CN104198153B - 一种细长体导弹突起物热环境的测试方法 - Google Patents

一种细长体导弹突起物热环境的测试方法 Download PDF

Info

Publication number
CN104198153B
CN104198153B CN201410465068.7A CN201410465068A CN104198153B CN 104198153 B CN104198153 B CN 104198153B CN 201410465068 A CN201410465068 A CN 201410465068A CN 104198153 B CN104198153 B CN 104198153B
Authority
CN
China
Prior art keywords
missile
flow field
thermal environment
model
test
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201410465068.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104198153A (zh
Inventor
左应朝
王吉飞
李芸
朱瑾
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Electronic System Engineering
Original Assignee
Beijing Institute of Electronic System Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Electronic System Engineering filed Critical Beijing Institute of Electronic System Engineering
Priority to CN201410465068.7A priority Critical patent/CN104198153B/zh
Publication of CN104198153A publication Critical patent/CN104198153A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104198153B publication Critical patent/CN104198153B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Landscapes

  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明公开一种细长体导弹突起物热环境的测试方法，该方法先根据细长体导弹飞行空域和飞行弹道确定热环境试验的试验工况；然后计算细长体导弹在飞行条件下的流动状态和流场参数；对正常缩比模型在风洞条件下的流场进行数值模拟；最后对弹身大比例缩比，根据第二步、第三步中计算得到的弹身各部位流场参数，把弹身部位流场参数基本不变的部位进行裁截得到新模型，新模型代替第三步中的模型进行试验。采用本发明方法获得的突起物及其干扰区的试验结果能代表原外形导弹突起物及其干扰区的热环境关系使用该方法测到的试验数据应用到导弹防热设计中，经过导弹飞行试验考核，证实该方法的有效性。

