淺析某型飛機(jī)風(fēng)洞測壓試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理

徐凱銘

摘 要 文章詳細(xì)列舉了某型飛機(jī)測壓數(shù)據(jù)處理方法，基于風(fēng)洞測壓試驗(yàn)數(shù)據(jù)，可得到各個(gè)部件的數(shù)據(jù)處理結(jié)果，并總結(jié)了測壓點(diǎn)布置原理，用于某型飛機(jī)載荷分析。

關(guān)鍵詞 測壓試驗(yàn);數(shù)據(jù)處理;飛機(jī)載荷

引言

測壓風(fēng)洞試驗(yàn)是飛行器特性研究和載荷設(shè)計(jì)的重要數(shù)據(jù)來源，測壓試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理結(jié)果的精度嚴(yán)重影響后續(xù)的載荷分許。本文針對某型飛機(jī)測壓試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法給出說明。

1測壓點(diǎn)的布置原理

風(fēng)洞測壓試驗(yàn)中，飛機(jī)模型上的測壓點(diǎn)布置能真實(shí)模擬某型飛機(jī)的氣動特性，考慮其經(jīng)濟(jì)性，對飛機(jī)模型的測壓點(diǎn)布置進(jìn)行設(shè)計(jì)優(yōu)化，以得到最少數(shù)目的測壓點(diǎn)的模型狀態(tài)和試驗(yàn)狀態(tài)。關(guān)于飛機(jī)對稱的部件及天線（罩），兩側(cè)非對稱布置測壓點(diǎn)，一側(cè)部件上表面布置，則另一側(cè)在下表面布置，這樣在一個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)下即可得到上下表面的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，節(jié)省了測壓點(diǎn)數(shù)量和試驗(yàn)狀態(tài)數(shù)量。

對于單個(gè)部件，一般處于對稱面上，則在部件自身的兩側(cè)非對稱布置測壓點(diǎn)，縱向情況下相同的試驗(yàn)狀態(tài)可獲取更多的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，因此設(shè)計(jì)時(shí)可適當(dāng)減少測壓點(diǎn)數(shù)。而橫測向試驗(yàn)狀態(tài)，則通過設(shè)計(jì)左右對稱的試驗(yàn)狀態(tài)來獲取整個(gè)表面的壓力分布數(shù)據(jù)，依據(jù)模型的對稱性和物理現(xiàn)象的對稱性，通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理過程中的組合得到全表面上下不同狀態(tài)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

翼面測壓點(diǎn)布置設(shè)計(jì)根據(jù)低速翼型擾流氣動特性，氣流經(jīng)過翼面時(shí)，前駐點(diǎn)在下翼面不遠(yuǎn)處，流經(jīng)駐點(diǎn)的流線把來流分成兩部分，一部分氣流從駐點(diǎn)起繞過前緣經(jīng)上翼面向后流去，另一部分氣流從下翼面流動，在后緣處流動平滑地匯合后向后流去，并逐漸轉(zhuǎn)回來流方向。隨著迎角的增加，駐點(diǎn)逐漸后移，最大速度點(diǎn)靠近翼面前緣，最大速度值越大，上下翼面壓差越大，因此翼面測壓點(diǎn)布置沿著弦向方向，遵循前密后疏原則。

根據(jù)某型飛機(jī)外形結(jié)構(gòu)，外形變化劇烈處，多布置測壓點(diǎn)，這樣可以更真實(shí)準(zhǔn)確的模擬氣動特性。

3數(shù)據(jù)處理工具

某型飛機(jī)全機(jī)風(fēng)洞測壓試驗(yàn)的測壓點(diǎn)大概在上千個(gè)，試驗(yàn)狀態(tài)幾十個(gè)，數(shù)據(jù)處理需要計(jì)算軟件完成。利用Fortran語言，根據(jù)各部件測壓數(shù)據(jù)方法，編制程序，進(jìn)行計(jì)算。測壓數(shù)據(jù)處理程序編制了固定模塊，控制輸入輸出格式，編寫了數(shù)值分析法，根據(jù)測壓數(shù)據(jù)處理選用有效插值法，提高計(jì)算結(jié)果的精準(zhǔn)度。

4結(jié)果分析

本文介紹了某型飛機(jī)測壓點(diǎn)布置原理，列舉測壓試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法，編制了測壓數(shù)據(jù)處理程序，計(jì)算結(jié)果得到了全機(jī)測力結(jié)果的驗(yàn)證。已運(yùn)用到某型飛機(jī)氣動載荷分析中。