一種柵格翼風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種柵格翼風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比方法，本發(fā)明采用合并相鄰單元格，拉伸柵格翼弦長并增大柵格壁厚及邊框厚度的方法，保證模型縮比后零攻角升力面積及迎風(fēng)阻力面積保持不變，弦長拉長倍數(shù)及格壁增厚倍數(shù)與單元格合并數(shù)量呈正比，利用本發(fā)明設(shè)計(jì)的模型加工難度大大降低，縮短了加工周期，風(fēng)洞試驗(yàn)過程中，在超聲速氣流作用下，柵格翼模型未出現(xiàn)折斷或損壞，經(jīng)過風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，真實(shí)還原了設(shè)計(jì)方案的氣動(dòng)特性，適用于因柵格翼縮比后尺寸過小的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)。
【專利說明】一種柵格翼風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種縮比方法，尤其涉及一種柵格翼風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比方法，屬于實(shí)驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002]風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯ǔＪ歉鶕?jù)相似準(zhǔn)則進(jìn)行等比縮小，來模擬飛行器真實(shí)的飛行環(huán)境，但由于柵格翼柵格數(shù)多，格間距小且格壁較薄，等比例縮小尺寸會(huì)變得更小，在風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)容易柵格翼流場阻塞，無法真實(shí)還原高速氣流經(jīng)過柵格翼的流場，致使帶柵格翼導(dǎo)彈的吹風(fēng)結(jié)果與設(shè)計(jì)狀態(tài)嚴(yán)重不符，失去了風(fēng)洞試驗(yàn)校驗(yàn)設(shè)計(jì)方案的意義。同時(shí)，縮比后的模型在工藝上很難實(shí)現(xiàn)，即使加工完成模型強(qiáng)度也達(dá)不到高馬赫數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)的要求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明所解決的技術(shù)問題是:克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種柵格翼風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比方法，利用本發(fā)明設(shè)計(jì)的模型加工難度大大降低，縮短了加工周期。
[0004]本發(fā)明的技術(shù)方案是:一種柵格翼風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比方法，從柵格翼的翼稍處開始，將上邊框邊界中相鄰的2至4個(gè)柵格進(jìn)行合并作為等腰直角三角形的斜邊，進(jìn)而合并形成等腰直角三角形，然后以等腰直角三角形的直角邊作為邊長合并形成正方形，以此類推，不斷合并形成等腰直角三角形和正方形，直至翼根處無法合并形成完整的等腰直角三角形或正方形，最后將柵格翼壁厚及邊框進(jìn)行加厚、將翼弦長拉長，翼弦長拉長倍數(shù)、邊框增厚倍數(shù)和柵格壁增厚倍數(shù)與正方形邊長中柵格的合并數(shù)量呈正比。
[0005]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的技術(shù)效果是:本發(fā)明采用合并相鄰單元格，拉伸柵格翼弦長并增大柵格壁厚及邊框厚度的方法，保證模型縮比后零攻角升力面積及迎風(fēng)阻力面積保持不變，弦長拉長倍數(shù)及格壁增厚倍數(shù)與單元格合并數(shù)量呈正比，利用本發(fā)明設(shè)計(jì)的模型加工難度大大降低，縮短了加工周期，風(fēng)洞試驗(yàn)過程中，在超聲速氣流作用下，柵格翼模型未出現(xiàn)折斷或損壞，經(jīng)過風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，真實(shí)還原了設(shè)計(jì)方案的氣動(dòng)特性，適用于因柵格翼縮比后尺寸過小的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0006]圖1為本發(fā)明柵格翼結(jié)構(gòu)特征尺寸示意圖；
[0007]圖2為本發(fā)明柵格翼柵格融合前示意圖；
[0008]圖3為本發(fā)明柵格翼柵格融合后示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0009]下面結(jié)合具體實(shí)施例，對本發(fā)明技術(shù)方案進(jìn)行進(jìn)一步說明。
