阅读说明：本技术 一种高速抖振试验模型脉动压力测点布置方法 (Method for arranging pulsating pressure measuring points of high-speed buffeting test model ) 是由 张来 王永恩 管德会 陈振龙 闫盼盼 于 2021-08-05 设计创作，主要内容包括：本申请属于航空航天技术领域,特别涉及一种高速抖振试验模型脉动压力测点布置方法。包括：步骤一、获取飞机抖振迎角范围,飞机抖振迎角范围包括起始迎角以及失速迎角；步骤二、在飞机表面布置脉动压力测点；步骤三、从飞机抖振迎角范围中选取包括起始迎角以及失速迎角在内的多个典型迎角点,进行数值仿真,获取飞机表面动态压力特性曲线；步骤四、根据飞机表面动态压力特性曲线,筛选出压力脉动能量集中区域,作为风洞试验中抖振试验模型脉动压力测点布置位置。本申请的高速抖振试验模型脉动压力测点布置方法,能够准确覆盖特征位置、全面高效获取抖振特性,减少使用45％的脉动压力传感器,保证试验质量的同时,降低试验损耗,降低试验成本。(The application belongs to the technical field of aerospace, and particularly relates to a method for arranging pulsating pressure measuring points of a high-speed buffeting test model. The method comprises the following steps: the method comprises the following steps of firstly, obtaining a buffeting attack angle range of an airplane, wherein the buffeting attack angle range of the airplane comprises a starting attack angle and a stalling attack angle; secondly, arranging pulsating pressure measuring points on the surface of the airplane; selecting a plurality of typical attack angle points including an initial attack angle and a stall attack angle from the buffeting attack angle range of the airplane, carrying out numerical simulation, and obtaining a dynamic pressure characteristic curve of the surface of the airplane; and step four, screening out a pressure pulsation energy concentration area according to the dynamic pressure characteristic curve of the surface of the airplane, and using the pressure pulsation energy concentration area as the arrangement position of pulsating pressure measuring points of the buffeting test model in the wind tunnel test. The method for arranging the pulsating pressure measuring points of the high-speed buffeting test model can accurately cover the characteristic positions, comprehensively and efficiently obtain the buffeting characteristics, reduce the use of 45% of pulsating pressure sensors, reduce the test loss and reduce the test cost while ensuring the test quality.)

一种高速抖振试验模型脉动压力测点布置方法

技术领域

本申请属于航空航天技术领域，特别涉及一种高速抖振试验模型脉动压力测点布置方法。

背景技术

真实飞机高速飞行过程中，飞机表面气流分离、激波附面层干扰等复杂流态常引起飞机表面局部压力脉动，该脉动载荷作用结构导致抖振发生。抖振发生时飞机气动特性呈现严重非线性，数值仿真及理论分析难以摸清抖振特性。

风洞试验与飞行试验结果相关性较好，是研究抖振现象的较优手段，现有方法通常是设计人员根据经验在机翼、垂尾布置大量脉动压力测点来摸索抖振特性，但这种方法存在诸多弊端：1)可能遗漏脉动压力剧烈的特征点；2)脉动压力传感器易损且经费贵，带来额外的经费支出；3)布局形式有所改变，传统经验未必仍然具有指导性。此外，高速抖振风洞试验模型测点设计空间小、脉动压力传感器使用经费贵、试验模型强度要求高，上述因素也限制了脉动压力测点数量。设计人员如何准确覆盖特征位置、全面高效获取抖振特性，目前尚无一套合理的流程方法。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种高速抖振试验模型脉动压力测点布置方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种高速抖振试验模型脉动压力测点布置方法，包括：

步骤一、获取飞机抖振迎角范围，所述飞机抖振迎角范围包括起始迎角以及失速迎角；

步骤二、在飞机表面布置脉动压力测点；

步骤三、从所述飞机抖振迎角范围中选取包括起始迎角以及失速迎角在内的多个典型迎角点，进行数值仿真，获取飞机表面各个脉动压力测点的动态压力特性曲线；

步骤四、根据所述飞机表面动态压力特性曲线，筛选出压力脉动能量集中区域，作为风洞试验中抖振试验模型脉动压力测点布置位置。

在本申请的至少一个实施例中，步骤一中，所述获取飞机抖振迎角范围包括：

根据飞行包线，获取高速飞行典型马赫数以及对应高度；

通过数值仿真确定全机纵向气动力系数偏离原有规律迎角，得到飞机抖振迎角范围。

在本申请的至少一个实施例中，所述飞机抖振迎角范围包括飞机表面极限流线分离区出现迎角，上翼面80％半翼展处压力剧变迎角，95％当地弦长处压力剧变迎角，60％半翼展处激波位置前移迎角。

在本申请的至少一个实施例中，步骤二中，所述在飞机表面布置脉动压力测点包括：

在机身内侧以10％半翼展的间隔进行展向布点；

在机翼内侧以10％半翼展的间隔进行展向布点，在机翼外侧以5％半翼展的间隔进行展向布点；

在翼根10％以当地弦长的间隔对应连线上进行机体轴向布点；

在翼尖10％以当地弦长的间隔对应连线上进行机体轴向布点。

在本申请的至少一个实施例中，步骤四中，所述根据所述飞机表面动态压力特性曲线，筛选出压力脉动能量集中区域，作为风洞试验中抖振试验模型脉动压力测点布置位置包括：

从所述飞机表面动态压力特性曲线中，提取各个脉动压力测点的脉动压力均方根，将所述脉动压力均方根大于第一阈值的脉动压力测点作为风洞试验中抖振试验模型脉动压力测点布置位置。

