CN106153291A

CN106153291A - 补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法

Info

Publication number: CN106153291A
Application number: CN201610473523.7A
Authority: CN
Inventors: 宋威; 蒋增辉; 贾区耀
Original assignee: China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Current assignee: China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority date: 2016-06-24
Filing date: 2016-06-24
Publication date: 2016-11-23
Anticipated expiration: 2036-06-24
Also published as: CN106153291B

Abstract

本发明公开了一种补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法，包括：在高速风洞弹射投放模型运动过程中始终在高速风洞弹射投放模型上施加一竖直向下的外加恒力G_N，以补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度的不足本发明在高速风洞弹射投放模型运动过程中一直在模型的质心处施加一个不变的力—“虚拟重力”，从而达到克服高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的缺点，缩小风洞投放试验结果与实际投放结果的失真度。

Description

补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法

技术领域

本发明属于飞行器风洞试验领域，可用于高速飞行器外挂物，内埋武器弹射投放模型试验，特别涉及一种补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法。

背景技术

飞行器外挂物如副油箱、火箭、导弹、炸弹、鱼雷、空运物资等，第四代战斗机的内埋武器从飞机上投放时，这些投放物在离开飞机的初期处于飞机的干扰流场中，它们的运动轨迹和姿态对保证飞机安全尤为重要。干扰流场的特性与飞机的外形、飞行速度、飞行高度、飞机的姿态、外挂物的外形及其在飞机上的安装位置和姿态等很多因素有关，所以投放物离开飞机初始瞬间的运动轨迹和投放物的姿态很难用理论方法准确地计算出来，特别是随着电子工业的发展，作战中的空袭和突防技术有新的发展，高马赫数弹射投放炸弹和发射导弹的越来越多，由于压缩性的影响和激波的干扰，使飞机附近的干扰流场变得更加复杂，更增加理论计算投放物轨迹和姿态的难度。

因而为了获取高速飞机弹射投放在投放初始阶段的运动姿态和轨迹，研究各种参数(如飞机外形、飞机姿态、飞行高度和速度，投放物外形以及悬挂位置等)对投放物轨迹和姿态的影响，从而判定投放初始瞬间的安全性和可靠性，确定安全投放的参数范围等，为外挂物的布局和投放参数控制提供可靠的数据，通常需在风洞中进行弹射投放试验。

对于高速风洞弹射投放试验，必须考虑空气压缩性对投放物运动轨迹和姿态的影响，马赫数Ma成为主要的相似参数，高速风洞弹射投放中用的最多是轻模型法。

采用量纲分析方法推导轻模型法试验模型与飞行器实物的因次关系时发现：模型的重力与气动力之比和实物的重力与气动力之比不一致，模型的垂直加速度不足导致其垂直方向的位移与实物有所差别，有可能导致高速风洞弹射投放模型试验结果的失真。

发明内容

本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。

本发明还有一个目的是提供一种补偿高速风洞弹射投放试验模型垂直方向加速度不足的方法，以缩小试验模型的垂直方向加速度不足导致其垂直方向运动位移与实物的差距。

为此，本发明提供的技术方案为：

一种补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法，包括：在高速风洞弹射投放模型运动过程中始终在所述高速风洞弹射投放模型上施加一竖直向下的外加恒力G_N，以补偿所述高速风洞弹射投放模型垂直加速度的不足。

优选的是，所述的补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法中，所述外加恒力为：

G_{N} = (\frac{T_{m}}{T_{s} k_{l}} - 1) m_{m} g_{s} - - - (4)

其中，T_m为所述高速风洞弹射投放模型流场温度，T_s为飞行器实物流场温度，k_l为模型的缩尺比，等于L_s/L_m，L_s为所述飞行器实物的特征长度，L_m为所述高速风洞弹射投放模型的特征长度，m_m为所述高速风洞弹射投放模型的质量，g_s为所述飞行器实物的垂直加速度。

优选的是，所述的补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法中，在高速风洞弹射投放实验中，采用轻模型法。

优选的是，所述的补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法中，得到外加恒力的步骤包括：

步骤一、计算得出所述高速风洞弹射投放模型与所述飞行器实物的垂直加速度之间的关系为：

g_m＝(T_m/T_sk_l)g_s (3)

g_m为所述高速风洞弹射投放模型需要发到达到的垂直加速度；以及

步骤二、由加速度公式知：

g_{m} = \frac{G_{N} + m_{m} g_{s}}{m_{m}} = \frac{T_{m}}{T_{s} k_{l}} g_{s} &DoubleRightArrow; G_{N} = (\frac{T_{m}}{T_{s} k_{l}} - 1) m_{m} g_{s} - - - (4)

优选的是，所述的补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法中，得到所述步骤一中的公式(3)的具体步骤包括：