Description

一种细长体导弹突起物热环境的测试方法
技术领域
本发明涉及细长体导弹测试的技术领域。更具体地，涉及一种细长体导弹突起物热环境的测试方法。
背景技术
导弹以高超音速穿越大气层时弹体表面气动加热严酷，准确预估导弹热环境参数，为导弹防热设计提供输入条件，成为高速导弹研制成功的必要保证。如何在地面风洞试验中较精确地测得导弹特别是突起物及其干扰区的热环境参数，利用风洞试验结果分析高速导弹飞行条件下气动热环境分布规律，考核分析模型和完善计算方法，为导弹防热设计提供满足设计精度要求的热环境参数成为型号研制过程中遇到的难题。
国内承担热环境试验的风洞主要有激波风洞或炮风洞,风洞喷管出口最大尺寸为φ2m，不可能满足导弹全尺寸热环境试验要求，通常采用的试验方法是进行缩比模型试验。根据风洞的出口尺寸，对细长体导弹通常需要的缩比比例为1：(5～10)，在细长的缩比模型上布置测热点不仅困难，而且能布置的测点少，特别是弹体表面突起物及其干扰区的某些局部部位，缩比后根本无法安装测热传感器，往往这些局部部位的热环境变化剧烈，需要了解和测定。如何在已有的风洞条件基础上，尽可能把试验模型设计成大比例，有利于布置测点，尽可能全面地获得热环境试验结果成为热环境风洞试验方案设计时研究的难题。
目前常规所采用的突起物热环境试验方法为：在平板上单独放大突起物进行试验，该方法能满足突起物上多布点的条件，但该方法测到的热环境数据与弹体-突起物干扰的规律不十分吻合。“平板+突起物”的干扰规律与“弹体+突起物”的干扰规律缺乏一致性。
目前国内突起物热环境试验采用局部放大突起物尺寸的方法，该方法虽然能满足布点和多布测点的需求，但该方法破坏了突起物和弹体相对尺寸关系，试验测得的结果不能代表原外形的热环境关系。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种细长体导弹突起物热环境的测试方法,该方法解决目前突起物热环境试验测点布置少、难以捕捉热环境分布规律的难题，成功获取突起物及其干扰区的热环境参数，达到热环境试验要求，为导弹热环境与防热设计提供地面试验依据。
为解决上述技术问题，本发明采用下述技术方案：
一种细长体导弹突起物热环境的测试方法，包括以下步骤：
第一步，根据细长体导弹飞行空域和飞行弹道确定热环境试验的试验工况；
第二步，计算细长体导弹在飞行条件下的流动状态和流场参数；
第三步，对正常缩比模型在风洞条件下的流场进行数值模拟；
第四步，对弹身进行大比例缩比，根据第二步、第三步中计算得到的弹身各部位流场参数，把弹身部位流场参数基本不变的部位进行裁截得到新模型，新模型代替第三步中的模型进行试验。
优选地，第一步，确定热环境试验的试验工况
根据导弹飞行空域和飞行弹道确定热环境试验的试验工况，确保所选择的工况能涵盖该导弹的所有飞行空域(所述飞行空域是指导弹的飞行范围，是指导弹从地面逐渐飞到高空，涵盖超低空、低空、中空、高空。)，不漏典型空域特征点；同时在试验工况设计时要尽可能综合、归类、协调好参数之间的间隔，以减少试验经费。
优选地，第二步对导弹在飞行条件下的流动状态和流场参数进行计算
计算导弹在飞行条件下各典型特征状态的流场参数，确定导弹在不同飞行空域的流态，确定导弹各特征点在各特征状态的速度、密度、压力等参数。所述特征状态是指：不同的飞行高度、不同流态。所述特征点包括弹身、空气舵、天线等。
优选地，第三步对正常缩比模型在风洞条件下的流场进行数值模拟
确定试验风洞，了解要做试验的风洞参数条件；根据风洞设备能力和要求，对准备进行热环境试验的导弹外形进行常规缩比模型设计，对缩比后的试验模型进行风洞试验条件下的数值模拟。进行该数值模拟时，针对缩比模型生成网格，进行流场计算时加载的外流条件为试验风洞参数条件，得到缩比模型在风洞条件下各位置的流场参数，如：速度、密度、压力等参数。
优选地，第四步对试验模型进行特殊设计
为获得局部小尺寸突起物的热环境参数，必须使得缩比后的模型部位能安装测热流、测压力传感器，比如在出口为φ800mm风洞(要求试验模型长度不超过900mm)中进行导弹长6m、突起物高10mm的热环境试验，1:7缩比后的突起物尺寸不到1.5mm，而安装传感器最小需要的尺寸为3mm，导致突起物无法安装传感器，为此，要在缩比后的突起物外形上安装尽可能多的传感器，以获得突起物及其干扰区的热环境测量参数，应对模型进行特殊设计，模型缩比为1:3，而导弹1:3缩比后的长度为2m，不可能安装到风洞中。
为解决上述矛盾，本发明采取的方法是：为了在缩比的突起物上安装传感器，试验模型设计缩比为1：3，对弹身1:3缩比后根据第二步、第三步中计算得到的弹身各部位流场参数关系，把弹身部位流场参数基本不变的长度截短一段，使得设计后的缩比模型长度满足风洞设备安装要求(模型长度不超过900mm)，新模型在风洞条件下的流场参数与第三步中模型各部位的流场参数相当，新模型能代替第三步中的模型进行试验。
通过上述步骤，破解了细长体导弹突起物热环境试验测点布置难、可布置测点少的难题，成功获取突起物及其干扰区的热环境参数，达到热环境试验需求，为导弹热环境与防热设计提供地面试验依据。
本发明的有益效果如下：
1、本发明方法简单，易于实现。无需重新改造风洞设备，在原有风洞设备基础上实现试验，节约试验成本。
2、采用本发明方法，可以获得较多测点热环境试验参数，成功实现突起物干扰区剧烈变化的热环境捕捉。
3、本发明采用的方法解决了小尺寸突起物缩比后不能安装传感器的难题，可以准确测量小尺寸突起物局部热环境。
4、采用本发明方法获得的突起物及其干扰区的试验结果能代表原外形导弹突起物及其干扰区的热环境关系使用该方法测到的试验数据应用到导弹防热设计中。
附图说明
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
图1示出本发明实施例1的细长体导弹突起物热环境试验方案设计流程图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例对本发明做进一步的说明。流程图见图1。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
实施例1
一种细长体导弹突起物热环境试验方案设计方法的具体步骤为：
第一步确定热环境试验的试验工况
根据导弹飞行空域和飞行弹道确定热环境试验的试验工况，确保所选择的工况能涵盖该导弹的所有飞行空域，不漏典型空域特征点(比如一个高度区间应该综合考虑不同马赫数、不同攻角、不同舵偏角、不同雷偌数等。)；同时在试验工况设计时要尽可能综合、归类、协调好参数之间的间隔，以减少试验经费。
第二步对导弹在飞行条件下的流动状态和流场参数进行计算
计算导弹在飞行条件下各典型状态的流场参数(比如在每一个飞行弹道点上飞行的流场参数不同，且在一个特定飞行点，导弹每一个部位都有它特定的马赫数、速度、密度、压力等。)，确定导弹在不同飞行空域的流态，确定导弹各特征点在各特征状态的速度、密度、压力等参数。
第三步对正常缩比模型在风洞条件下的流场进行数值模拟
确定试验风洞，了解要做试验的风洞参数条件；根据风洞设备能力和要求，对准备进行热环境试验的导弹外形进行常规缩比模型设计，对缩比后的试验模型进行风洞试验条件下的数值模拟。进行该数值模拟时，针对缩比模型生成网格，进行流场计算时加载的外流条件为试验风洞参数条件，得到缩比模型在风洞条件下各位置的流场参数，如：速度、密度、压力等参数。
第四步对试验模型进行特殊设计
为获得局部小尺寸突起物的热环境参数，必须使得缩比后的模型部位能安装测热流、测压力传感器，比如在出口为φ800mm风洞(要求试验模型长度不超过900mm)中进行导弹长6m、突起物高10mm的热环境试验，1:7缩比后的突起物尺寸不到1.5mm，而安装传感器最小需要的尺寸为3mm，导致突起物无法安装传感器，为此，要在缩比后的突起物外形上安装尽可能多的传感器，以获得突起物及其干扰区的热环境测量参数，应对模型进行特殊设计，模型缩比为1:3，而导弹1:3缩比后的长度为2m，不可能安装到风洞中。
为解决上述矛盾，本发明采取的方法是：为了在缩比的突起物上安装传感器，试验模型设计缩比为1：3，对弹身1:3缩比后根据第二步、第三步中计算得到的弹身各部位流场参数关系，把弹身部位流场参数基本不变的长度截短一段，使得设计后的缩比模型长度满足风洞设备安装要求(模型长度不超过900mm)，新模型在风洞条件下的流场参数与第三步中模型各部位的流场参数相当，新模型能代替第三步中的模型进行试验。图1示出本发明实施例1的细长体导弹突起物热环境试验方案设计流程图。
通过上述步骤，破解了细长体导弹突起物热环境试验测点布置难、可布置测点少的难题，成功获取突起物及其干扰区的热环境参数，达到热环境试验需求，为导弹热环境与防热设计提供地面试验依据。
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (4)

