CN104458202A - 发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法，包括以下步骤：假设所述模型在到达风洞观察窗的前缘处的速度为零，则利用所述模型前缘从发射位置到风洞观察窗的前缘处的位移以及加速度计算模型的发射初速度。本发明根据试验模型的阻力系数、风洞流场参数以及风洞观察窗尺寸范围等参数即可实现对能够获得试验最大有效拍摄记录时间的模型发射初速度进行预估，无需在风洞中通过实际吹风试验反复调整发射初速度获得最大拍摄记录时间。根据预估所得到的发射初速度，可进一步预估出最大有效拍摄记录时间和可拍摄记录的模型最大角运动周期数。

Description

发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法

技术领域

本发明涉及一种发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法，可应用于发射式风洞自由飞试验中。

背景技术

风洞自由飞试验是飞行器动态特性研究中的一种重要手段。由于没有支撑干扰，能比较真实的模拟飞行状态，且通过高速摄影可以对模型飞行状态进行直接观察，因此风洞自由飞试验技术在飞行器动态特性研究中显示了独特的优越性。其试验原理是在保证风洞试验与飞行状态的动力学相似情况下，真实地再现飞行器自由飞行状态下由非定常气动力作用下的动态特性，能够对飞行器的运动特征进行直接记录和观察，同时基于气动参数辨识技术，根据试验中高速摄像机拍摄记录的模型角位移和线位移数据，获得飞行器的静、动稳定导数系数，以及阻力、升力系数等。此外，风洞自由飞试验还可用于研究多体分离问题，如级间分离、子母弹抛撒等问题。对于面对称飞行器，通过风洞自由飞试验还可观察其自由飞行状态下的横航向稳定性特性。

但由于受风洞观察窗尺寸范围和模型尺寸缩比比例的限制，模型在风洞观察窗范围内自由飞行的时间较短，因此若不能获得足够长的有效拍摄记录时间，将使风洞自由飞试验记录的有效信息不足而影响对试验结果的准确分析，尤其是角运动周期数，通常要达到2～3个周期才能保证气动参数辨识结果的精度。因此为了增加有效拍摄时间，除了在模型设计方法上加以考虑，以及采用同步控制仪同时控制模型发射系统和高速摄像机，使二者同步或延时启动两种方法外，通常采用发射装置迎气流方向将自由飞模型发射到试验段风洞观察窗范围内，这样不仅能得到模型迎气流向上游飞行的轨迹，还可获得模型速度减为零后顺气流往下游飞行的轨迹(模型前后方向不变，只是飞行方向改变，看起来像“倒着向后飞行”)，从而可获得更多的有效拍摄时间和角运动周期，这被称为发射式自由飞试验。其可比另一种自由飞模型投放方法，也即悬挂式风洞自由飞试验，获得更多的拍摄记录时间。但对于发射式自由飞试验，仍会出现模型未到达风洞观察窗前缘处即开始返回和飞出风洞观察窗两种情况。前一种情况显然会使获得拍摄记录时间缩短，且返回时刻距离风洞观察窗前缘越远损失的拍摄记录时间越多；后一种情况可能会拍摄到模型返回过程，但会造成拍摄记录画面不连续，不但会损失有效的试验信息，对于提高气动参数辨识精度也无太大作用。

发明内容

针对上述技术问题，本发明提供了一种可最大程度获获取拍摄时间的发射式风洞自由飞试验的拍摄记录时间获取方法。

本发明的技术方案为：

一种发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法，所述方法包括以下步骤：

(1)获取模型的配平角α_T处的阻力系数C_D、风洞流场来流动压q_∞、风洞观察窗直径L₁、模型质量m以及模型的参考面积s；

(2)计算所述模型在风洞流场中作自由飞行的过程中的阻力值为D＝C_D·q_∞·s，则所述模型在风洞流场中作自由飞行的过程中的加速度值为： $a=\frac{D}{m}=\frac{C_D\·q_{\∞}\·s}{m};$

