CN115993229A - 测量飞机起降过程中非定常气动力系数的风洞试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种测量飞机起降过程中非定常气动力系数的风洞试验方法，属于风洞试验技术领域。本发明通过强迫运动的方式，使试验模型按照预定的起降历程进行运动，将真机的起降历程分成若干微元，保证试验模型与真机几何外形相似，由于风速固定不变，每个微元时间段内的斯特劳哈尔数相等，即每个微元时间段内的无量纲时间常数相等，通过微分计算获得起降历程模拟过程中最大俯仰角速度和最大升沉速度等极限指标，将以上极限指标与试验***指标进行对比，从而直接获取真机起降过程中受非定常地面效应影响的气动力系数，解决了传统地面效应风洞试验无法有效获取真机起降历程中非定常气动力系数的问题；具有可追溯性强、普适性高的优点。
Description
技术领域
本发明属于风洞试验技术领域，具体涉及一种测量飞机起降过程中非定常气动力系数的风洞试验方法。
背景技术
地面效应是飞行器接近地面飞行时，由于地面改变了绕过飞机扰动的气流方向，使飞机周围流场产生变化，相应气动力、气动特性也发生改变的现象。在飞机的起降历程中，飞机的离地高度随时间连续变化所产生的地面效应，被称为非定常地面效应。研究飞机起降过程中的非定常地面效应可以帮助降低近地飞行的操作风险，提高飞机起飞、着陆的稳定性和安全性，其对飞机的设计具有重要的意义，风洞试验相比飞行测试来说周期较短、成本较低，还具有可复现性等优点，是当今研究地面效应一种重要的研究手段。
目前现有的地面效应风洞试验大多是按照定常模拟，未考虑飞机模型升沉速度、连续变化的离地高度等动态参数的影响，在飞机模型静止时上述研究方法是适用的。但在真实飞机起降历程中，飞机的升沉速度是随时间不断变化的，现有方法无法有效获得飞机起降历程中的非定常气动力系数。
发明内容
基于以上不足之处，本发明提供一种测量飞机起降过程中非定常气动力系数的风洞试验方法，能够直接获取飞机模型起降历程中受模型升沉速度、连续变化的离地高度等动态参数影响的非定常气动力系数，用于分析各动态参数以及地面效应对飞机起降的影响，解决了现有方法无法有效获得飞机起降历程中的非定常气动力系数的问题。
本发明所采用的技术如下：一种测量飞机起降过程中非定常气动力系数的风洞试验方法，步骤如下：
步骤一：将真实飞机的起降历程分成若干微元，保证试验模型与真实飞机几何外形相似，由于风速固定不变，每个微元时间段内的斯特劳哈尔数相等，即每个微元时间段内的无量纲时间常数相等，即：
(1)
式(1)中为无量纲时间常数、为真实飞机起降历程微元的时间间隔、为真实飞机飞行速度、为真实飞机参考长度、为试验模型起降历程微元的时间间隔、为试验模型速度即试验风速、为试验模型参考长度，根据上式得出试验模型起降历程微元的时间间隔为：
(2)
通过式(2)获取试验模型起降历程微元的时间间隔，进而获得试验模型的运动时间历程，再通过计算得到风洞中试验模型每一时间间隔的迎角、角速度、角加速度以及离地高度的参数，如式(3)~式(6)所示，从而得到理想的试验模型起降历程；
(3)
(4)
(5)
(6)
其中，为真实飞机每一时间间隔的迎角，为真实飞机每一时间间隔的离地高度；
由于试验的升沉/俯仰耦合运动机构需要通过控制各时刻试验模型的离地高度、迎角的参数，来使试验模型在风洞中按照预定历程进行运动，因此，需要将试验模型历程离散成时间间隔为0.01s的点，得到试验模型离地高度、迎角随时间t变化的离散历程，之后通过微分计算获得起降历程模拟过程中最大俯仰角速度和最大升沉速度的极限指标，将以上极限指标与试验***指标进行对比，如不满足，则调整试验风速，并重复以上过程，直至试验模型的起降历程满足试验设备指标；
步骤二、在升沉/俯仰耦合运动机构上安装天平支杆，应变天平安装在试验模型内部，天平支杆的一端穿过试验模型壳体与应变天平连接，应变天平测量端与试验模型内腔连接，应变天平的数据线与风洞采集***相连接，将侧装地板安装置于风洞开口试验段的中心位置附近；
