试验模型包括模型机身、模型真实后体、尾支撑破坏后体，模型机身尾部可分别装配尾支撑破坏后体、模型真实后体。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。
[0025]步骤二、如图1所示，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。后体破坏试验模型通过条带悬挂支撑机构的定带固定于风洞试验段中，条带悬挂支撑机构的动带穿过模型机身的头部，并牵引试验模型实现迎角连续变化。然后，将固连于试验段中的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，以模拟有尾支撑条件下的试验外形进行风洞试验，保证尾支撑破坏后体与假尾支撑件不连接、不碰撞，试验迎角范围为-4°~4° (记为试验范围六^)。
[0026]步骤三、如图2所示，模型机身通过条带悬挂支撑机构的定带固定于风洞试验段中，条带悬挂支撑机构的动带穿过模型机身的头部，牵引模型机身实现迎角连续变化。其中，模型机身尾部安装模型真实后体，模拟无尾支撑条件下的试验外形进行风洞试验，试验迎角范围为-4°?4° (记为试验范围^8)。
[0027]步骤四、拆除条带悬挂支撑机构(包括动带、定带)，模型机身的尾部安装尾支撑破坏后体，并采用尾部支撑机构支撑后体破坏试验模型。通过尾部支撑机构将后体破坏试验模型固定于试验段中，在此状态下进行风洞试验，试验迎角范围为OD，其中，|D-C| g |B-A
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[0028]步骤五、对试验数据进行拟合处理，获得相同迎角条件下，步骤二和步骤三的试验结果。将步骤二的试验结果减去步骤三的试验结果，获得的差量是尾支撑系统对飞机模型的支撑干扰量。由于步骤二使用了尾支撑破坏后体，步骤三使用了真实后体，因此，本步骤获得的差量中包含了破坏后体与真实后体对飞机模型气动特性的不同影响。本实施例中，步骤五拟合处理可采用线型拟合。
[0029]步骤六、对步骤五所得结果进行多项式拟合，拟合结果为试验迎角范围为A~B的尾支撑系统干扰量，再对拟合结果进行差值，得到相应的拟合曲线。根据拟合曲线，获得试验迎角范围为OD的尾支撑系统干扰量。
[0030]步骤七、在相同迎角条件下，将步骤四的试验结果减去步骤六的试验结果，得到试验迎角范围为OD的修正尾支撑干扰后的试验结果。由于步骤四使用了尾支撑破坏后体，步骤五所获差量包含破坏后体与真实后体的差异影响，因此，步骤七同时修正了尾支撑破坏后体对试验模型气动特性的影响。
[0031 ]其中，图1为步骤2中采用条带悬挂支撑机构带假尾支撑的示意图；图2为步骤3中采用条带悬挂支撑机构不带假尾支撑的示意图；图3为步骤4中采用尾部支撑机构的支撑示意图。
[0032]本实施例中，条带悬挂支撑机构中采用的支撑天平为内环式六分量天平，尾部支撑机构采用的天平为杆式六分量天平。本发明中，尾部支撑机构为主支撑，修正的是尾部支撑机构对试验模型的支撑干扰;条带悬挂支撑机构为辅助支撑，利用条带悬挂支撑机构获取尾支撑装置的支撑干扰。
[0033]改变风洞来流马赫数至0.6、0.8，重复步骤(一)?(七)，直到完成所有试验项目，获得高速风洞中尾支撑干扰修正后的大飞机气动数据。
[0034]试验结果表明，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，试验结果准确性得到显著提高，具有较好的应用前景。
[0035]进一步，本发明的修正方法可用于飞机、导弹、火箭、临近空间飞行器等航空航天飞行器，具有较好的应用前景。
[0036]本发明并不局限于前述的【具体实施方式】。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。
【主权项】
1.一种风洞试验尾支撑干扰修正方法，其特征在于，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。2.根据权利要求1所述风洞试验尾支撑干扰修正方法，其特征在于，进行风洞试验的风洞为高速风洞。3.根据权利要求1或2所述风洞试验尾支撑干扰修正方法，其特征在于，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。4.根据权利要求1?3任一项所述风洞试验尾支撑干扰修正方法，其特征在于，所述尾部支撑机构内的天平为杆式六分量天平。5.根据权利要求1?4任一项所述风洞试验尾支撑干扰修正方法的应用，其特征在于，将该方法应用于航空航天飞行器的试验模型。6.根据权利要求5所述应用，其特征在于，将该方法用于飞机、导弹、火箭、临近空间飞行器的试验模型。
【专利摘要】本发明公开了一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用，目的在于解决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。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。
【IPC分类】G01M9/06, G01M9/00
【公开号】CN105651480
【申请号】
【发明人】陈德华, 许新, 刘大伟, 尹陆平, 彭超, 师建元, 饶正周, 李强, 史晓军
【申请人】空气动力学国家重点实验室
【公开日】2016年6月8日
【申请日】2015年12月31日