(3)假设所述模型前缘在到达风洞观察窗的前缘处的速度V_t＝0，则所述模型前缘从发射位置运动至所述风洞观察窗的前缘处的位移为L＝L₁+L₂，飞行时间其中，L₂为所述模型前缘从发射位置运动至所述风洞观察窗的后缘处的位移，V₀为所述模型的发射初速度；

(4)根据位移公式以及可进一步得 $V_0=\sqrt{-2\·a\·(L_1+L_2)},$ 将步骤(2)中所得 $a=\frac{D}{m}=\frac{C_D\·q_{\∞}\·s}{m}$ 代入可得 $V_0=\sqrt{\frac{-2\·(L_1+L_2)\·C_D\·q_{\∞}\·s}{m}};$

(5)通过地面无风状态下的发射试验调试出能够使所述模型获得V₀的发射压力，并且该发射试验中使所述模型前缘到所述风洞观察窗的后缘处的距离与L₂相等；

(6)根据所述步骤(5)中调试而得到的发射压力在风洞试验状态下发射所述模型，以进行风洞自由飞试验。

优选的是，所述的发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法中，所述步骤(4)中，假设所述模型在从所述风洞观察窗的后缘处飞行至前缘处的时间为t’，则最大有效拍摄时间为t_m＝2t’，最大有效拍摄时间为 $t_m=2\sqrt{-\frac{2L_1}{a}}=2\sqrt{-\frac{2\·L_1\·m}{C_D\·q_{\∞}\·s}}.$

优选的是，所述的发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法中，所述步骤(4)中，还利用最大有效拍摄时间预估所述模型的最大角运动周期数n：获取静导数系数得到其中，l为所述模型的参考长度，I_z为所述模型的俯仰方向转动惯量，由此可得所述模型的俯仰角运动周期则可得最大角运动周期数 $n=\frac{t_m}{T}=\frac{t_m}{2\mathrm{\π}}\sqrt{\frac{-C_{m_{\mathrm{\α}}}\·q_{\∞}\·s\·l}{I_z}}.$

优选的是，所述的发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法中，所述步骤(1)中，根据静态风洞吹风试验或数值模拟得到模型配平角α_T处的阻力系数C_D。

优选的是，所述的发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法中，根据静态风洞吹风试验或数值模拟得到静导数系数

优选的是，所述的发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法中，根据静态风洞吹风试验或数值模拟得到的俯仰力矩系数其中α₁和α₂分别为C_m-α曲线上配平角α_T前后的两个攻角值，和则分别为α₁和α₂对应的俯仰力矩系数值。

本发明的技术效果为：

(1)本发明可以实现在风洞自由飞试验前即预估出适当的发射初速度，使在风洞中作自由飞行的试验模型获得两个拍摄记录时间，从而使试验能够获得最大的有效拍摄记录时间和最多的模型角运动周期数量，以使对风洞自由飞试验结果的准确分析和气动参数辨识的精度得到保障。根据预估所得到的发射初速度，可进一步预估出最大有效拍摄记录时间和可拍摄记录的模型最大加运动周期数。

(2)根据试验模型的阻力系数、风洞流场参数以及风洞观察窗尺寸范围等参数即可实现对能够获得试验最大有效拍摄记录时间的模型发射初速度进行预估，无需在风洞中通过实际吹风试验反复调整发射初速度获得最大拍摄记录时间。由于风洞自由飞试验的特点决定了试验模型在试验中是损耗性的，即发射出去一次即损耗一个模型，因此通过在风洞中的进行实际的自由飞试验来调整最佳发射初速度其成本较高，对模型和吹风次数的浪费较为严重。而本发明提供的方法则具有简便、有效、成本低的特点，可有效利用试验模型和吹风次数。

附图说明

图1为本发明所述的发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法的流程图。

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施方式做详细的说明。

请参阅图1，本发明提供了一种发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法，所述方法包括以下步骤：

