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。

说明书

技术领域

本发明属于风洞试验技术领域，具体涉及一种在高速风洞试验中，利用模 型远场扰动评估确定高速风洞大型飞机模型缩比的计算方法。

背景技术

试验模型缩比确定是高速风洞试验方案设计阶段的关键内容之一，尤其对 于大型飞机而言，增大模型缩比，不仅可以更加精确地模拟飞行器表面形状和 附着物，还可以增大试验雷诺数，便于传感器、模块、线路等设备的安装、铺 设，因而可大幅提高试验数据质量。但增大模型缩比必然会导致洞壁干扰量的 增加，严重时会影响洞壁干扰修正的准确度，导致试验数据产生偏差。

国内外高速风洞依据长期试验经验制定了相关的模型设计准则，但该准则 主要适用于小展弦比军机模型，一般要求模型全展长不超过0.6倍试验段宽度， 对于中远程轰炸机、客货运输机、无人机等大型飞机模型该准则应可适当放宽。 实际操作中，根据模型构型特点与试验马赫数范围，国内2.4米跨声速风洞通 常将大型飞机模型全展长控制在0.65～0.75倍试验段宽度，德国ETW要求试验 马赫数0.85以下的运输机类模型全展长小于0.65倍试验段宽度，荷兰DNW-HST 要求试验马赫数0.85以下的大型客机模型全展长小于0.75倍试验段宽度，而 美国AEDC16英尺跨声速风洞认为将大型飞机全展长与试验段宽度比例放大至 0.8倍仍可通过洞壁干扰修正获得准确数据。

由于缺乏准确有效的模型缩比确定方法，因此基于经验采用保守设计是目 前高速风洞大型飞机模型缩比确定的主要方式。但该方法操作随意性较大，不 同型号或同一型号不同时期模型缩比不一，最合适的缩比需要经过实际吹风数 据检验后才能确定，容易造成不同期数据间尺度效应偏差，增大试验难度、风 险及初期成本。

发明内容

为了克服现有技术的上述缺点，本发明提供了一种确定高速风洞大型飞机 模型缩比的方法，以试验段壁板侧壁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试验模型设计提供依据。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种确定高速风洞大型飞机 模型缩比的方法，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。

与现有技术相比，本发明的积极效果是：以试验段壁板侧壁压力分布为依 据，针对不同构型、不同试验范围，通过不同缩比模型对侧壁压力分布的远场 扰动量分析，在试验前评估确定高速风洞大型飞机模型缩比，具有较好的代表 性和较高的可信度，可避免传统方法的不足，有效提高试验方案设计的精细化 水平，为大型飞机高速风洞试验方案制定与试验模型设计提供依据，具有巨大 的工程实用价值。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1为计算网格示意图，其中：1为计算模型、2为风洞驻室、3为风洞 试验段；

图2为2.4米跨声速风洞压力修正关系与来流马赫数的相关散点图；

图3为不同缩比大飞机模型侧壁扰动压力系数分布图。

具体实施方式

一种确定高速风洞大型飞机模型缩比的方法，包括以下步骤：

第一步、根据计算模型1数模生成不同模型展长的试验计算网格（如图1 所示）：

网格需为贴体、正交的结构网格，并模拟风洞试验段3、风洞驻室2等外 部结构，网格质量需满足粘性计算需求，附面层网格厚度为特征长度的千分之 三至千分之五；所述特征长度定义为：空风洞计算条件为试验段横截面积平方 根的0.1倍，缩比模型计算条件为模型的平均空气动力弦长。

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 等参数值，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；其中：

1）来流静压值P_∞按如下公式计算：

$P_O={(\frac{{M_{\infty }}^2}{5}+1)}^{3.5}\times P_{\infty }$

其中，P_O为总压，M_∞为来流马赫数；

2）穿孔粘性阻力因子（包括穿孔动力粘性阻力因子C_R和穿孔运动粘性阻 力因子C_α）按如下公式计算：

$\frac{1}{2}\times C_R\times \rho \times t=K_1$

1000×μ×C_α×t=K₂

其中，介质密度ρ=1.225kg/m³，介质运动粘性系数μ=1.7894×10^-5kg/m/s， t为多孔壁厚度，所述K₁、K₂分别为压力修正关系（P_ct-P_∞）与来流马赫数M_∞关系线性拟合系数，满足如下公式：

P_ct-P_∞=K₁×M_∞+K₂

其中，P_ct-P_∞表示压力修正关系，P_ct表示通过风洞流场校测试验得到的参 考点静压值；

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，其中：

1）缩比I状态下第i个计算点侧壁压力系数C_Pi_I按如下公式计算：

$C_{\mathrm{Pi}}\_I=\frac{P_{\mathrm{Si}}}{Q_{\infty }}$

Q_∞=0.7×P_∞×M_∞²

其中，P_Si为第i个计算点的静压，Q_∞为来流速压；

2）缩比I状态下第i个计算点侧壁扰动压力系数ΔC_Pi按如下公式计算：

ΔC_Pi=C_Pi_I-C_Pi_0

其中，C_Pi_0为空风洞状态下第i个计算点侧壁压力系数；

第四步、对侧壁扰动压力系数进行统计分析，计算其分布标准差，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：