[0010]本發(fā)明采用合并相鄰單元格，拉伸柵格翼弦長并增大柵格壁厚及邊框厚度的方法，保證模型縮比后零攻角升力面積及迎風(fēng)阻力面積保持不變，弦長拉長倍數(shù)及格壁增厚倍數(shù)與單元格合并數(shù)量呈正比。合并的方法為:將邊框處單元格組合為45度直角三角形，及以三角形直角邊為邊長的正方形；優(yōu)先從翼梢處開始合并，保證合并后單元格形狀完整性，合并時(shí)遇到邊框，以邊框?yàn)榻纭?br> [0011]如圖1所示，柵格翼結(jié)構(gòu)特征尺寸包括翼弦b、翼寬L、翼高H、柵格間距t、柵格壁厚C，除此以外還有柵格數(shù)n，迎風(fēng)阻力面積為零攻角時(shí)格壁及邊框迎風(fēng)面面積，零攻角升力面積按下式計(jì)算所得S=nLb，式中b為翼弦長，L為翼寬，η為柵格數(shù)，可以按下式確
定:》= !+1，式中t為柵格間距。在確定風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s小比例后，就需要對縮比后的柵
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格翼模型尺寸進(jìn)行分析，若格間距t小于一定尺寸，則會(huì)造成高速氣流經(jīng)過柵格翼后流場阻塞，致使帶柵格翼導(dǎo)彈的吹風(fēng)結(jié)果與設(shè)計(jì)狀態(tài)嚴(yán)重不符，失去了風(fēng)洞試驗(yàn)校驗(yàn)設(shè)計(jì)方案的意義；若格壁厚度C小于一定尺寸，則增加了模型加工成本，且模型強(qiáng)度無法滿足高馬赫數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)的要求。
[0012]如圖2、3所示，采用合并相鄰單元格，拉伸柵格翼弦長，增大柵格壁厚及邊框厚度的柵格翼等效簡化方法。對外形進(jìn)行簡化，從翼稍處開始，首先以上邊框?yàn)樾边吅铣蓛蓚€(gè)4X4的直角三角形，然后以直角邊作為邊長合并4X4的正方形，以此類推，不斷合并直角等邊三角形和正方形，直至翼根處無法生成完整的幾何形狀，這樣簡化的外形升力面與原外形積保持不變。與此同時(shí)，將壁厚與邊框厚度相應(yīng)加厚4倍，以保持簡化后外形迎風(fēng)面積保持不變，簡化后外形柵格翼降至9，格壁厚為增大4倍，大大增強(qiáng)了結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。
[0013]柵格翼氣動(dòng)特性驗(yàn)證外形及采用本發(fā)明縮比后的外形；對于這種外邊框不是矩形的柵格翼同樣適用，柵格按2X2合并后將翼的弦長相應(yīng)拉長2倍，同時(shí)格厚與邊框厚度相應(yīng)加厚2倍。超音速流經(jīng)過柵格翼縮比模型的流場結(jié)構(gòu)，利用流場顯示手段，對柵格翼超聲速流場進(jìn)行分析，可見，激波通過柵格翼未發(fā)生阻塞在超聲速氣流作用下，柵格翼模型未出現(xiàn)折斷或損壞，經(jīng)過風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，真實(shí)`還原了設(shè)計(jì)方案的氣動(dòng)特性，圓滿完成了試驗(yàn)驗(yàn)證任務(wù)要求。
[0014]本發(fā)明的柵格翼模型縮比方法，模型加工難度大大降低，縮短了加工周期，風(fēng)洞試驗(yàn)過程中，在超聲速氣流作用下，柵格翼模型未出現(xiàn)折斷或損壞，經(jīng)過風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，真實(shí)還原了設(shè)計(jì)方案的氣動(dòng)特性，圓滿完成了試驗(yàn)任務(wù)要求。本發(fā)明適用于因柵格翼縮比后尺寸過小的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)。
[0015]本發(fā)明未詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域公知常識。
【權(quán)利要求】
1.一種柵格翼風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比方法，其特征在于:從柵格翼的翼稍處開始，將上邊框邊界中相鄰的2至4個(gè)柵格進(jìn)行合并作為等腰直角三角形的斜邊，進(jìn)而合并形成等腰直角三角形，然后以等腰直角三角形的直角邊作為邊長合并形成正方形，以此類推，不斷合并形成等腰直角三角形和正方形，直至翼根處無法合并形成完整的等腰直角三角形或正方形，最后將柵格翼壁厚及邊框進(jìn)行加厚、將翼弦長拉長，翼弦長拉長倍數(shù)、邊框增厚倍數(shù)和柵格壁增厚倍數(shù)與正方形邊長中柵格的合并數(shù)量呈正比。
【文檔編號】G01M9/08GK103592100SQ201310524914
【公開日】2014年2月19日 申請日期:2013年10月30日 優(yōu)先權(quán)日:2013年10月30日
【發(fā)明者】武健輝, 周欣欣, 尹世明, 楊陽, 卓佳, 陳升澤, 趙月 申請人:中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院