(1)获取模型的配平角α_T处的阻力系数C_D、风洞流场来流动压q_∞、风洞观察窗直径L₁、模型质量m以及模型的参考面积s。

(2)计算所述模型在风洞流场中作自由飞行的过程中的阻力值为D＝C_D·q_∞·s，则所述模型在风洞流场中作自由飞行的过程中的加速度值为： $a=\frac{D}{m}=\frac{C_D\·q_{\∞}\·s}{m}.$

(3)假设所述模型前缘在到达风洞观察窗的前缘处的速度V_t＝0，则所述模型前缘从发射位置运动至所述风洞观察窗的前缘处的位移为L＝L₁+L₂，飞行时间或V₀＝-at，其中，L₂为所述模型前缘从发射位置运动至所述风洞观察窗的后缘处的位移，V₀为所述模型的发射初速度。本发明中，将风洞观察窗的远离模型的发射位置的一侧称为前缘，而将靠近模型的发射位置的一侧称为后缘。

(4)根据位移公式以及可得 $(L_1+L_2)=-\frac{1}{2}{\mathrm{at}}^2,$ 根据(3)中 $t=-\frac{V_0}{a},$ 可进一步得 $(L_1+L_2)=-\frac{V_0^2}{2a},$ 由此可知 $V_0=\sqrt{-2\·a\·(L_1+L_2)},$ 将步骤(2)中所得 $a=\frac{D}{m}=\frac{C_D\·q_{\∞}\·s}{m}$ 代入可得此时V₀就是可以获得最大有效拍摄时间的发射初速度。

(5)通过地面无风状态下的发射试验调试出能够使所述模型获得V₀的发射压力，并且该发射试验中使所述模型前缘到所述风洞观察窗的后缘处的距离与L₂相等。

(6)根据所述步骤(5)中调试而得到的发射压力在风洞试验状态下发射所述模型，以进行风洞自由飞试验。

进一步地，所述步骤(4)中，假设所述模型前缘在从所述风洞观察窗的后缘处飞行至前缘处的时间为t’，则最大有效拍摄时间为t_m＝2t’，最大有效拍摄时间为根据和V′₀＝-at′，可得其中，V′₀为所述模型前缘到所述风洞观察窗的后缘处的速度。

进一步地，所述步骤(4)中，还利用最大有效拍摄时间预估所述模型的最大角运动周期数n：获取静导数系数得到其中，l为所述模型的参考长度，I_z为所述模型的俯仰方向转动惯量，由此可得所述模型的俯仰角运动周期 $T=\frac{2\mathrm{\π}}{\mathrm{\ω}}=2\mathrm{\π}\sqrt{\frac{I_z}{-C_{m_{\mathrm{\α}}}\·q_{\∞}\·s\·l}},$ 则可得最大角运动周期数 $n=\frac{t_m}{T}=\frac{t_m}{2\mathrm{\π}}\sqrt{\frac{-C_{m_{\mathrm{\α}}}\·q_{\∞}\·s\·l}{I_z}}.$

具体地，所述步骤(1)中，根据静态风洞吹风试验或数值模拟得到模型配平角α_T处的阻力系数C_D。

具体地，所述的发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法中，根据静态风洞吹风试验或数值模拟得到静导数系数

具体地，所述的发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法中，根据静态风洞吹风试验或数值模拟得到的俯仰力矩系数其中α₁和α₂分别为C_m-α曲线上配平角α_T前后的两个攻角值，和则分别为α₁和α₂对应的俯仰力矩系数值。

通常根据以上步骤预估的模型发射初速度已能满足获得最大有效拍摄记录时间的要求。静态风洞吹风试验或数值模拟得到的模型配平角α_T处的阻力系数C_D误差虽可能会对预估结果产生一定影响，但经验表明该影响较小，因为模型飞至风洞观察窗前缘处时速度恰好为零这一条件本身就不似乎很严格，而上述方法预估的发射初速度已经非常接近获得最大有效拍摄记录时间所需的模型发射初速度真值。若发射初速度较实际所需真值偏大一些，则模型速度减为零时其通常是前端飞出风洞观察窗而只留有一部分在风洞观察窗内，此时并不影响试验结果的分析和图像判读，因此对气动参数辨识影响也不大；而若发射初速度偏小一些，则模型速度减为零时尚未到达风洞观察窗前缘，但通常也已接近风洞观察窗前缘，因此损失时间也不会太多，本次试验仍然是有效的试验，其后可通过根据偏差情况微调一些发射压力即可获得最大的有效拍摄记录时间。采用本方法通常不会出现偏差较大的情况。