1.一种细长体导弹突起物热环境的测试方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一步，根据细长体导弹飞行空域和飞行弹道确定热环境试验的试验工况；
第二步，计算细长体导弹在飞行条件下的流动状态和流场参数，所述流动状态包括导弹在不同飞行空域的流动状态，所述流场参数包括导弹各特征点在各特征状态的速度、密度和压力参数；
第三步，对正常缩比模型在风洞条件下的流场进行数值模拟；
第四步，对弹身进行大比例缩比，根据第二步、第三步中计算得到的弹身各部位流场参数，把弹身部位流场参数基本不变的部位进行裁截得到新模型，新模型代替第三步中的模型进行试验，所述大比例是指按照突起物缩比后能安装传感器的尺寸需求确定全弹模型的缩尺比例。
2.根据权利要求1所述的细长体导弹突起物热环境的测试方法，其特征在于：第三步所述正常缩比模型的缩比比例为：1:5～1:10。
3.根据权利要求1所述的细长体导弹突起物热环境的测试方法，其特征在于：第三步所述数值模拟是针对缩比模型生成网格，进行流场计算时加载的外流条件为试验风洞参数条件，得到缩比模型在风洞条件下各位置的流场参数。
4.根据权利要求3所述的细长体导弹突起物热环境的测试方法，其特征在于：所述缩比模型在风洞条件下各位置的流场参数包括缩比模型在风洞条件下各位置的速度、密度和压力参数。
CN201410465068.7A 2014-09-12 2014-09-12 一种细长体导弹突起物热环境的测试方法 Active CN104198153B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201410465068.7A CN104198153B (zh) 2014-09-12 2014-09-12 一种细长体导弹突起物热环境的测试方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201410465068.7A CN104198153B (zh) 2014-09-12 2014-09-12 一种细长体导弹突起物热环境的测试方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104198153A CN104198153A (zh) 2014-12-10
CN104198153B true CN104198153B (zh) 2017-02-15

