本發(fā)明涉及風洞試驗技術(shù)領域，具體為一種風洞試驗尾支撐干擾修正方法及其應用。本發(fā)明能夠?qū)︼L洞試驗尾支撐干擾進行修正，尤其適用于高速風洞尾支撐干擾修正，具有較好的應用前景。

背景技術(shù)：
風洞試驗是研究氣體流動及其與模型相互作用的主要手段，飛機氣動特性主要通過風洞試驗而獲得。在進行高速風洞試驗時，飛機模型通過支撐裝置固定在風洞試驗段，風洞來流作用在飛機模型上，通過置于飛機模型內(nèi)部的專用天平獲得飛機模型的氣動特性。高速風洞試驗大多采用尾支撐方式，為了準確獲得飛機模型在風洞來流條件下的氣動力和力矩，必須對尾支撐干擾進行修正。目前，國內(nèi)大型高速風洞尾支撐干擾修正普遍采用模型腹部支撐裝置。其通過模型腹部支撐條件下，有無尾支撐狀態(tài)的對比試驗，來獲得尾支撐干擾修正量，從而獲得尾支撐干擾修正后的模型氣動力和力矩。該修正方法的不足之處在于：（1）采用腹部支撐方式，需在飛機模型腹部開口，且其支撐系統(tǒng)尺寸較大，進行帶尾支撐試驗時，會引起較大的二次干擾；（2）腹部支撐系統(tǒng)的支桿距離風洞試驗段下壁板較近，限制了風洞彎刀機構(gòu)的最大行程，試驗迎角相對較??；（3）腹部支撐系統(tǒng)橫向剛度較差，進行帶尾支撐試驗時，易引起模型抖動，甚至與尾支撐碰撞，導致尾支撐干擾修正試驗無法進行。為此，迫切需要一種新的裝置或方法，以解決上述問題。

技術(shù)實現(xiàn)要素：
本發(fā)明的發(fā)明目的在于：針對高速風洞飛機模型尾支撐干擾修正試驗中，采用模型腹部支撐方式，腹部支撐系統(tǒng)尺寸較大，會引起二次干擾，且試驗迎角相對較小，易引起飛機模型抖動，導致尾支撐干擾修正試驗無法進行的問題，提供一種風洞試驗尾支撐干擾修正方法及其應用。本發(fā)明采用條帶懸掛支撐機構(gòu)作為輔助支撐，通過模擬有無尾支撐系統(tǒng)的試驗狀態(tài)，獲取尾支撐系統(tǒng)對試驗模型的支撐干擾修正量，從而獲得經(jīng)過修正后的試驗結(jié)果，包括模型氣動力和力矩等。本發(fā)明進行修正時，二次干擾小，試驗迎角范圍大，試驗模型抖動幅度小，所得修正結(jié)果更加準確，具有良好的使用價值和社會效益。為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：一種風洞試驗尾支撐干擾修正方法，包括如下步驟：（1）取模型機身、模型真實后體、尾支撐破壞后體，其中，模型真實后體、尾支撐破壞后體能分別裝配在模型機身的尾部，模型真實后體裝配在模型機身的尾部構(gòu)成真實模型，尾支撐破壞后體裝配在模型機身的尾部構(gòu)成后體破壞試驗模型；（2）將尾支撐破壞后體裝配在試驗模型尾部，構(gòu)成后體破壞試驗模型，采用條帶懸掛支撐機構(gòu)懸掛后體破壞試驗模型，并將后體破壞試驗模型固定于試驗風洞的試驗段中，同時將假尾支撐件伸入后體破壞試驗模型內(nèi)部，且后體破壞試驗模型與假尾支撐件之間不接觸、不碰撞，然后模擬有尾支撐條件下的狀態(tài)進行風洞試驗，試驗迎角范圍為A~B；（3）將模型真實后體裝配在試驗模型尾部，構(gòu)成真實模型，采用條帶懸掛支撐機構(gòu)懸掛真實模型，并將真實模型固定于試驗風洞的試驗段中，模擬無尾支撐條件下的狀態(tài)進行風洞試驗，試驗迎角范圍為A~B；（4）采用尾部支撐機構(gòu)支撐后體破壞試驗模型，并將后體破壞試驗模型固定于試驗風洞的試驗段中，然后進行風洞試驗，試驗迎角范圍為C~D，且|D-C|≥|B-A|；（5）對步驟2、3的試驗數(shù)據(jù)進行擬合，獲得相同迎角條件下步驟2和步驟3的試驗結(jié)果，將步驟2的試驗結(jié)果減去步驟3的試驗結(jié)果得差量，所得差量即為尾支撐系統(tǒng)對試驗模型的支撐干擾量；（6）對步驟5所得的差量進行多項式擬合，擬合結(jié)果為試驗迎角范圍為A~B的尾支撐系統(tǒng)干擾量，再依據(jù)擬合結(jié)果進行插值，得到試驗迎角范圍為C~D的尾支撐系統(tǒng)干擾量；（7）在相同迎角條件下，將步驟4的試驗結(jié)果減去步驟6的試驗結(jié)果，即得試驗迎角范圍為C~D的修正尾支撐干擾后的試驗結(jié)果。