在本申请的至少一个实施例中，步骤四中，所述根据所述飞机表面动态压力特性曲线，筛选出压力脉动能量集中区域，作为风洞试验中抖振试验模型脉动压力测点布置位置包括：

从所述飞机表面动态压力特性曲线中，提取各个脉动压力测点的功率谱密度，将所述功率谱密度大于第二阈值的脉动压力测点作为风洞试验中抖振试验模型脉动压力测点布置位置。

在本申请的至少一个实施例中，步骤四中，所述根据所述飞机表面动态压力特性曲线，筛选出压力脉动能量集中区域，作为风洞试验中抖振试验模型脉动压力测点布置位置包括：

从所述飞机表面动态压力特性曲线中，提取各个脉动压力测点的声压频谱，将所述声压频谱大于第三阈值的脉动压力测点作为风洞试验中抖振试验模型脉动压力测点布置位置。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的高速抖振试验模型脉动压力测点布置方法，能够准确覆盖特征位置、全面高效获取抖振特性，减少使用45％的脉动压力传感器，保证试验质量的同时，降低试验损耗，降低试验成本。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的脉动压力测点布置示意图；

图2是本申请一个实施方式的典型迎角点选取示意图；

图3是本申请一个实施方式的测点脉动压力随时间变化曲线；

图4是本申请一个实施方式的脉动压力测点的压力均方根示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图4对本申请做进一步详细说明。

本申请提供了一种高速抖振试验模型脉动压力测点布置方法，包括以下步骤：

步骤一、获取飞机抖振迎角范围，飞机抖振迎角范围包括起始迎角以及失速迎角；

步骤二、在飞机表面布置脉动压力测点；

步骤三、从飞机抖振迎角范围中选取包括起始迎角以及失速迎角在内的多个典型迎角点，进行数值仿真，获取飞机表面各个脉动压力测点的动态压力特性曲线；

步骤四、根据飞机表面动态压力特性曲线，筛选出压力脉动能量集中区域，作为风洞试验中抖振试验模型脉动压力测点布置位置。

本申请的高速抖振试验模型脉动压力测点布置方法，确定飞机抖振迎角范围的方式可以是：根据飞机的飞行包线，获取高速飞行典型马赫数以及对应高度；通过数值仿真明确全机纵向气动力系数偏离原有规律迎角，从而得到飞机抖振迎角范围。在本申请的一个实施方式中，飞机抖振迎角范围可以包括：飞机表面极限流线分离区出现迎角，上翼面80％半翼展处压力剧变迎角，95％当地弦长处压力剧变迎角，60％半翼展处激波位置前移迎角。

本申请的高速抖振试验模型脉动压力测点布置方法，综合考虑飞机上表面分离区域、激波位置变化区域，布置飞机上表面脉动压力测点。在本申请的一个优选实施方案中，如图1所示，飞机表面布置的脉动压力测点包括：

在机身内侧以10％半翼展的间隔进行展向布点；

在机翼内侧以10％半翼展的间隔进行展向布点，在机翼外侧以5％半翼展的间隔进行展向布点；

在翼根(对称面)以10％当地弦长的间隔对应连线上进行机体轴向布点；

在翼尖(90％半翼展)以10％当地弦长间隔对应连线上进行机体轴向布点。

本申请的高速抖振试验模型脉动压力测点布置方法，根据步骤一中确定的抖振迎角范围，选取多个典型迎角点，包含抖振起始迎角以及失速迎角，通过数值仿真，得到各个脉动压力测点的脉动压力随时间变化的曲线。本实施例中，以升力系数曲线为例，给出典型迎角点选取方案如图2所示，图3给出典型脉动压力测点的脉动压力随时间变化曲线。

本申请的高速抖振试验模型脉动压力测点布置方法，在得到各个脉动压力测点的动态压力特性曲线后，进行压力脉动能量集中区域的筛选，从而获取风洞试验中抖振试验模型需求测点。其中，压力脉动能量集中区域的筛选有多种方式，在本申请的一个优选实施例中，从飞机表面动态压力特性曲线中，提取各个脉动压力测点的脉动压力均方根，将脉动压力均方根大于第一阈值的脉动压力测点作为风洞试验中抖振试验模型脉动压力测点布置位置。图4给出以脉动压力均方根特征筛选到的能量集中区域测点曲线。在本申请的另一个优选实施例中，从飞机表面动态压力特性曲线中，提取各个脉动压力测点的功率谱密度，将功率谱密度大于第二阈值的脉动压力测点作为风洞试验中抖振试验模型脉动压力测点布置位置。在本申请的第三个优选实施例中，从飞机表面动态压力特性曲线中，提取各个脉动压力测点的声压频谱，将声压频谱大于第三阈值的脉动压力测点作为风洞试验中抖振试验模型脉动压力测点布置位置。

本申请的高速抖振试验模型脉动压力测点布置方法，是一种依据流动机理的、合理的高速抖振试验模型脉动压力测点布置方法，能够准确覆盖特征位置、全面高效获取抖振特性，本方法能够应用到高隐身飞翼布局无人机抖振特性风洞试验，减少使用45％的脉动压力传感器，保证试验质量的同时，降低试验损耗，降低试验成本。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。