在轻模型法中，应满足所述高速风洞弹射投放模型与所述飞行器实物的马赫相等，且认为所述高速风洞弹射投放模型流场与所述飞行器实物流场的垂直加速度相等；

(1)速度关系

根据马赫数的定义，马赫数可定义为：

M = \frac{V}{\sqrt{γ R T}}

其中，M为马赫数，γ为气体比热比，R为气体常数，T为气流静温风洞试验的气流介质也是空气，因此，所述高速风洞弹射投放模型流场与所述飞行器实物的气体比热比和气体常数都相同，所述高速风洞弹射投放模型和所述飞行器实物马赫数相等，可得：

V_{m} = V_{s} \sqrt{\frac{T_{m}}{T_{s}}} - - - (1)

(2)时间关系

在模型和实物的运动轨迹相似的情况下，所述高速风洞弹射投放模型和所述飞行器实物在水平方向移动的距离与特征长度之比应相等，即：

\frac{V_{m} t_{m}}{L_{m}} = \frac{V_{s} t_{s}}{L_{s}}

将公式(1)代入上式可得：

t_{m} = k_{l} t_{s} \sqrt{\frac{T_{s}}{T_{m}}} - - - (2)

(3)垂直加速度关系

若高速风洞弹射投放模型的运动轨迹与飞行器实物相似，则高速风洞弹射投放模型模型和飞行器实物在垂直方向移动的距离与特征长度之比应相等，即：

\frac{\frac{1}{2} g_{m} t_{m}^{2}}{L_{m}} = \frac{\frac{1}{2} g_{s} t_{s}^{2}}{L_{s}}

将时间关系公式(2)代入上式可得：

g_{m} = \frac{T_{m}}{T_{s} k_{l}} g_{s} - - - (3)

优选的是，所述的补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法中，得到步骤二中的公式(4)中的g_s和T_s的方法为：获取高速飞机弹射投放时飞行器实物的马赫数M与飞行高度H，投放物的质量m_s，进而查国际标准大气表得出飞行器实物的流场参数g_s和T_s。

优选的是，所述的补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法中，所述外加恒力在施加过程中不改变所述高速风洞弹射投放模型的质量。

本发明至少包括以下有益效果：

本发明在试验过程中只要多施加一个作用在模型质心上等同于大小的作用力G_N即可，既可以准确模拟试验模型解锁瞬时的分离速度和分离角速度，又可克服高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的缺陷。

本发明在高速风洞弹射投放模型运动过程中一直在模型的质心处施加一个不变的力—“虚拟重力”，从而达到克服高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的缺点，缩小风洞投放试验结果与实际投放结果的失真度。

本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。

应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不配出一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。

本方法是基于高速风洞弹射投放试验模型垂直加速度不足而提出的。

本发明提供一种补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法，包括：在高速风洞弹射投放模型运动过程中始终在所述高速风洞弹射投放模型上施加一竖直向下的外加恒力G_N，以补偿所述高速风洞弹射投放模型垂直加速度的不足。

在上述方案中，所述外加恒力为：

G_{N} = (\frac{T_{m}}{T_{s} k_{l}} - 1) m_{m} g_{s} - - - (4)

在上述方案中，在高速风洞弹射投放实验中，采用轻模型法。

在本发明的其中一个实施例中，得到外加恒力的步骤包括：

g_m＝(T_m/T_sk_l)g_s (3)

步骤二、由加速度公式知：

g_{m} = \frac{G_{N} + m_{m} g_{s}}{m_{m}} = \frac{T_{m}}{T_{s} k_{l}} g_{s} &DoubleRightArrow; G_{N} = (\frac{T_{m}}{T_{s} k_{l}} - 1) m_{m} g_{s} - - - (4)

在上述方案中，得到所述步骤一中的公式(3)的具体步骤包括：

(1)速度关系

根据马赫数的定义，马赫数可定义为：

M = \frac{V}{\sqrt{γ R T}}

其中，M为马赫数，γ为气体比热比，R为气体常数，T为气流静温

风洞试验的气流介质也是空气，因此，所述高速风洞弹射投放模型流场与所述飞行器实物的气体比热比和气体常数都相同，所述高速风洞弹射投放模型和所述飞行器实物马赫数相等，可得：

V_{m} = V_{s} \sqrt{\frac{T_{m}}{T_{s}}} - - - (1)

(2)时间关系

\frac{V_{m} t_{m}}{L_{m}} = \frac{V_{s} t_{s}}{L_{s}}

将公式(1)代入上式可得：

t_{m} = k_{l} t_{s} \sqrt{\frac{T_{s}}{T_{m}}} - - - (2)