進行風洞試驗的風洞為高速風洞。所述條帶懸掛支撐機構(gòu)內(nèi)的天平為內(nèi)環(huán)式六分量條帶懸掛支撐天平。所述尾部支撐機構(gòu)內(nèi)的天平為桿式六分量天平。前述干擾修正方法的應用，將該方法應用于航空航天飛行器的試驗模型。將該方法用于飛機、導彈、火箭、臨近空間飛行器的試驗模型。針對前述問題，本發(fā)明提供一種風洞試驗尾支撐干擾修正方法及其應用，其是一種用于高速風洞的尾支撐干擾修正方法。本發(fā)明的修正方法在風洞試驗中，采用條帶懸掛支撐機構(gòu)作為輔助支撐，利用條帶懸掛支撐機構(gòu)獲取尾支撐裝置的支撐干擾；采用尾部支撐機構(gòu)作為主支撐，修正的是尾部支撐機構(gòu)對試驗模型的支撐干擾；并通過模擬有無尾支撐系統(tǒng)的試驗狀態(tài)，獲取尾支撐系統(tǒng)對試驗模型的支撐干擾修正量，從而獲得經(jīng)過修正后的模型試驗數(shù)據(jù)，包括氣動力和力矩等。本發(fā)明的條帶懸掛支撐機構(gòu)在試驗模型開口較腹部支撐小，且條帶尺寸較小，帶假尾支撐試驗時（即步驟2的假尾支撐試驗時），二次干擾?。粭l帶懸掛支撐機構(gòu)的動帶運行不受風洞試驗段壁板影響，與腹部支撐相比，試驗迎角相對較大；條帶懸掛支撐機構(gòu)的縱橫向剛度較好，帶假尾支撐試驗時，試驗模型抖動幅度小，所得修正結(jié)果更加準確。試驗結(jié)果表明，本發(fā)明的二次干擾小，試驗裝置縱橫向剛度良好，吹風試驗過程平穩(wěn)，可實現(xiàn)的迎角范圍大，試驗模型抖動很小，得到的尾支撐干擾量值準確。采用本發(fā)明，可對飛機類高速風洞測力試驗進行尾支撐干擾修正，有效提升試驗結(jié)果的準確性，具有良好的使用價值和社會效益。綜上所述，采用本發(fā)明的尾支撐干擾修正方法試驗過程順利，試驗模型穩(wěn)定性強，試驗迎角范圍大，支撐系統(tǒng)二次干擾小，支撐干擾修正結(jié)果更加準確。附圖說明本發(fā)明將通過例子并參照附圖的方式說明，其中：圖1為實施例1步驟2中采用條帶懸掛支撐機構(gòu)帶假尾支撐的示意圖。圖2為實施例1步驟3中采用條帶懸掛支撐機構(gòu)不帶假尾支撐的示意圖。圖3為實施例1步驟4中采用尾部支撐機構(gòu)的支撐示意圖。圖中標記：1為模型機身，2為動帶，3為定帶，4為尾支撐破壞后體，5為假尾支撐件，6為模型真實后體，7為尾部支撐機構(gòu)。具體實施方式本說明書中公開的所有特征，或公開的所有方法或過程中的步驟，除了互相排斥的特征和/或步驟以外，均可以以任何方式組合。本說明書中公開的任一特征，除非特別敘述，均可被其他等效或具有類似目的的替代特征加以替換。即，除非特別敘述，每個特征只是一系列等效或類似特征中的一個例子而已。實施例1本實施例的試驗風洞為2.4米×2.4米跨聲速風洞，試驗模型為縮比1：22的大飛機模型，試驗條件為馬赫數(shù)0.4、0.6、0.8，試驗迎角為-4°~14°，要求獲得大飛機模型修正支撐干擾后的氣動數(shù)據(jù)。在2.4米×2.4米跨聲速風洞，來流馬赫數(shù)0.4條件下，進行相應測定，具體操作過程如下。步驟一、設計一套試驗模型，試驗模型包括模型機身、模型真實后體、尾支撐破壞后體，模型機身尾部可分別裝配尾支撐破壞后體、模型真實后體。模型真實后體裝配在模型機身的尾部構(gòu)成真實模型，尾支撐破壞后體裝配在模型機身的尾部構(gòu)成后體破壞試驗模型。