Family

ID=52083480

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201410465068.7A Active CN104198153B (zh) 2014-09-12 2014-09-12 一种细长体导弹突起物热环境的测试方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN104198153B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107991057A (zh) * 2017-12-28 2018-05-04 中国航天空气动力技术研究院 一种空气舵表面冷壁热流密度和压力测量装置
CN108760221B (zh) * 2018-05-31 2020-05-19 北京空天技术研究所 风洞试验导流装置
CN110987353B (zh) * 2019-11-29 2022-04-22 中国航天空气动力技术研究院 一种电弧风洞气动热试验用舵轴干扰区表面压力测量装置

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA1311626C (en) * 1988-10-14 1992-12-22 Her Majesty The Queen In Right Of Canada As Represented By The Minister Of National Defence Of Her Majesty's Canadian Government Monopiece strain gauge sting mounted wind tunnel balance
JP2694263B2 (ja) * 1994-08-23 1997-12-24 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 三次元気流発生装置、及び該装置を使用した航空機の飛行制御系検証方法並びに飛行モーションシミュレータ
JP2000275136A (ja) * 1999-03-26 2000-10-06 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 循環型実験用風洞
WO2002077599A2 (en) * 2000-11-06 2002-10-03 The Johns Hopkins University Rapid prototype wind tunnel model and method of making same
US8783098B2 (en) * 2012-05-14 2014-07-22 The Boeing Company Wind tunnel model measuring system and method
CN103307938B (zh) * 2013-04-23 2015-06-03 北京电子工程总体研究所 一种旋转弹气动参数获取方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN104198153A (zh) 2014-12-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Rivers et al. Experimental investigation of the nasa common research model with a natural laminar flow wing in the nasa langley national transonic facility
CN104198153B (zh) 一种细长体导弹突起物热环境的测试方法
CN106650046A (zh) 一种舰船空气流场的非定常特性获取方法
Rivers NASA common research model: a history and future plans
Rasuo The influence of Reynolds and Mach numbers on two-dimensional wind-tunnel testing: An experience
CN109871586A (zh) 适用于共轴旋翼地面效应的气动干扰数值确定方法和系统
Lum et al. The application of a five-hole probe wake-survey technique to the study of swept wing icing aerodynamics
Holst et al. Experimental analysis of a NACA 0021 airfoil under dynamic angle of attack variation and low Reynolds numbers
Hashimoto et al. Transonic wind tunnel simulation with porous wall and support devices
CN111498141B (zh) 一种基于微型探针实现气流角度实时监测的方法与装置
CN106872972B (zh) 基于六维插值的临近空间目标电磁散射数据获取方法
CN110879128B (zh) 一种前缘热流密度获取的试验模型和方法
Denison et al. Evaluation of CFD Predictions of Cobra-MRV Control Surface Effectiveness at the NASA Langley Unitary Plan Wind Tunnel
Gebbink et al. High-speed wind tunnel test of the CAE-AVM in DNW-HST for CFD validation purposes
Buchmeier et al. Parametric studies of subsonic and supersonic reentry phases of the Orion Crew Module through numerical simulations
Hashimoto et al. Wall interference analysis of transonic wind tunnel with porous wall model
Slater CFD methods for computing the performance of supersonic inlets
CN108202878A (zh) 钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局设计与优化方法
Gomariz-Sancha et al. Development of a Dual Stream Jet Propulsion Rig for Test and Evaluation of Engine Nozzles in a Transonic Wind Tunnel
Waldmann Unsteady wake flow analysis of an aircraft under low-speed stall conditions using DES and PIV
Pagan et al. Basic experiment on a supersonic vortex flow around a missile body
Abdol-Hamid et al. DPW-6 Results Using FUN3D With Focus on k-kL-MEAH2015 Turbulence Model
Elsayed et al. Evolution of NACA23012 wake vortices structure using PIV
Toledano et al. Study of the Subsonic Wall Interference in Stall of the NASA CRM at the NRC 1.5 m Trisonic Wind Tunnel
Kontis et al. Hypersonic performance of a lifting elliptic cone with and without strakes

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant