一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用
【技术领域】
[0001]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】
[0002]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。
[0003]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:(I)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。
[0004]为此，迫切需要一种新的装置或方法，以解决上述问题。
【发明内容】
[0005]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。
[0006]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OD，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差值，得到试验迎角范围为OD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OD的修正尾支撑干扰后的试验结果。
[0007]进行风洞试验的风洞为高速风洞。
[0008]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。
[0009]所述尾部支撑机构内的天平为杆式六分量天平。
[0010]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。
[0011]将该方法用于飞机、导弹、火箭、临近空间飞行器的试验模型。
[0012]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。
[0013]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。
[0014]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。
[0015]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】
[0016]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。
[0017]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。
[0018]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。
[0019]图中标记:I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】
[0020]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。
[0021]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。
[0022]实施例1
本实施例的试验风洞为2.4米X 2.4米跨声速风洞，试验模型为缩比I: 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。
[0023]在2.4米X2.4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。
[0024]步骤一、设计一套试验模型，