步驟二、如圖1所示，將尾支撐破壞后體裝配在試驗模型尾部，構(gòu)成后體破壞試驗模型；采用條帶懸掛支撐機構(gòu)懸掛后體破壞試驗模型，并將后體破壞試驗模型固定于試驗風洞的試驗段中。后體破壞試驗模型通過條帶懸掛支撐機構(gòu)的定帶固定于風洞試驗段中，條帶懸掛支撐機構(gòu)的動帶穿過模型機身的頭部，并牽引試驗模型實現(xiàn)迎角連續(xù)變化。然后，將固連于試驗段中的假尾支撐件伸入后體破壞試驗模型內(nèi)部，且后體破壞試驗模型與假尾支撐件之間不接觸、不碰撞，以模擬有尾支撐條件下的試驗外形進行風洞試驗，保證尾支撐破壞后體與假尾支撐件不連接、不碰撞，試驗迎角范圍為-4°~4°（記為試驗范圍A~B）。步驟三、如圖2所示，模型機身通過條帶懸掛支撐機構(gòu)的定帶固定于風洞試驗段中，條帶懸掛支撐機構(gòu)的動帶穿過模型機身的頭部，牽引模型機身實現(xiàn)迎角連續(xù)變化。其中，模型機身尾部安裝模型真實后體，模擬無尾支撐條件下的試驗外形進行風洞試驗，試驗迎角范圍為-4°~4°（記為試驗范圍A~B）。步驟四、拆除條帶懸掛支撐機構(gòu)（包括動帶、定帶），模型機身的尾部安裝尾支撐破壞后體，并采用尾部支撐機構(gòu)支撐后體破壞試驗模型。通過尾部支撐機構(gòu)將后體破壞試驗模型固定于試驗段中，在此狀態(tài)下進行風洞試驗，試驗迎角范圍為C~D，其中，|D-C|≥|B-A|。步驟五、對試驗數(shù)據(jù)進行擬合處理，獲得相同迎角條件下，步驟二和步驟三的試驗結(jié)果。將步驟二的試驗結(jié)果減去步驟三的試驗結(jié)果，獲得的差量是尾支撐系統(tǒng)對飛機模型的支撐干擾量。由于步驟二使用了尾支撐破壞后體，步驟三使用了真實后體，因此，本步驟獲得的差量中包含了破壞后體與真實后體對飛機模型氣動特性的不同影響。本實施例中，步驟五擬合處理可采用線型擬合。步驟六、對步驟五所得結(jié)果進行多項式擬合，擬合結(jié)果為試驗迎角范圍為A~B的尾支撐系統(tǒng)干擾量，再對擬合結(jié)果進行插值，得到相應的擬合曲線。根據(jù)擬合曲線，獲得試驗迎角范圍為C~D的尾支撐系統(tǒng)干擾量。步驟七、在相同迎角條件下，將步驟四的試驗結(jié)果減去步驟六的試驗結(jié)果，得到試驗迎角范圍為C~D的修正尾支撐干擾后的試驗結(jié)果。由于步驟四使用了尾支撐破壞后體，步驟五所獲差量包含破壞后體與真實后體的差異影響，因此，步驟七同時修正了尾支撐破壞后體對試驗模型氣動特性的影響。其中，圖1為步驟2中采用條帶懸掛支撐機構(gòu)帶假尾支撐的示意圖；圖2為步驟3中采用條帶懸掛支撐機構(gòu)不帶假尾支撐的示意圖；圖3為步驟4中采用尾部支撐機構(gòu)的支撐示意圖。本實施例中，條帶懸掛支撐機構(gòu)中采用的支撐天平為內(nèi)環(huán)式六分量天平，尾部支撐機構(gòu)采用的天平為桿式六分量天平。本發(fā)明中，尾部支撐機構(gòu)為主支撐，修正的是尾部支撐機構(gòu)對試驗模型的支撐干擾；條帶懸掛支撐機構(gòu)為輔助支撐，利用條帶懸掛支撐機構(gòu)獲取尾支撐裝置的支撐干擾。改變風洞來流馬赫數(shù)至0.6、0.8，重復步驟（一）~（七），直到完成所有試驗項目，獲得高速風洞中尾支撐干擾修正后的大飛機氣動數(shù)據(jù)。試驗結(jié)果表明，采用本發(fā)明的尾支撐干擾修正方法試驗過程順利，試驗模型穩(wěn)定性強，試驗迎角范圍大，支撐系統(tǒng)二次干擾小，試驗結(jié)果準確性得到顯著提高，具有較好的應用前景。進一步，本發(fā)明的修正方法可用于飛機、導彈、火箭、臨近空間飛行器等航空航天飛行器，具有較好的應用前景。本發(fā)明并不局限于前述的具體實施方式。本發(fā)明擴展到任何在本說明書中披露的新特征或任何新的組合，以及披露的任一新的方法或過程的步驟或任何新的組合。