[發明專利]一種飛機風洞支撐干擾修正方法

有效

• 申請號: 202110590647.4
• 申請日: 2021-05-28
• 公開（公告）號: CN113432822B
• 公開（公告）日: 2022-10-28
• 發明（設計）人: 張沛良;劉錦通;郭旺柳;王永恩;張來;石鈞之;何光洪
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司沈陽飛機設計研究所
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04;B64F5/60
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 劉傳準

1.一種高隱身后體飛機的風洞支撐干擾修正方法，其特征在于，包括：

步驟一、獲取飛機模型，所述飛機模型包括第一飛機模型、第二飛機模型、第三飛機模型以及第四飛機模型，其中，

所述第一飛機模型包括第一飛機主體，所述第一飛機主體上設置有沿航向布置的通氣管道(2)，所述第一飛機主體上安裝有腹支撐(1)，所述第一飛機主體的后部設置有真實高隱身后體模型，所述第一飛機模型通過腹支撐(1)固定安裝在風洞中；

所述第二飛機模型包括第二飛機主體，所述第二飛機主體上安裝有腹支撐(1)以及輔助尾支撐(5)，所述第二飛機主體的后部設置有放大的高隱身后體模型，所述第二飛機模型通過腹支撐(1)固定安裝在風洞中；

所述第三飛機模型包括第三飛機主體，所述第三飛機主體上安裝有尾支撐(6)，所述第三飛機主體的后部設置有放大的高隱身后體模型，所述第三飛機模型通過尾支撐(6)固定安裝在風洞中；

所述第四飛機模型包括第四飛機主體，所述第四飛機主體上安裝有尾支撐(6)以及輔助腹支撐(7)，所述第四飛機主體的后部設置有放大的高隱身后體模型，所述第四飛機模型通過尾支撐(6)固定安裝在風洞中；

步驟二、在同一工況下，分別將所述第一飛機模型、所述第二飛機模型、所述第三飛機模型以及所述第四飛機模型通過同一風洞進行風洞試驗，獲取四種飛機模型的待修正參數X的試驗數據，通過如下公式得到修正后的參數X：

其中，X(F)為第一飛機模型的試驗數據，X(Fw)為第二飛機模型的試驗數據，X(W)為第三飛機模型的試驗數據，X(Wf)為第四飛機模型的試驗數據；當待修正參數X為軸向力CA時，分別獲取四種飛機模型的軸向力CA的試驗數據，其中，

第一飛機模型的腹支撐(1)對應的修正量為CA(Wf)-CA(W)，修正結果為：

CA1＝CA(F)-(CA(Wf)-CA(W))

第三飛機模型的尾支撐(6)對應的修正量為CA(Fw)-CA(F)，修正結果為：

CA2＝CA(W)-(CA(Fw)-CA(F))

為最大程度消除系統誤差，將CA1和CA2取算數平均值，即得：

其中，CA(F)為第一飛機模型的軸向力，CA(Fw)為第二飛機模型的軸向力，CA(W)為第三飛機模型的軸向力，CA(Wf)為第四飛機模型的軸向力。

2.根據權利要求1所述的高隱身后體飛機的風洞支撐干擾修正方法，其特征在于，所述第一飛機主體上設置有測力天平(3)，測力天平(3)的前端與所述第一飛機主體連接，后端與腹支撐(1)連接，且腹支撐(1)與所述第一飛機主體下部蓋板之間預留至少2.5mm的間隙。

3.根據權利要求2所述的高隱身后體飛機的風洞支撐干擾修正方法，其特征在于，所述第二飛機主體上設置有測力天平(3)，測力天平(3)的前端與所述第二飛機主體連接，后端設置有天平錐套(4)，輔助尾支撐(5)固定安裝在所述天平錐套(4)上，腹支撐(1)安裝在輔助尾支撐(5)的下端，且輔助尾支撐(5)與所述第二飛機主體后部的放大的高隱身后體模型之間預留至少3mm的間隙。

4.根據權利要求3所述的高隱身后體飛機的風洞支撐干擾修正方法，其特征在于，所述第二飛機主體上的輔助尾支撐(5)露出放大的高隱身后體模型至少10倍測力天平(3)直徑長度的部分與所述第三飛機模型以及所述第四飛機模型上的尾支撐(6)外形以及安裝相對位置完全一致。

5.根據權利要求4所述的高隱身后體飛機的風洞支撐干擾修正方法，其特征在于，所述第三飛機主體上設置有測力天平(3)，測力天平(3)的前端與所述第三飛機主體連接，后端與尾支撐(6)連接，且尾支撐(6)與所述第三飛機主體后部的放大的高隱身后體模型之間預留至少3mm的間隙。

6.根據權利要求5所述的高隱身后體飛機的風洞支撐干擾修正方法，其特征在于，所述第四飛機主體上設置有測力天平(3)，測力天平(3)的前端與所述第四飛機主體連接，后端與尾支撐(6)連接，輔助腹支撐(7)安裝在尾支撐(6)的下端，且輔助腹支撐(7)與所述第四飛機主體下部蓋板之間預留至少2.5mm的間隙。