1）按如下公式计算侧壁扰动压力系数分布标准差：

${\sigma }_{{\mathrm{\Delta C}}_P}=\sqrt{\frac{1}{n-1}\times \underset{i=1}{\overset{n}{\Sigma }}{({\mathrm{\Delta C}}_{\mathrm{Pi}}-\frac{1}{n}\times \underset{i=1}{\overset{n}{\Sigma }}{\mathrm{\Delta C}}_{\mathrm{Pi}})}^2}$

其中n为侧壁扰动压力系数点数；

2）按如下公式计算扰动压力系数判定标准

${\sigma }_{{\mathrm{\Delta C}}_{P\_\mathrm{MAX}}}=\frac{P_O}{Q_{\infty }}\times |\frac{1}{{({M_{\infty }}^2/5+1)}^{3.5}}-\frac{1}{{({(M_{\infty }+M_{\infty }\times {\sigma }_{M\_\mathrm{MAX}})}^2/5+1)}^{3.5}}|$

其中σ_{M_MAX}为国军标1179-91规定的高速风洞马赫数分布均方根偏差合格 指标。

以下是本发明方法的应用举例：

以飞翼布局无人机为对象，绘制不同模型缩比的2.4米跨声速风洞全模试 验段计算网格，根据风洞实际运行参数计算并设置边界条件，数值计算不同模 型缩比I下的试验段侧壁扰动压力系数分布，并对计算结果进行统计分析。

缩比I=0.5～0.9的飞翼布局无人机构型参数见表1所示：

I 模型全展长 平均气动弦长 堵塞度 0.5 1.2m 0.12864m 0.139% 0.6 1.44m 0.15437m 0.200% 0.69 1.65m 0.17752m 0.262% 0.8 1.92m 0.20582m 0.354% 0.9 2.16m 0.23155m 0.448%

表1

2.4米跨声速风洞全模试验段特征长度为0.24m，根据模型平均气动弦长 及试验段特征长度，绘制不同模型缩比的2.4米跨声速风洞全模试验计算网格， 试验段壁板附面层尺寸第一层为5‰试验段特征长度，模型附面层尺寸第一层 为3‰模型平均气动弦长，I=0.69计算网格示意图见图1所示。

2.4米跨声速风洞全模试验段运行参数见表2所示：

M_∞P_OP_ct0.3 110000 103325 0.4 110000 98486 0.5 110000 92726 0.6 110000 86376 0.7 130000 93813 0.8 130000 85461 0.9 140000 82678 1.0 140000 74141 1.1 140000 65091

表2

本实施例以M_∞=0.8为计算条件，由表2通过等熵公式计 算得到计算状态来流静压P_∞=85461Pa。

由表2计算得出2.4米跨声速风洞全模试验段压力修正关系P_ct-P_∞，并将 其与来流马赫数M_∞线性拟合，拟合结果见附图2所示，得到拟合系数 K₁=3777.5，K₂=-679.6。

通过公式：

$\frac{1}{2}\times C_R\times \rho \times t=K_1$

1000×μ×C_α×t=K₂

计算2.4米跨声速风洞全模试验段壁板穿孔粘性阻力因子，其中 ρ=1.225kg/m³为介质密度，μ=1.7894×10^-5kg/m/s为介质运动粘性系数， t=0.024m为多孔壁厚度。计算得到穿孔动力粘性阻力因子C_R=256972.8、穿孔运 动粘性阻力因子C_α=-1582467.1。

利用参数值P_∞=85461Pa，P_O=130000Pa，M_∞=0.8分别设置试验段入、出口 为压力入、出口边界条件，利用C_R=256972.8，C_α=-1582467.1设置试验段壁板 为多孔壁板条件，为加速收敛，以全场静止条件初始化流场。

依次数值模拟空风洞及模型缩比I=0.5,0.6,0.69,0.8,0.9试验状态，并 得到侧壁压力分布数据。

利用公式Q_∞=0.7×P_∞×M_∞²计算来流速压为Q_∞=38210Pa。

利用公式计算各缩比状态下侧壁压力系数分布C_Pi_I，并与空风 洞压力系数分布C_Pi_0比较得到不同模型缩比下侧壁扰动压力系数，计算得到 的飞翼布局无人机构型侧壁扰动压力系数分布见图3。

通过公式计算侧壁扰动压力系数分布标 准差，计算结果见表3所示：

表3

按照公式${\sigma }_{{\mathrm{\Delta C}}_{P\_\mathrm{MAX}}}=\frac{P_O}{Q_{\infty }}\times |\frac{1}{{({M_{\infty }}^2/5+1)}^{3.5}}-\frac{1}{{({(M_{\infty }+M_{\infty }\times {\sigma }_{M\_\mathrm{MAX}})}^2/5+1)}^{3.5}}|$计算2.4米 跨声速风洞全模试验段侧壁扰动压力系数判定标准，其中σ_{M_MAX}=0.005为高速 风洞马赫数分布均方根偏差合格指标，计算结果见表4所示：

表4

计算结果表明，2.4米跨声速风洞全模试验段来流马赫数M_∞=0.8时侧壁扰 动压力系数判定标准为与不同模型缩比侧壁扰动压力系 数分布标准差结果对比表明，对于飞翼布局无人机模型而言，当来流马赫数 M_∞=0.8时，I=0.8是较合适的模型缩比，I=0.9时模型过大，侧壁扰动压力系 数分布标准差已经超出了判定标准。