【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及一種適用于高速風洞試驗混合層流垂尾模型設計方法，屬于飛行器風洞試驗模型。
技術介紹
1、減阻是民用飛機永恒的話題，是獲得更高的經濟效益的重要保障。一直以來，民機減阻的重心主要集中于機翼部件，從超臨界機翼、翼型優化設計、層流機翼設計等等，相關領域都已經取得很大進展，進一步減阻空間已經不大。在此基礎上，針對垂尾的減阻將是進一步提高民用飛機氣動性能的主要方向之一。我們都知道層流抗分離能力較差，使用自然層流的垂尾，在稍大側滑的情況下若出現較大范圍的分離，將嚴重影響飛機的航向操縱，進一步影響飛行安全性。在這種情況下，垂尾的混合層流控制成為當前民機垂尾減阻的最有效措施，也是前期機翼及全機氣動布局減阻工作的有效補充。
2、針對混合層流流動控制技術，風洞試驗驗證是一項必不可少且至關重要的步驟。對于垂尾混合層流控制效果的驗證性試驗，一方面由于需要在垂尾前緣內部布置吸氣腔體，所以模型設計中要滿足內部吸氣裝置的空間需求；另一方面，為了滿足高空巡航狀態的雷諾數需求，試驗當地雷諾數不能低于20×106。因此在模型設計中，既要保證風洞試驗模型的試驗區氣動性能與真實飛行狀態相當，以確保轉捩區域的判斷，又不能過分增加模型尺寸而導致模型阻塞度過大。
技術實現思路
1、在下文中給出了關于本專利技術的簡要概述，以便提供關于本專利技術的某些方面的基本理解。應當理解，這個概述并不是關于本專利技術的窮舉性概述。它并不是意圖確定本專利技術的關鍵或重要部分，也不是意圖限定本專利技術的范圍。其目的僅僅是以
2、鑒于此，為解決現有技術中存在的缺少即滿足阻塞度要求有能保證轉捩區域的判斷的垂尾模型的技術問題，本專利技術提供一種適用于高速風洞試驗混合層流垂尾模型設計方法。
3、方案一、一種適用于高速風洞試驗混合層流垂尾模型設計方法，包括：
4、設計真實飛機的縮放比例，構建飛機模型；
5、水平截掉飛機模型機身高度，降低機身高度，作為第一機身墊塊；
6、將第一機身墊塊搭載垂尾試驗段形成垂尾模型。
7、優選的，設計真實飛機的縮放比例，構建飛機模型的方法是：設計真實飛機縮放比例為1：5的飛機模型；飛機模型的全機長度為7.78米，垂尾試驗段根弦長1.04米，垂尾試驗段梢弦長為0.424米，垂尾試驗段高度1.024米。
8、優選的，水平截掉飛機模型機身高度，降低機身高度，作為第一機身墊塊的方法是：沿橫向截掉機身高度0.729米，剩余機身高度為0.098米，垂尾試驗段根弦長度不變，垂尾試驗段梢弦長度不變，垂尾試驗段高度不變。
9、方案二、一種適用于高速風洞試驗混合層流垂尾模型設計方法，包括：
10、設計真實飛機的縮放比例，構建飛機模型；
11、水平截掉飛機模型機身高度，降低機身高度；
12、垂直截掉飛機模型的機身長度，縮短機身長度，作為第二機身墊塊；
13、將第二機身墊塊搭載垂尾試驗段形成垂尾模型。
14、優選的，第二機身墊塊具體為：沿橫向截掉機身高度0.729米，剩余機身高度為0.098米，沿縱向截掉機身長度4.18米，機身剩余長度為3.6米，垂尾試驗段根弦長度不變，垂尾試驗段梢弦長度不變，垂尾試驗段高度不變。
15、方案三、一種垂尾模型風洞試驗搭載方法，將方案一所述的垂尾模型固定設置在風洞側壁轉窗上。
16、本專利技術的有益效果如下：本專利技術設計的混合層流垂尾模型，可在滿足風洞試驗對模型尺寸要求的基礎上，準確反映高空真實飛行狀態下的轉捩位置及轉捩區域，為混合層流技術的型號應用提供支撐。本專利技術應用于轉窗上安裝的半模試驗，通過截掉部分機身作為墊塊，一方面調整截掉機身的高度使模型滿足風洞阻塞度的要求，另一方面通過調整機身的長度改變風洞洞壁邊界層發展情況，使垂尾前緣流場接近真實飛行狀態，確保了轉捩位置及轉捩區域判斷的準確性。
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1.一種適用于高速風洞試驗混合層流垂尾模型設計方法，其特征在于，包括：
2.根據權利要求1所述的一種適用于高速風洞試驗混合層流垂尾模型設計方法，其特征在于，設計真實飛機的縮放比例，構建飛機模型的方法是：設計真實飛機縮放比例為1:5的飛機模型；飛機模型的全機長度為7.78米，垂尾試驗段根弦長1.04米，垂尾試驗段梢弦長為0.424米，垂尾試驗段高度1.024米。
3.根據權利要求1所述的一種適用于高速風洞試驗混合層流垂尾模型設計方法，其特征在于，水平截掉飛機模型機身高度，降低機身高度，作為第一機身墊塊的方法是：沿橫向截掉機身高度0.729米，剩余機身高度為0.098米，垂尾試驗段根弦長度不變，垂尾試驗段梢弦長度不變，垂尾試驗段高度不變。
4.根據權利要求1所述的一種適用于高速風洞試驗混合層流垂尾模型設計方法，其特征在于，飛機模型的表面光滑。
5.一種適用于高速風洞試驗混合層流垂尾模型設計方法，其特征在于，包括：
6.根據權利要求5所述的一種適用于高速風洞試驗混合層流垂尾模型設計方法，其特征在于，第二機身墊塊具體為：
【技術特征摘要】
1.一種適用于高速風洞試驗混合層流垂尾模型設計方法，其特征在于，包括：
2.根據權利要求1所述的一種適用于高速風洞試驗混合層流垂尾模型設計方法，其特征在于，設計真實飛機的縮放比例，構建飛機模型的方法是：設計真實飛機縮放比例為1:5的飛機模型；飛機模型的全機長度為7.78米，垂尾試驗段根弦長1.04米，垂尾試驗段梢弦長為0.424米，垂尾試驗段高度1.024米。
3.根據權利要求1所述的一種適用于高速風洞試驗混合層流垂尾模型設計方法，其特征在于，水平截掉飛機模型機身高...
【專利技術屬性】
技術研發人員：饒崇，劉影，葛子玉，張鐵軍，
申請(專利權)人：中國航空工業集團公司沈陽空氣動力研究所，
類型：發明
國別省市：
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