步骤三、在风洞停止状态下，调节试验模型达到预期的初始迎角与离地高度，启动升沉/俯仰耦合运动机构使试验模型按照预定的起降历程进行强迫运动，采用六分量应变天平采集无风状态下，各历程中试验模型的六元载荷的各电压信号，采用编码器、高度传感器采集试验模型迎角、离地高度的电压信号；
步骤四、启动风洞，当风速到达预定风速后，启动升沉/俯仰耦合运动机构使试验模型按照预定的起降历程进行强迫运动，采用六分量应变天平采集起风状态下，各历程中试验模型六元载荷的各电压信号，采用编码器、高度传感器采集试验模型迎角、离地高度的电压信号。
步骤五、对采集到的六元载荷电压信号数据进行处理以获取试验模型的气动力、力矩载荷，首先分别对有风、无风状态下采集到的天平原始测量值进行滤波处理并且对应相位相减，之后经过天平公式迭代及无量纲化处理得到六元气动力系数，最后把由编码器、高度传感器采集的试验模型迎角、离地高度的电压信号分别转化为俯仰轴角度信号与试验模型高度信号。
进一步的，步骤一中，由于真实飞机不同，设计的起降历程也有所不同，需要根据真实飞机的具体参数进行设计起飞历程：首先需要确定真实飞机的离地升力系数、机翼面积S的参数，根据式（7）计算真实飞机的离地速度V l0。
(7)
式（7）中
W为真实飞机的起飞重量，ρ为空气密度。
作为工程估算，近似认为真实飞机在整个滑跑过程中做匀加速直线运动，再根据公式（8）~（9）计算出真实飞机地面滑跑的距离和时间，式中为真实飞机的滑跑摩擦系数；
(8)
(9)
其中，g为重力加速度，为可用推力的平均值，。
计算真实飞机加速上升段的距离和时间时，认为真实飞机上升至15m高度时的速度VH=1.3Vl0，求出整个起飞过程中飞机的平均速度为：
(10)
查最大可用推力曲线图，得到真实飞机加速上升段的平均速度对应的可用推力，考虑到上升段的爬升角γ不大，能够认为真实飞机的升力
L等于
W，求得对应升力系数为：
(11)
根据真实飞机对应的升力系数CL值，从起飞极曲线图上查得真实飞机阻力系数CD值，计算求得真实飞机的阻力D和平均剩余推力(ΔT)av为：
(12)
(13)
再根据式（14）~（15）获得真实飞机加速上升段的距离和时间，
(14)
(15)
得到上述参数后，再对真实飞机迎角和水平速度进行设计，在起飞过程中，真实飞机的迎角只在抬起前轮过程中发生变化，其水平速度在加速滑跑和加速上升过程中为匀加速运动，真实飞机迎角从0°匀速增至护尾迎角的持续时间段为，其角速度，获得的真实飞机的水平速度，包括：加速滑跑过程中各时间间隔的水平方向速度和加速上升过程中各时间间隔的水平方向速度，其中，为真实飞机整个起飞过程中的第i个时间间隔，而完成真实飞机历程的设计。
进一步的，所述的升沉/俯仰耦合运动机构的运动中心与试验模型的参考中心重合。
进一步的，步骤一中，设计的试验模型起降历程应根据升沉/俯仰耦合运动机构的限制，在飞机离地高度大于1倍展长的区域进行修改，增加加速、减速段，在满足实际试验需求的同时使升沉/俯仰耦合运动机构对试验的影响尽量降低。
本发明的优点及有益效果：本发明能够在风洞中实现对飞机起降历程的模拟，直接获取试验模型起降历程中受升沉速度、离地高度连续变化等动态参数影响的非定常气动力系数，用于分析各动态参数以及地面效应对飞机起降的影响。可根据不同型号的飞机、不同的试验风速，能够设计相应的试验模型起降历程，使得试验模型起降历程更加真实，提高了风洞试验数据准确性，具有可追溯性强、普适性高的优点，为分析各动态参数以及地面效应对飞机起降的影响提供依据。
附图说明
图1为本发明的风洞试验方法采用的试验装置结构示意简图。
图2为试验模型迎角、离地高度随时间变化的运动曲线图。
图3为试验模型法向力系数随时间变化的曲线。
图4为试验模型俯仰力矩系数随时间变化的曲线。
其中，1、试验模型，2、升沉/俯仰耦合运动机构，3、侧装地板，4、风洞开口试验段。
具体实施方式
