一種大長細比帶尾舵旋成體模型風洞測力試驗方法
【技術領域】
[0001]本發明屬于試驗空氣動力學領域，具體涉及一種大長細比帶尾舵旋成體模型風洞測力試驗方法。
【背景技術】
[0002]由于受到風洞、天平或支撐系統的限制，風洞試驗模型通常是根據相似準則對飛行器進行等比縮小獲得縮比模型，通過縮比模型的風洞試驗來模擬飛行器在大氣中真實的飛行情況。
[0003]對于長細比較大的帶尾舵旋成體飛行器，即使按照風洞模型極限長度進行模型縮比，縮比后的模型尾部直徑也太小，難以進行支撐和天平測量，致使常規的風洞測力試驗無法進行。

【發明內容】

[0004]本發明要解決的技術問題是提供一種大長細比帶尾舵旋成體模型風洞測力試驗方法。
[0005]本發明的大長細比帶尾舵旋成體模型風洞測力試驗方法，包括以下步驟:
a.加工制作出大長細比帶尾舵旋成體飛行器的模型1、模型I1、模型III;
b.模型1、模型I1、模型III分別進行風洞試驗，獲得模型1、模型I1、模型III的六分量風洞測力試驗數據；
c.采用數據修正方法修正步驟b的六分量風洞測力試驗數據，得到大長細比帶尾舵旋成體飛行器六分量氣動數據。
[0006]所述的大長細比帶尾舵旋成體飛行器的長度為L，彈身等直段直徑為D、尾部端面直徑為d、尾舵翼展為a ;試驗風洞的模型極限長度為L_，模型尾部端面極限直徑為d_;模型縮比M1=L/L_，模型縮比M2= d/d_;
步驟a所述的模型1、模型I1、模型III尺寸如下:
所述的模型I的長度為LI，彈身等直段直徑為D1、尾部端面直徑為dl、尾舵翼展為al ;將模型I按Ml進行縮比，縮比后模型I的長度為Ll=Lnun，彈身等直段直徑為Dl= D/ M1，尾舵翼展為al=a/ M1，模型I尾部端面直徑放大到dmin，dl=dmin；
所述的模型II的長度為L2，彈身等直段直徑為D2、尾部端面直徑為d2、尾舵翼展為a2 ;將模型II按M2進行縮比，縮比后模型II的彈身等直段直徑為D2=D/M2，尾舵翼展為a2=a/M2，尾部端面直徑為d2=d_，將模型II的彈身等直段截短至L2= Lnin；
所述的模型III的長度為L3，彈身等直段直徑為D3、尾部端面直徑為d3、尾舵翼展為a3 ;模型III的長度為L3=Lmin，彈身等直段直徑為D3=D/M2，將模型III的尾部端面直徑縮比為d2 X M2 X M2/M1，d3=d2 X M2 X M2/M1，保持尾舵翼展不變 a3=a/M2。
[0007]步驟b所述的模型1、模型I1、模型III的六分量風洞測力試驗數據如下:
所述的模型I的六分量風洞測力試驗數據為X 1、Y 1、z 1、Mx 1、My 1、Mz I ; 所述的模型II的六分量風洞測力試驗數據為X I1、Y I1、z I1、Mx I1、My I1、Mz II ; 所述的模型III的六分量風洞測力試驗數據為XII1、Y II1、Z II1、Mx II1、My II1、Mz III。
[0008]所述的大長細比帶尾舵旋成體飛行器的六分量氣動數據為X、Y、Z、Mx、My、Mz。
[0009]步驟c的所述的數據修正方法的修正公式如下:
X= X I + (X I1- XIII)；
Y= Y I ；
Z= Z I ；
Μχ= Mx I ；
My= My I ；
Mz= Mz I o
[0010]本發明的大長細比帶尾舵旋成體模型風洞測力試驗方法通過保持尾舵翼展不變放大尾部的試驗方式獲得的六分量氣動數據中，X元氣動數據能夠通過截短模型等直段長度的方法獲得較好的修正，其余的Y、z、Mx、My、Mz元氣動數據的影響較小可不修正。
[0011]本發明的大長細比帶尾舵旋成體模型風洞測力試驗方法能夠在現有風洞試驗條件下開展大長細比帶尾舵旋成體飛行器模型的風洞測力試驗，獲得可靠的大長細比帶尾舵旋成體飛行器氣動數據，該試驗方法可推廣應用于類似形狀的大長細比飛行器。
【具體實施方式】
[0012]下面結合實施例具體說明本發明方法。
[0013]以下實施例僅用于說明本發明，而并非對本發明的限制。有關技術領域的人員在不脫離本發明的精神和范圍的情況下，還可以做出各種變化、替換和變型，因此同等的技術方案也屬于本發明的范疇。
[0014]飛行器的長度為L=3m，彈身等直段直徑為D=0.15m，尾部端面的直徑d=0.03m，尾舵展長a=0.65m，風洞試驗模型極限長度為L_=0.6m，模型尾部端面極限彈身等直段直徑為dmin=0.02m，貝丨J M1=L/Lmin=5，M2=d/dmin =1.5。
[0015]模型I的長度為Ll，彈身等直段直徑為Dl、尾部端面直徑為dl、尾舵翼展為al ;將模型I按Ml進行縮比，縮比后模型I的長度為L1=L_=0.6m，彈身等直段直徑為Dl= D/M1=0.03m，尾舵翼展為al=a/ M1=0.13m，模型I尾部端面直徑放大到dmin，dl=dmin=0.02 m。
[0016]模型II的長度為L2，彈身等直段直徑為D2、尾部端面直徑為d2、尾舵翼展為a2 ;將模型II按M2進行縮比，縮比后模型II的彈身等直段直徑為D2=D/M2=0.lm，尾舵翼展為a2=a/M2=0.433m，尾部端面直徑為d2=d_=0.02 m，將模型II的彈身等直段截短至L2=Lmin=0.6m。
