一种立式风洞飞机尾旋试验模型设计方法

摘要

本发明公开了一种立式风洞飞机尾旋试验模型设计方法，包括以下步骤：步骤a:确定模型设计的输入参数；步骤b:根据输入参数按照相似准则，对模型的质量分布参数进行换算得到试验状态理论值；步骤c:依据步骤b在三维机械设计软件中进行模型结构布局初步设计；步骤d:依据模型结构布局初步设计的模型质量分布参数与步骤b试验状态理论值比较的结果,进行模型结构迭代优化设计；步骤e:对设计的模型进行关键承力件的强度校核，并依据校核结果进一步优化模型结构设计；步骤f:重复步骤d和步骤e，直至符合试验要求。采用本发明的一种立式风洞飞机尾旋试验模型设计方法，能够有效降低模型质量分布参数理论值、设计值、实际值之间的误差和加工难度，提高试验准备效率。