下面结合附图和举例对本发明做进一步的说明。
实施例1
如图1所示，本实施例公开一种测量飞机起降过程中非定常气动力系数的风洞试验方法，使用的试验模型1为具有金属骨架和碳纤维蒙皮的动导数试验模型，按照预先设计的试验模型1起降历程进行性强迫运动，从而实现其对真实飞机起降的模拟，获得起降历程中的非定常气动力系数，方法具体包括以下步骤：
步骤一、风洞试验前需要对试验模型1的起降历程进行设计，试验模型1起降历程的真实度会对试验数据的测量产生很大的影响，是整个试验方法的重要组成部分。因此首先应当尽可能真实地获取真实飞机的起降历程，得到真实飞机离地高度、垂直速度、水平速度、飞机迎角随时间的变化，在此基础上对其进行转换得到试验模型1的起降历程。真实飞机起降历程中的气动特性存在一定的非定常及时间历程特性，因此在对其进行转换时，不仅需要保证与试验模型1几何外形相似，还需要采用相等这一相似准则，使用无量纲模拟的方法，对试验模型1的起降历程进行设计。但是在真实飞机起降过程中，其速度变化范围在0km/h-350km/h之间，而风洞中的风速不能快速连续改变，无法在整个起降历程中简单使用斯特劳哈尔数相等这个相似准则。为解决上述问题，采用微元的思想，将真实飞机的起降历程分成若干微元，保证试验模型1与真实飞机几何外形相似，由于风速固定不变，每个微元时间段内的斯特劳哈尔数相等，即每个微元时间段内的无量纲时间常数相等，即：
(1)
式(1)中为无量纲时间常数、为真实飞机起降历程微元的时间间隔、为真实飞机飞行速度、为真实飞机参考长度、为试验模型起降历程微元的时间间隔、为试验模型速度即试验风速、为试验模型参考长度，根据上式得出试验模型起降历程微元的时间间隔为：
(2)
通过式(2)获取试验模型1起降历程微元的时间间隔，进而获得试验模型的运动时间历程，再通过计算得到风洞中试验模型每一时间间隔的迎角、角速度、角加速度以及离地高度的参数，如式(3)~式(6)所示，从而得到理想的试验模型起降历程；
(3)
(4)
(5)
(6)
其中，为真实飞机每一时间间隔的迎角，为真实飞机每一时间间隔的离地高度；由于试验***需要通过控制各时刻试验模型1的离地高度、迎角等参数，来使试验模型1在风洞中按照预定历程进行运动，因此，需要将历程离散成时间间隔为0.01s的点，得到试验模型1的离地高度、迎角随时间t变化的离散历程，之后通过微分计算获得起降历程模拟过程中最大俯仰角速度和最大升沉速度等极限指标，将以上极限指标与试验***指标进行对比，如不满足，则调整试验风速，并重复以上过程，直至试验模型1的起降历程满足试验设备指标。
并且，实际试验要求升沉/俯仰耦合运动机构2的起始速度与终止速度都是0，需要考虑升沉/俯仰耦合运动机构2的最大行程、最大加速度等方面的限制，而飞机在高度大于一倍展长的区域受地面效应影响很小，因此设计的试验模型1起降历程应根据升沉/俯仰耦合运动机构2的限制在飞机离地高度大于1倍展长的区域进行修改，增加加速、减速段，在满足实际试验需求的同时使机构对试验的影响尽量降低。本次试验设计的试验模型1起降历程如图2所示，由于真实飞机不同，设计的起降历程也有所不同，需要根据真实飞机的具体参数进行设计起飞历程：首先需要确定真实飞机的离地升力系数和机翼面积S的参数，根据式（7）计算真实飞机的离地速度V l0，
(7)
式（7）中
W为真实飞机的起飞重量，ρ为空气密度。
作为工程估算，近似认为真实飞机在整个滑跑过程中做匀加速直线运动，再根据公式（8）~（9）计算出真实飞机地面滑跑的距离和时间，式中为真实飞机的滑跑摩擦系数；
(8)
(9)。
其中，g为重力加速度，为可用推力的平均值，。
计算真实飞机加速上升段的距离和时间时，认为真实飞机上升至15m高度时的速度VH=1.3Vl0，求出整个起飞过程中飞机的平均速度为：
(10)
查最大可用推力曲线图，得到真实飞机加速上升段的平均速度对应的可用推力，考虑到上升段的爬升角γ不大，能够认为真实飞机的升力
L等于
W，求得对应升力系数为：
(11)
