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申请/专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所

摘要：一种背负式进气道通气模型的风洞试验方法，属于航空气动力风洞试验技术领域，本发明为了解决背负式进气道模型风洞试验误差大的问题。首先获得进气道畅通且腹支撑模型、进气道封堵且腹支撑模型、进气道封堵且尾支撑模型、进气道封堵且同时腹支撑和假尾支撑模型的模型气动力，并获得进气道畅通且腹支撑模型的内流阻力，计算尾支撑的干扰影响量、内流阻力影响量和堵锥影响量，将进气道封堵且尾支撑模型气动力扣除支撑干扰影响量、内流阻力影响量和堵锥影响量，扣除结果即为背负式进气道通气模型的风洞试验数据。本发明解决了高速风洞背负式进气道模型进气道封堵造成试验数据难以修正、通气模型内管道模拟困难及内流阻力无法准确测量等问题。

主权项：1.一种背负式进气道通气模型的风洞试验方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、选取试验模型并进行风洞试验：选取进气道畅通的模型作为一号模型（11），一号模型（11）通过天平（3）与腹支撑杆（2）相连，腹支撑杆（2）用以对一号模型（11）进行腹支撑；选取进气道封堵的模型作为二号模型（12），二号模型（12）通过天平（3）与腹支撑杆（2）相连，腹支撑杆（2）用以对二号模型（12）进行腹支撑；选取进气道封堵的模型作为三号模型（13），三号模型（13）通过天平（3）与尾支撑杆（4）相连；选取进气道封堵的模型作为四号模型（14），四号模型（14）通过天平（3）与腹支撑杆（2）相连，第一假尾支撑杆（5）的一端探入四号模型（14）的进气道出口，第一假尾支撑杆（5）与四号模型（14）之间留有间隙，腹支撑杆（2）和第一假尾支撑杆（5）用以同时对四号模型（14）进行腹支撑和假尾支撑；选取进气道畅通的模型作为五号模型（15），五号模型（15）通过天平（3）与腹支撑杆（2）相连，腹支撑杆（2）用以对五号模型（15）进行腹支撑，测量耙（6）与第二假尾支撑杆（7）相连，测量耙（6）探入五号模型（15）的进气道出口；一号模型（11）、二号模型（12）、三号模型（13）、四号模型（14）和五号模型（15）的外形及大小一致，对一号模型（11）、二号模型（12）、三号模型（13）和四号模型（14）分别进行气动力测力试验，对五号模型（15）进行内流阻力试验；步骤二、获得尾支撑的干扰影响量：由于假尾支撑与尾支撑的气动力结果相同，因此可将假尾支撑视为尾支撑进行试验，将二号模型（12）和四号模型（14）气动力测力试验的差值作为尾支撑的干扰影响量；将进气道畅通且进行尾支撑的模型气动力减掉尾支撑的干扰影响量，即可得到修正后的进气道畅通且无支撑理想模型的气动力结果，修正原理公式如下： ； ； ； 式中，FM+S1表示进气道畅通且进行尾支撑的模型气动力；FM表示进气道畅通且无支撑的理想模型气动力；FM+S1+S2表示进气道畅通且同时进行腹支撑和尾支撑的模型气动力；FM+S2表示进气道畅通且进行腹支撑的模型气动力；表示尾支撑对模型气动力的干扰量；表示腹支撑对模型气动力的干扰量；表示模型由单独进行尾支撑变为同时进行腹支撑和尾支撑的气动力变化量，属于二次干扰；表示模型由单独进行腹支撑变为同时进行腹支撑和尾支撑的气动力变化量，属于二次干扰； ； ； 步骤三、获得内流阻力系数：通过测量耙（6）测量五号模型（15）的进气道出口总压和静压，进而获得五号模型（15）的内流阻力影响量；五号模型（15）的进气道出口平均马赫数满足下列公式：当时，；当时，；当时，；五号模型（15）的内流阻力FN计算公式如下： ； 为模型尾喷口的平均静压，单位为Pa； 为模型尾喷口的平均总压，单位为Pa； F 2为模型的出口迎风面积，单位为m2； M为五号模型（15）的来流马赫数； P CT为试验静压，单位为Pa；步骤四、获得堵锥影响：将一号模型（11）和二号模型（12）气动力测力试验的差值作为堵锥影响量；步骤五、数据处理：将三号模型（13）的气动力测力试验数据分别扣除支撑干扰影响量、内流阻力影响量和堵锥影响量，扣除结果即为背负式进气道通气模型的风洞试验数据，计算公式如下： F M=FM+S1+D-（FM+S1+S2+D）-FM+S2+D）-（FM+S2+D-（FM+S2-FN））；式中： F M+S1+D代表三号模型（13）的气动力； F M+S1+S2+D）代表四号模型（14）的气动力； F M+S2+D代表二号模型（12）的气动力； F M+S2代表一号模型（11）的气动力； F N代表五号模型（15）的内流阻力。

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