一种风洞试验尾支撑干扰修正方法及其应用

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。

主权项

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C~D，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C~D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C~D的修正尾支撑干扰后的试验结果。