需求扩展至r1、r2……rk，k＞3。

进一步地，所述的试验方法选择步骤b、步骤c、步骤d中的一个，对应完成顺气流方向流场非均匀性对模型气动特性影响研究、垂直方向流场非均匀性对模型气动特性影响研究和不同旋转中心位置流场非均匀性对模型气动特性影响研究。

进一步地，所述的试验方法选择步骤b、步骤c、步骤d中的任意二个，对应完成顺气流方向、垂直方向流场和旋转中心位置中的任意二个因素的流场非均匀性对模型气动特性影响研究。

本发明的获取流场非均匀性对模型气动特性影响的试验方法将模型置于风洞试验段均匀区上游、中心、下游等多个位置，进行了顺气流方向不同位置测力试验；将模型置于风洞试验段均匀区轴线上、轴线上方、轴线下方等多个位置，进行了垂直方向不同位置测力试验；通过改变天平支杆长度，使机构旋转中心处在模型前段、中段、尾端，进行了旋转中心在模型不同位置测力试验；在同一攻角下，进行了顺气流方向连续测力试验和垂直气流方向连续测力试验。还能够通过一种或者多种方式组合的形式，来分别考核各因素的流场非均匀性对模型气动特性影响。

为了考察范围完整充分，本发明的获取流场非均匀性对模型气动特性影响的试验方法要求顺气流位置变换范围大于模型长度，垂直气流位置变化范围大于模型投影高度，即顺气流变化位置sl大于模型长度l，垂直气流变化位置vl大于模型投影高度h。

本发明的获取流场非均匀性对模型气动特性影响的试验方法能够准确获取风洞试验数据误差带；特别是，顺气流方向连续测力试验和垂直气流方向连续测力试验丰富了数据信息，有利于分析流场均匀性对模型气动特性影响规律。

采用本发明的获取流场非均匀性对模型气动特性影响的试验方法，可以选择在一个大尺度风洞中开展足够数量的多位置试验来估算试验数据误差带，而不再需要进行多座风洞对比试验来估算试验数据误差带。

本发明的获取流场非均匀性对模型气动特性影响的试验方法简便，获取数据全面，能够准确分析流场非均匀性对模型气动特性影响。

附图说明

图1为风洞变攻角测力试验中的模型在风洞中的位置示意图；

图2为风洞变攻角测力试验中的顺气流方向不同位置测力试验示意图；

图3为风洞变攻角测力试验中的垂直方向不同位置测力试验示意图；

图4为风洞变攻角测力试验中的旋转中心在模型不同位置测力试验示意图；

图5为风洞变攻角测力试验中的顺气流方向连续测力试验示意图；

图6为风洞变攻角测力试验中的垂直气流方向连续测力试验示意图；

图7为轴向力系数ca的误差δca的不同统计结果对比；

图8为法向力系数cn的误差δcn的不同统计结果对比；

图9为俯仰力矩系数cmz的误差δcmz的不同统计结果对比；

图10为顺气流方向连续测力试验获得的轴向力系数ca曲线；

图11为顺气流方向连续测力试验获得的法向力系数cn曲线；

图12为顺气流方向连续测力试验获得的俯仰力矩系数cmz曲线。

图中，1.风洞喷管2.模型3.扩压器4.攻角机构旋转中心5.试验段；

s1.顺气流方向上游位置s2.顺气流方向中间位置s3.顺气流方向下游位置；

v1.垂直气流方向偏离中心轴线上方位置v2.垂直气流方向中心轴线位置v3.垂直气流方向偏离中心轴线下方位置；

r1.旋转中心在模型尾部位置r2.旋转中心在模型中部位置r3.旋转中心在模型头部位置；

l.模型长度h.模型位于最大攻角时在喷管截面投影的高度sl.顺气流方向连续变化位置范围vl.垂直气流方向连续变化位置范围ll.模型支杆ⅱ的长度δl.模型支杆的长度差量。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进行详细的描述。

本发明的获取流场非均匀性对模型气动特性影响的试验方法包括以下步骤：

a.如图1所示，将模型2安装在试验段5的风洞喷管1和扩压器3之间，固定在风洞试验段攻角机构上，模型2的中心位于攻角机构旋转中心4，模型2的长度为l，模型2位于最大攻角时在喷管截面投影的高度为h；

b.定义步骤a中的模型2的水平方向位置为顺气流方向中间位置s2，沿风洞x轴方向向前的位置为顺气流方向上游位置s1，沿风洞x轴方向向后的位置为顺气流方向下游位置s3，s1、s2、s3之间的间距相等，s1、s3之间的距离为顺气流方向连续变化位置范围sl，sl＞l；如图2所示，将模型2分别移动至s1、s2、s3位置处，模型2攻角调零，进行风洞变攻角测力试验；

c.定义步骤a中的模型2的竖直方向位置为垂直气流方向中心轴线位置v2，沿风洞y轴方向向上的位置为垂直气流方向偏离中心轴线上方位置v1，沿风洞y轴方向向下的位置为垂直气流方向偏离中心轴线下方位置v3，v1、v2、v3之间的间距相等，v1、v3之间的距离为垂直气流方向连续变化位置范围vl，vl＞h；如图3所示，将模型2分别移动至v1、v2、v3位置处，模型2攻角调零，进行风洞变攻角测力试验；