[0017]模型III的長度為L3，彈身等直段直徑為D3、尾部端面直徑為d3、尾舵翼展為a3 ;模型III的長度為L3=L_=0.6m，彈身等直段直徑為D3=D2=D/M2=0.lm,將模型III的尾部端面直徑縮比為d2 X M2 X M2/M1，d3=d2 X M2 X M2/M1=0.044m,保持尾舵翼展不變a3=a/Μ2=0.433m。
[0018]模型1、模型I1、模型III分別進行風洞試驗，獲得的模型I的六分量風洞測力試驗數據為X 1、Y 1、Z 1、Mx 1、My 1、Mz I，模型II的六分量風洞測力試驗數據為X I1、Y I1、Ζ ΙΙ、Μχ II,My I1、Mz II，模型III的六分量風洞測力試驗數據為 X II1、Y II1、Z II1、Mx II1、My II1、Mz III ο
[0019] 大長細比帶尾舵旋成體飛行器的六分量氣動數據為X、Y、Z、Mx, My、Mz，修正公式如下:
X= X I + (X I1- XIII)；
Y= Y I ；
Z= Z I ；
Mx= Mx I ;
My= My I ；
Mz= Mz I ο
【主權項】
1.一種大長細比帶尾舵旋成體模型風洞測力試驗方法，其特征在于，包括以下步驟: a.加工制作出大長細比帶尾舵旋成體飛行器的模型1、模型I1、模型III; b.模型1、模型I1、模型III分別進行風洞試驗，獲得模型1、模型I1、模型III的六分量風洞測力試驗數據； C.采用數據修正方法修正步驟b的六分量風洞測力試驗數據，得到大長細比帶尾舵旋成體飛行器六分量氣動數據。2.根據權利要求1所述的大長細比帶尾舵旋成體模型風洞測力試驗方法，其特征在于，所述的大長細比帶尾舵旋成體飛行器的長度為L，彈身等直段直徑為D、尾部端面直徑為d、尾舵翼展為a ;試驗風洞的模型極限長度為L_，模型尾部端面極限直徑為d_;模型縮比M1=L/L_，模型縮比M2= d/d_;步驟a所述的模型1、模型I1、模型III尺寸如下: 所述的模型I的長度為L1，彈身等直段直徑為D1、尾部端面直徑為dl、尾舵翼展為al ;將模型I按Ml進行縮比，縮比后模型I的長度為L1=L_，直徑為Dl= D/ M1，尾舵翼展為al=a/ M1，模型I尾部端面直徑放大到dmin，dl=dmin； 所述的模型II的長度為L2，彈身等直段直徑為D2、尾部端面直徑為d2、尾舵翼展為a2 ;將模型II按M2進行縮比，縮比后模型II的直徑為D2=D/M2，尾舵翼展為a2=a/M2，尾部端面直徑為d2=d_，將模型II的彈身等直段截短至L2= L_; 所述的模型III的長度為L3，彈身等直段直徑為D3、尾部端面直徑為d3、尾舵翼展為a3 ;模型III的長度為L3=Lmin，直徑為D3=D/M2，將模型III的尾部端面直徑縮比為d2XM2XM2/Ml，d3=d2 X M2 X M2/M1，保持尾舵翼展不變 a3=a/M2。3.根據權利要求1所述的大長細比帶尾舵旋成體模型風洞測力試驗方法，其特征在于，步驟b獲得的所述的模型I的六分量風洞測力試驗數據為X 1、Y 1、Z 1、Mx 1、My 1、Mz I，所述的模型II的六分量風洞測力試驗數據為X I1、Y I1、Z I1、Mx I1、My I1、Mz II，所述的模型III的六分量風洞測力試驗數據為X II1、Y II1、Z II1、Mx II1、My II1、Mz III ;所述的大長細比帶尾舵旋成體飛行器的六分量氣動數據為X、Y、Z、Mx、My、Mz ;步驟c的所述的數據修正方法的修正公式如下:X= X I + (X I1- XIII)；Y= Y I ；Z= Z I ；Μχ= Mx I ;My= My I ；Mz= Mz I o
【專利摘要】本發明提供了一種大長細比帶尾舵旋成體模型風洞測力試驗方法。該試驗方法包括以下步驟：a.加工制作出大長細比帶尾舵旋成體飛行器的模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ；b.模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ分別進行風洞試驗，獲得模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ的六分量風洞測力試驗數據；c.采用數據修正方法修正步驟b的六分量風洞測力試驗數據，得到大長細比帶尾舵旋成體飛行器六分量氣動數據。本發明的大長細比帶尾舵旋成體模型風洞測力試驗方法能夠在現有風洞試驗條件下開展大長細比帶尾舵旋成體飛行器模型的風洞測力試驗，獲得可靠的大長細比帶尾舵旋成體飛行器氣動數據，該試驗方法可推廣應用于類似形狀的大長細比飛行器。
【IPC分類】G01M9/06
【公開號】CN105424311
【申請號】CN201510759158
【發明人】李永紅, 黃勇, 彭鑫, 劉大偉, 李強, 李巍, 蘇繼川, 暢利俠
【申請人】中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所
【公開日】2016年3月23日
【申請日】2015年11月10日