[发明专利]用于翼面风洞试验的整流装置、设计方法及翼身融合装置

说明书

本发明提供一种用于翼面风洞试验的整流装置、设计方法及翼身融合装置，方法包括以下步骤：步骤1、选取一翼型并获取翼型的相关参数，基于相关参数将翼型上表面节点依次相连得到翼型曲线；步骤2、以翼型前缘点至后缘点连线作为轴线，并沿轴线将翼型曲线旋转成体得到旋成体；步骤3、沿轴线，获取旋成体的半模模型；步骤4、以整流装置能够将翼面接头包裹在内为设计目标，对半模模型进行X轴/Y轴/Z轴三方向尺寸缩比，得到整流装置实体模型；步骤5、将实体模型进行实体抽壳，得到开口壳体模型；步骤6、在开口壳体模型上设置翼面接头的插入通孔即可。本发明能够解决目前翼面风洞试验时，由于洞壁等干扰较大导致的试验数据获取不准确等技术问题。

技术领域

本发明涉及飞行器气动弹性技术领域，尤其涉及一种用于翼面风洞试验的整流装置、设计方法及翼身融合装置。

背景技术

随着飞行器设计朝着轻质、大柔性、高机动性能发展，翼面变形量越来越大，变形对气动性能的影响也越来越严重，对飞行器设计提出了较高的要求。为保证设计的数据精度，通常要开展风洞测力试验，以获取准确可信的气动力数据。对于静气动弹性风洞模型，由于要兼顾外形相似和结构相似，模型设计难度比常规测力模型大很多。通常为了降低难度，只开展单独翼面部件的弹性模型测力试验。

对于部件级风洞试验，无法将部件模型放置在风洞中心区域，洞壁和支架必然存在较强的干扰，对试验数据影响较大，导致获取的试验数据不准确，与飞行状态偏差较大，目前，关于此类问题研究报道较少，有提出设计整流装置来降低洞壁扰流的影响，然而，现有技术提出的整流装置依然无法较好地解决上述问题。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术中存在的不足，提供一种用于翼面风洞试验的整流装置、设计方法及翼身融合装置，能够解决目前翼面风洞试验时，由于洞壁等干扰较大导致的试验数据获取不准确等技术问题。

本发明提供的技术方案如下：

根据第一方面，提供一种用于翼面风洞试验的整流装置的设计方法，该方法包括以下步骤：

步骤1、选取一翼型并获取所述翼型的相关参数，基于所述相关参数将所述翼型上表面节点依次相连得到翼型曲线；

步骤2、以翼型前缘点至后缘点连线作为轴线，并沿所述轴线将所述翼型曲线旋转成体得到旋成体；

步骤3、沿所述轴线，获取所述旋成体的半模模型；

步骤4、以整流装置能够将翼面接头包裹在内为设计目标，对所述半模模型进行X轴/Y轴/Z轴三方向尺寸缩比，得到整流装置实体模型；

其中，坐标系原点O位于飞行器前缘中心位置，X轴在飞行器对称平面内，沿弹体指向尾部，Y轴位于飞行器对称面，垂直于X轴，向上为正；Z轴根据右手定则确定；

步骤5、将所述实体模型进行实体抽壳，得到特定壁厚的开口壳体模型；

步骤6、在所述开口壳体模型上设置所述翼面接头的插入通孔即可。

进一步地，所述翼型的最大厚度位于30％以后弦长位置。

进一步地，所述的翼型可以为NACA16009翼型。

进一步地，所述插入通孔设置在30％以后所述轴线位置，其中，以所述轴线所在的翼型前缘点为起点。

进一步地，所述步骤6中，在设计所述插入通孔时，将所述开口壳体模型与翼面接头的接触面进行布尔运算，扣除交叉部分即得。

进一步地，所述插入通孔还满足：在翼面接头通过所述插入通孔插入开口壳体模型后，所述开口壳体模型与翼面之间具有2mm以上的距离。

进一步地，所述开口壳体模型的壁厚不超过10mm。