发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置和方法，用于具有大尺寸吸气式进气道飞行器模型在高速风洞试验中，实现具有大尺寸吸气式进气道飞行器模型的内外流动完全模拟的试验测量，提高测量精度。

本发明解决的技术方案是：一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量装置，测量装置包括测量半模型、映像半模型、测量天平、映像支撑杆、侧支撑臂、侧窗、天平座，其中：

吸气式进气道飞行器通气模型用于模拟吸气式进气道飞行器，由纵向对称面分为两个半模型，测量半模型为其中一个半模型，映像半模型为另一个半模型；

测量半模型中部避开进气道位置设有测量天平及天平座的安装槽，在该安装槽内，测量天平一端与测量半模型固定连接在一起，另一端与天平座固定连接在一起；天平座的另一半穿过映像半模型上的通孔与侧支撑臂的一端固定连接；

映像半模型中部避开进气道位置设有映像支撑杆的安装槽，该安装槽与用于放置天平座的通孔相通，在该安装槽内，映像支撑杆一端与映像半模型固定连接在一起，另一端与位于映像半模型通孔内的天平座固定连接在一起；

测量天平与映像支撑杆的结构特征相同、安装位置相对；天平座与测量半模型、映像半模型之间均留有间隙；测量半模型与映像半模型密封隔离，并且两者之间留有间隙；

侧支撑臂的另一端与风洞侧窗固连，通过风洞侧窗转动带动侧支撑臂、天平座、测量半模型及映像半模型旋转，实现飞行器模型随攻角的变化，通过测量天平对测量半模型随攻角变化受到的气动力和气动力矩进行测量，通过测量半模型与全模型的对称关系，可得到全模型随攻角变化的气动力和气动力矩测量。

优选地，所述天平座与侧支撑臂连接处设置有侧滑块，通过更换不同角度的侧滑块，实现飞行器在不同侧滑角下的气动力和气动力矩测量试验。

优选地，天平座与测量半模型、映像半模型之间均留有间隙不小于2mm。

优选地，所述测量半模型与映像半模型之间的间隙不大于吸气式进气道飞行器通气模型横向最大尺寸的1％。

优选地，所述侧支撑臂设计成V型结构，使得吸气式进气道飞行器通气模型的中心在风洞侧窗旋转轴线的延长线上，保证窗盘转动进行攻角变化时模型始终处于风洞流场的中心区域。

优选地，所述测量半模型靠近整个吸气式进气道飞行器通气模型对称面部分设置第一迷宫密封件，第一迷宫密封件与测量半模型固连但不与测量天平及天平座接触。

优选地，所述映像半模型靠近整个吸气式进气道飞行器通气模型对称面部分设置第二迷宫密封件，第二迷宫密封件与映像半模型固连但不与映像支撑杆及天平座接触。

基于上述装置，本发明还提出了一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量方法，该方法包括如下步骤：

S1-1、获取测量天平测量得到的测量半模型随攻角变化的气动力和气动力矩；

S1-2、通过测量半模型的测量结果及模型的对称关系，计算得到吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力和气动力矩。

所述步骤S1-2中，吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力和气动力矩计算公式如下：

其中，F_x、F_y、F_z为吸气式进气道飞行器通气模型本体坐标系下三个方向的气动力分量，M_x、M_y、M_y为吸气式进气道飞行器通气模型本体坐标系下三个方向的气动力矩，上小标定义如下：表示侧滑角为0°、攻角为α时吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力，表示侧滑角为0°、攻角为α时测量半模型的气动力；表示侧滑角为0°、攻角为α时吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力矩，表示侧滑角为0°、攻角为α时测量半模型的气动力矩。

优选的，本发明还提出了一种吸气式进气道飞行器通气模型气动力测量方法，该方法包括如下步骤：

S2-1、调整吸气式进气道飞行器通气模型的为正侧滑状态，进行一次气动力测量试验，获得测量天平测量得到的测量半模型随正侧滑角变化的气动力和气动力矩；

S2-2、调整吸气式进气道飞行器通气模型的为负侧滑状态，进行一次气动力测量试验，获得测量天平测量得到的测量半模型随负侧滑角变化的气动力和气动力矩；

S2-3、根据正、负侧滑角时，测量半模型随正、负侧滑角变化的气动力和气动力矩、模型的对称关系，求得吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力和气动力矩。

所述步骤S2-3中，吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力和气动力矩的计算公式如下：

式中，F_x、F_y、F_z为飞行器本体坐标系下三个方向的气动力分量，M_x、M_y、M_y为飞行器本体坐标系下三个方向的气动力矩，上小标定义如下：表示侧滑角为β、攻角为α时吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力，表示侧滑角为-β、攻角为α时测量半模型的气动力，表示侧滑角为β测量半模型的气动力；表示侧滑角为β、攻角为α时吸气式进气道飞行器通气模型全模型的气动力矩，表示侧滑角为β、攻角为α时测量半模型的气动力矩，表示侧滑角为-β、攻角为α测量半模型的气动力矩。

本发明与现有技术相比有益效果为：

(1)、本发明通过将模型分为测量半模型和映像半模型，试验中通过天平测量半模型的气动力，通过模型的对称关系可得到全模型的气动特性，且试验无支撑干扰，试验精准度高。

(2)、本发明测量时的干扰量为映像半模型对测量半模型的干扰量，而该干扰量恰是真实飞行器自身存在的，同时进气道内部的流动特性能构完全真实模拟，试验测量的精准度较高。

(3)、本发明天平座与测量半模型、映像半模型之间均留有间隙，防止模型受载变形时测量半模型与映像半模型接触造成测量数据失真。同时该间隙不能过大，造成模型与真实外形的失真。

(4)、本发明测量半模型、映像半模型封装，保证模型上下不发生窜流现象以及模型进气道内部气流和飞行器外部气流不发生窜流现象，而造成试验数据失真。

(5)、本发明天平座与侧支撑臂连接处设置有侧滑块，通过更换不同角度的侧滑块，实现飞行器在不同侧滑角下的气动力和气动力矩测量试验。

(6)、本发明侧支撑臂设计成V型结构，使得吸气式进气道飞行器通气模型的中心在风洞侧窗旋转轴线的延长线上，使得模型在进行攻角变化时始终处于风洞中心位置，可实现较大角度范围的试验，且风洞洞壁干扰变化不大。

(7)、本发明设计的测量方法，能够完全反映进气道内部流动的真实情况，试验逼真度高。