根据真实飞机对应的升力系数CL值，从起飞极曲线图上查得真实飞机阻力系数CD值，计算求得真实飞机的阻力D和平均剩余推力(ΔT)av为：
(12)
(13)
再根据式（14）~（15）获得真实飞机加速上升段的距离和时间，
(14)
(15)
得到上述参数后，再对真实飞机迎角和水平速度进行设计，在起飞过程中，真实飞机的迎角只在抬起前轮过程中发生变化，其水平速度在加速滑跑和加速上升过程中为匀加速运动，真实飞机迎角从0°匀速增至护尾迎角的持续时间段为，其角速度，获得的真实飞机的水平速度，包括：加速滑跑过程中各时间间隔的水平方向速度和加速上升过程中各时间间隔的水平方向速度，其中，为真实飞机整个起飞过程中的第i个时间间隔，而完成真实飞机历程的设计。
步骤二、在升沉/俯仰耦合运动机构2上安装天平支杆，应变天平装在试验模型1内部，天平支杆的一端穿过试验模型1壳体与应变天平连接，应变天平测量端与试验模型1内部连接，应变天平的数据线与风洞采集***相连接，将侧装地板3安装置于风洞开口试验段4的中心位置附近，并且升沉/俯仰耦合运动机构2的运动中心与试验模型1的参考中心重合。
步骤三、在风洞停止状态下，调节试验模型1达到预期的初始迎角与离地高度。启动升沉/俯仰耦合运动机构2使试验模型1按照预定的起降历程进行强迫运动，采用六分量应变天平采集无风状态下，各历程中试验模型1的六元载荷的各电压信号，采用编码器、高度传感器采集试验模型1迎角、离地高度的电压信号。
步骤四、启动风洞，当风速到达预定风速后，启动升沉/俯仰耦合运动机构2使试验模型1按照预定的起降历程进行强迫运动，采用六分量应变天平采集起风状态下，各历程中试验模型1的六元载荷的各电压信号，采用编码器、高度传感器采集试验模型1迎角、离地高度的电压信号。
步骤五、对采集到的六元载荷电压信号数据进行处理以获取试验模型1的气动力、力矩载荷。首先分别对有风、无风状态下采集到的天平原始测量值进行滤波处理并且对应相位相减，之后经过天平公式迭代及无量纲化处理得到六元气动力系数，最后把由编码器、高度传感器采集的试验模型迎角、离地高度的电压信号分别转化为俯仰轴角度信号与试验模型1高度信号。
实施例2
本实施例通过强迫运动，实现了对飞机起降历程的模拟，直接获取试验模型1起降历程中受升沉速度、离地高度连续变化等动态参数影响的非定常气动力系数，获得了如图3~图4所示的试验模型1在起降历程中法向力系数、俯仰力矩系数随时间的变化过程，为分析各动态参数以及地面效应对飞机起降的影响提供依据。
Claims (4)
1.一种测量飞机起降过程中非定常气动力系数的风洞试验方法，其特征在于，步骤如下：
步骤一：将真实飞机的起降历程分成若干微元，保证试验模型与真实飞机几何外形相似，由于风速固定不变，每个微元时间段内的斯特劳哈尔数相等，即每个微元时间段内的无量纲时间常数相等，即：
(1)
式(1)中为无量纲时间常数、为真实飞机起降历程微元的时间间隔、为真实飞机飞行速度、为真实飞机参考长度、为试验模型起降历程微元的时间间隔、为试验模型速度即试验风速、为试验模型参考长度，根据上式得出试验模型起降历程微元的时间间隔为：
(2)
通过式(2)获取试验模型起降历程微元的时间间隔，进而获得试验模型的运动时间历程，再通过计算得到风洞中试验模型每一时间间隔的迎角、角速度、角加速度以及离地高度的参数，如式(3)~式(6)所示，从而得到理想的试验模型起降历程；
(3)
(4)
(5)
(6)
其中，为真实飞机每一时间间隔的迎角，为真实飞机每一时间间隔的离地高度；由于试验的升沉/俯仰耦合运动机构需要通过控制各时刻试验模型的离地高度、迎角的参数，来使试验模型在风洞中按照预定历程进行运动，因此，需要将试验模型历程离散成时间间隔为0.01s的点，得到试验模型离地高度、迎角随时间t变化的离散历程，之后通过微分计算获得起降历程模拟过程中最大俯仰角速度和最大升沉速度的极限指标，将以上极限指标与试验***指标进行对比，如不满足，则调整试验风速，并重复以上过程，直至试验模型的起降历程满足试验设备指标；
