一种确定高速风洞大型飞机模型缩比的方法

摘要

本发明公开了一种确定高速风洞大型飞机模型缩比的方法，目的在于解决目前高速大型飞机模型缩比确定难度大、成本高且无准确方法等问题。包括以下步骤：第一步、根据模型数模生成不同模型展长的试验计算网格；第二步、根据试验运行状态设置边界条件；第三步、利用CFD计算程序数值模拟试验状态，并得到侧壁压力分布数据；第四步、将压力分布数据与空风洞侧壁压力分布数据比较、统计分析并带入判定标准，确定模型全展长与试验段宽度比例，进而得到适合的模型缩比。本发明利用试验段壁板侧壁扰动压力分布为依据确定高速风洞大型飞机模型缩比，从而为试验方案制定与模型设计提供依据。

主权项

一种确定高速风洞大型飞机模型缩比的方法，其特征在于：包括如下步骤：第一步、根据计算模型数模生成不同模型展长的试验计算网格；第二步、根据试验运行状态设置边界条件：依据来流马赫数、总压、总温，通过等熵公式计算来流静压值、来流温度参数值，将试验段入、出口分别设定压力入口、压力出口边界条件；通过壁板厚度、参考压力修正关系计算穿孔粘性阻力因子，设定壁板为多孔壁边界条件；第三步、数值模拟试验状态，得到侧壁压力分布数据：根据试验状态来流速压值、来流静压值计算侧壁压力系数分布，并与空风洞状态侧壁压力系数分布比较，计算各模型缩比下侧壁扰动压力系数；第四步、计算侧壁扰动压力系数分布标准差，并与扰动压力系数判定标准进行比较，选择侧壁扰动压力系数分布标准差小于且最接近0.5倍扰动压力系数判定标准所对应的模型缩比为最优模型缩比。