[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

本申請屬于航空技術領域，特別涉及一種飛機風洞支撐干擾修正方法。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；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，通過公式得到修正后的參數X。本申請的飛機風洞支撐干擾修正方法，通過設計多種類型的飛機模型進行風洞試驗，獲取試驗數據，采用支撐干擾扣除方法，通過兩種支撐及兩種輔助支撐的結果進行代數加減平均對氣動力數據進行修正，提高了氣動力數據的準確性。

技術領域

本申請屬于航空技術領域，特別涉及一種飛機風洞支撐干擾修正方法。

背景技術

在飛機設計過程中，利用風洞試驗獲得不同狀態飛機氣動力是最常用的氣動分析手段。風洞試驗模型通過支撐系統固定于風洞中，因此試驗結果必定會引入支撐干擾量。選擇合適的支撐干擾扣除方法是準確獲取氣動力數據的關鍵。

目前較為常用的風洞試驗支撐系統有腹支撐和尾支撐兩種，一般認為腹支撐干擾量較大，尾支撐干擾較小。但對于高隱身飛機，后體扁平，尾支撐會破壞后體形面，引入后體形面失真和尾支撐干擾，其干擾量不易扣除。

因此，希望有一種技術方案來克服或至少減輕現有技術的至少一個上述缺陷。

發明內容

本申請的目的是提供了一種飛機風洞支撐干擾修正方法，以解決現有技術存在的至少一個問題。

本申請的技術方案是：

一種飛機風洞支撐干擾修正方法，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，所述第一飛機主體上安裝有腹支撐，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以及輔助尾支撐，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，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以及輔助腹支撐，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。

在本申請的至少一個實施例中，所述第一飛機主體上設置有測力天平，測力天平的前端與所述第一飛機主體連接，后端與腹支撐連接，且腹支撐與所述第一飛機主體下部蓋板之間預留至少2.5mm的間隙。

在本申請的至少一個實施例中，所述第二飛機主體上設置有測力天平，測力天平的前端與所述第二飛機主體連接，后端設置有天平錐套，輔助尾支撐固定安裝在所述天平錐套上，腹支撐安裝在輔助尾支撐的下端，且輔助尾支撐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。