步骤二、在升沉/俯仰耦合运动机构上安装天平支杆，应变天平安装在试验模型内部，天平支杆的一端穿过试验模型壳体与应变天平连接，应变天平测量端与试验模型内腔连接，应变天平的数据线与风洞采集***相连接，将侧装地板安装置于风洞开口试验段的中心位置附近；
步骤三、在风洞停止状态下，调节试验模型达到预期的初始迎角与离地高度，启动升沉/俯仰耦合运动机构使试验模型按照预定的起降历程进行强迫运动，采用六分量应变天平采集无风状态下，各历程中试验模型的六元载荷的各电压信号，采用编码器、高度传感器采集试验模型迎角、离地高度的电压信号；
步骤四、启动风洞，当风速到达预定风速后，启动升沉/俯仰耦合运动机构使试验模型按照预定的起降历程进行强迫运动，采用六分量应变天平采集起风状态下，各历程中试验模型六元载荷的各电压信号，采用编码器、高度传感器采集试验模型迎角、离地高度的电压信号；
步骤五、对采集到的六元载荷电压信号数据进行处理以获取试验模型的气动力、力矩载荷，首先分别对有风、无风状态下采集到的天平原始测量值进行滤波处理并且对应相位相减，之后经过天平公式迭代及无量纲化处理得到六元气动力系数，最后把由编码器、高度传感器采集的试验模型迎角、离地高度的电压信号分别转化为俯仰轴角度信号与试验模型高度信号。
2.根据权利要求1所述的一种测量飞机起降过程中非定常气动力系数的风洞试验方法，其特征在于，步骤一中，由于真实飞机不同，设计的起降历程也有所不同，需要根据真实飞机的具体参数进行设计起飞历程：首先需要确定真实飞机的离地升力系数和机翼面积S的参数，根据式（7）计算真实飞机的离地速度V l0，
(7)
式（7）中W为真实飞机的起飞重量，ρ为空气密度；
作为工程估算，近似认为真实飞机在整个滑跑过程中做匀加速直线运动，再根据公式（8）~（9）计算出真实飞机地面滑跑的距离和时间，式中为真实飞机的滑跑摩擦系数；
(8)
(9)
其中，g为重力加速度，为可用推力的平均值，；
计算真实飞机加速上升段的距离和时间时，认为真实飞机上升至15m高度时的速度VH=1.3Vl0，求出整个起飞过程中飞机的平均速度为：
(10)
查最大可用推力曲线图，得到真实飞机加速上升段的平均速度对应的可用推力，考虑到上升段的爬升角γ不大，能够认为真实飞机的升力L等于W，求得对应升力系数为：
(11)
根据真实飞机对应的升力系数CL值，从起飞极曲线图上查得真实飞机阻力系数CD值，计算求得真实飞机的阻力D和平均剩余推力(ΔT)av为：
(12)
(13)
再根据式（14）~（15）获得真实飞机加速上升段的距离和时间，
(14)
(15)
得到上述参数后，再对真实飞机迎角和水平速度进行设计，在起飞过程中，真实飞机的迎角只在抬起前轮过程中发生变化，其水平速度在加速滑跑和加速上升过程中为匀加速运动，真实飞机迎角从0°匀速增至护尾迎角的持续时间段为，其角速度，获得的真实飞机的水平速度，包括：加速滑跑过程中各时间间隔的水平方向速度和加速上升过程中各时间间隔的水平方向速度，其中，为真实飞机整个起飞过程中的第i个时间间隔，而完成真实飞机历程的设计。
3.根据权利要求1或2所述的一种测量飞机起降过程中非定常气动力系数的风洞试验方法，其特征在于，所述的升沉/俯仰耦合运动机构的运动中心与试验模型的参考中心重合。
4.根据权利要求3所述的一种测量飞机起降过程中非定常气动力系数的风洞试验方法，其特征在于，步骤一中，设计的试验模型起降历程应根据升沉/俯仰耦合运动机构的限制在飞机离地高度大于1倍展长的区域进行修改，增加加速、减速段，在满足实际试验需求的同时使升沉/俯仰耦合运动机构对试验的影响尽量降低。
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|---|---|
| CN115993229B (zh) | 2023-05-16 |
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