d.定义步骤a中的模型2位置为旋转中心在模型中部位置为r2，对应的模型支杆ⅱ的长度为ll；加工模型支杆ⅰ，模型支杆ⅰ的长度为ll+δl，将模型支杆ⅱ更换为模型支杆ⅰ，模型2的旋转中心在模型尾部位置r1；加工模型支杆ⅲ，模型支杆ⅲ的长度为ll-δl，将模型支杆ⅰ更换为模型支杆ⅲ，模型2的旋转中心在模型头部位置r3；如图4所示，在r1、r2、r3位置处，模型2攻角调零，进行风洞变攻角测力试验；

e.步骤b～步骤d中的位置s2、v2、r2的位置相同，得到同一个位置的3次六分量测力试验结果f1a、n、z、mx、my、mz，将3次f1简称为多次测量；s1、s3、v1、v3、r1、r3的位置各不相同，分别得到另外六个位置的测力试验结果f2a、n、z、mx、my、mz、f3a、n、z、mx、my、mz、f4a、n、z、mx、my、mz、f5a、n、z、mx、my、mz、f6a、n、z、mx、my、mz、f7a、n、z、mx、my、mz，将f1～f7简称为多位置测量；其中，a、n、z、mx、my、mz分别为模型2的轴向力、法向力、侧向力、滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩；

分别计算各攻角下，多次测量的各气动力系数的均方根误差σa、σn、σz、σmx、σmy、σmz和不确定度ua、un、uz、umx、umy、umz；

分别计算各攻角下，多位置测量的各气动力系数的最大偏差δa、δn、δz、δmx、δmy、δmz；

f.考察步骤e的多位置测量的各气动力系数的最大偏差δa、δn、δz、δmx、δmy、δmz，寻找最大偏差对应的攻角，如图5所示，将模型2的攻角调整到此攻角下，通过风洞试验段攻角机构顺气流方向沿s1、s2、s3连续移动sl测力，得到顺气流方向连续测力试验结果；如图6所示，再通过风洞试验段攻角机构顺气流方向沿垂直气流方向v1、v2、v3连续移动vl测力，得到垂直气流方向连续测力试验结果；

g.结合步骤e和步骤f的试验结果，分别计算模型2的a、n、z、mx、my、mz的误差带，用以评估流场非均匀性对模型2的a、n、z、mx、my、mz的影响。

进一步地，所述的风洞变攻角测力试验采用阶梯变攻角方式或者连续变攻角方式。

进一步地，所述的顺气流方向中间位置不变，s1、s2、s3根据计算需求扩展至s1、s2……sm，m＞3。

进一步地，所述的垂直气流方向中心轴线位置不变，v1、v2、v3根据计算需求扩展至v1、v2……vn，n＞3。

进一步地，所述的旋转中心在模型中部位置不变，r1、r2、r3根据计算需求扩展至r1、r2……rk，k＞3。

进一步地，所述的试验方法选择步骤b、步骤c、步骤d中的一个，对应完成顺气流方向流场非均匀性对模型气动特性影响研究、垂直方向流场非均匀性对模型气动特性影响研究和不同旋转中心位置流场非均匀性对模型气动特性影响研究。

进一步地，所述的试验方法选择步骤b、步骤c、步骤d中的任意二个，对应完成顺气流方向、垂直方向流场和旋转中心位置中的任意二个因素的流场非均匀性对模型气动特性影响研究。

实施例1

本实施例的模型2为通气模型，缩比后模型2全长0.932m，试验马赫数为4，总压p0＝0.5mpa，总温t0＝280k。

从图7～图12可以看出，试验获取的气动力/力矩系数2倍均方差δ的绝对量值较小，远小于初始不确定度u和多位置试验最大偏差δ。对于气动力系数ca，多位置试验最大偏差δ略小于初始不确定度u；对于气动力系数cn，多位置试验最大偏差和初始不确定度相当；而对于气动力矩系数cmz，多位置试验最大偏差δ明显大于初始不确定度u。这是由于高超声速风洞的流场是“非均匀”的，模型2处于不同位置时，感受的流场条件有所差异，这种流场的差异可能导致模型处在风洞不同位置时的压力分布有小的差异，即压心位置有所改变，且模型压心离质心很近，当模型压力分布略有不同时即可导致模型压心有较小移动量，进而反映到俯仰力矩cmz上形成相对较大的偏差。从图中可以看出两种多位置试验(阶梯变换模型攻角方式将模型处于试验段不同位置多次重复试验、固定模型攻角方式使模型在试验段不同位置连续扫描测力试验)结果吻合较好。

简而言之，均方根误差σ的2倍远小于评估得到的不确定u；气动力x、y、z系数的不确定u与多位置试验最大偏差δ基本一致；气动力矩mx、my、mz系数的不确定u小于多位置试验最大偏差δ。可见，流场非均匀性对模型力矩特性影响明显，部分状态不同位置试验结果差异远大于重复性试验得到的数据不确定度。