本发明提供了一种发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法，可应用于发射式风洞自由飞试验中，通过在风洞试验前预估出适当的发射初速度，使试验模型获得两个风洞观察窗范围的拍摄记录时间，从而获得试验的最大有效拍摄记录时间和最多的模型角运动周期数量。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，因此，本发明的保护范围应当以本发明权利要求所界定的范围为准。

Claims (6)

1.一种发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

(1)获取模型的配平角α_T处的阻力系数C_D、风洞流场来流动压q_∞、风洞观察窗直径L₁、模型质量m以及模型的参考面积s；

(2)计算所述模型在风洞流场中作自由飞行的过程中的阻力值为D＝C_D·q_∞·s，则所述模型在风洞流场中作自由飞行的过程中的加速度值为： $a=\frac{D}{m}=\frac{C_D\·q_{\∞}\·s}{m};$

(3)假设所述模型前缘在到达风洞观察窗的前缘处的速度V_t＝0，则所述模型前缘从发射位置运动至所述风洞观察窗的前缘处的位移为L＝L₁+L₂，飞行时间其中，L₂为所述模型前缘从发射位置运动至所述风洞观察窗的后缘处的位移，V₀为所述模型的发射初速度；

(4)根据位移公式以及可进一步得 $V_0=\sqrt{-2\·a\·(L_1+L_2)},$ 将步骤(2)中所得 $a=\frac{D}{m}=\frac{C_D\·q_{\∞}\·s}{m}$ 代入可得 $V_0=\sqrt{\frac{-2\·(L_1+L_2)\·C_D\·q_{\∞}\·s}{m}};$

(5)通过地面无风状态下的发射试验调试出能够使所述模型获得V₀的发射压力，并且该发射试验中使所述模型前缘到所述风洞观察窗的后缘处的距离与L₂相等；

(6)根据所述步骤(5)中调试而得到的发射压力在风洞试验状态下发射所述模型，以进行风洞自由飞试验。

2.如权利要求1所述的发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法，其特征在于，所述步骤(4)中，假设所述模型在从所述风洞观察窗的后缘处飞行至前缘处的时间为t’，则最大有效拍摄时间为t_m＝2t’，最大有效拍摄时间为

3.如权利要求2所述的发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法，其特征在于，所述步骤(4)中，还利用最大有效拍摄时间预估所述模型的最大角运动周期数n：获取静导数系数得到其中，l为所述模型的参考长度，I_z为所述模型的俯仰方向转动惯量，由此可得所述模型的俯仰角运动周期 $T=\frac{2\mathrm{\π}}{\mathrm{\ω}}2\mathrm{\π}\sqrt{\frac{I_z}{-C_{m_{\mathrm{\α}}}\·q_{\∞}\·s\·l}},$ 则可得最大角运动周期数 $n=\frac{t_m}{T}=\frac{t_m}{2\mathrm{\π}}\sqrt{\frac{-C_{m_{\mathrm{\α}}}\·q_{\∞}\·s\·l}{I_z}}.$

4.如权利要求1或2或3所述的发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法，其特征在于，所述步骤(1)中，根据静态风洞吹风试验或数值模拟得到模型配平角α_T处的阻力系数C_D。

5.如权利要求3所述的发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法，其特征在于，根据静态风洞吹风试验或数值模拟得到静导数系数

6.如权利要求5所述的发射式风洞自由飞试验中拍摄记录时间获取方法，其特征在于，根据静态风洞吹风试验或数值模拟得到的俯仰力矩系数其中α₁和α₂分别为C_m-α曲线上配平角α_T前后的两个攻角值，和则分别为α₁和α₂对应的俯仰力矩系数值。