(3)垂直加速度关系

\frac{\frac{1}{2} g_{m} t_{m}^{2}}{L_{m}} = \frac{\frac{1}{2} g_{s} t_{s}^{2}}{L_{s}}

将时间关系公式(2)代入上式可得：

g_{m} = \frac{T_{m}}{T_{s} k_{l}} g_{s} - - - (3)

在上述方案中，得到步骤二中的公式(4)中的g_s和T_s的方法为：获取高速飞机弹射投放时飞行器实物的马赫数M与飞行高度H，投放物的质量m_s，进而查国际标准大气表得出飞行器实物的流场参数g_s和T_s。

在上述所有方案中，所述外加恒力在施加过程中不改变所述高速风洞弹射投放模型的质量。

以往克服采用轻模型法导致垂直加速度不足的方法主要有三种：

(1)使载机模型以(T_m/T_skl-1)g_s的加速度向上运动，这就使投放物模型的相对重力加速度为(T_m/T_sk_l-1)g_s，从而保证了投放物模型与实物运动动力学相似；

(2)将模型置于外加的磁场中，使模型的垂直加速度为(T_m/T_sk_l-1)g_s；

(3)模型投放时，加大模型的弹射力，使模型上产生一个附加的弹射速度。

在以上三种方法，第(1)、(2)种方法都需要增加一套复杂的装置，而当试验模型缩比k_l＝1/10～1/20时，实现起来很困难；第(3)种方法中加大弹射力可弥补垂直加速度不足导致的模型下落时垂直位移与水平位移不成比例使模型投放轨迹偏离实物轨迹的缺陷，但其最主要的缺点是不能准确地模拟试验模型解锁瞬时的分离速度和分离角速度。

本方法主要特征在于高速风洞弹射投放模型运动过程中一直在模型的质心处施加一个不变的力—“虚拟重力”，从而达到克服高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的目的。

“虚拟重力”的大小是严格按照量纲分析推导出的高速风洞弹射投放采用轻模型法时的模型与实物的垂直加速度之间的关系gm＝(Tm/Tskl)gs，进而采用牛顿第二定律得出：在试验过程中只要多施加一个作用在模型质心上等同于GN大小的作用力即可，既可以准确模拟试验模型解锁瞬时的分离速度和分离角速度，又可克服高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的缺陷。

本发明主要特征在于高速风洞弹射投放模型运动过程中一直在模型的质心处施加一个不变的力—“虚拟重力”，从而达到克服高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的缺点，缩小风洞投放试验结果与实际投放结果的失真度。

具体实施步骤如下：

步骤一：通过量纲分析方法推导出高速风洞弹射投放采用轻模型法时的模型与实物的垂直加速度之间的关系。轻模型法大多数用于有弹射投放的情况，在进行高速投放试验时，应满足模型与实物的马赫数相等。

(1)速度关系

M = \frac{V}{\sqrt{γ R T}}

通常，风洞试验的气流介质也是空气，因此，模型和实物的气体比热比和气体常数都相同，由模型和实物的马赫数相等，可得：

V_{m} = V_{s} \sqrt{\frac{T_{m}}{T_{s}}} - - - (1)

(4)时间关系

在模型和实物的运动轨迹相似的情况下，模型和实物在水平方向移动的距离与特征长度之比应相等，即：

\frac{V_{m} t_{m}}{L_{m}} = \frac{V_{s} t_{s}}{L_{s}}

将公式(1)代入上式可得：

t_{m} = k_{l} t_{s} \sqrt{\frac{T_{s}}{T_{m}}} - - - (2)

(3)垂直加速度关系

若模型的运动轨迹与实物相似，则模型和实物在垂直方向移动的距离与特征长度之比应相等，即：

\frac{\frac{1}{2} g_{m} t_{m}^{2}}{L_{m}} = \frac{\frac{1}{2} g_{s} t_{s}^{2}}{L_{s}}

将时间关系公式(2)代入上式可得：

g_{m} = \frac{T_{m}}{T_{s} k_{l}} g_{s} - - - (3)

由公式(3)可知，虽然实物的气流静温比模型试验时大，但因为模型缩比是一个比较大的数，故要保证模型与实物重心运动的轨迹相似，模型的垂直加速度应比实物大很多，故需要找到垂直加速度不足的解决措施。

步骤二：假设施加的虚拟重力为G_N，由加速度公式知：

g_{m} = \frac{G_{N} + m_{m} g_{s}}{m_{m}} = \frac{T_{m}}{T_{s} k_{l}} g_{s} &DoubleRightArrow; G_{N} = (\frac{T_{m}}{T_{s} k_{l}} - 1) m_{m} g_{s} - - - (4)

在高速风洞弹射投放模型运动过程中一直在模型的质心处施加一个公式(4)中一个大小不变的力—“虚拟重力”，即可弥补垂直加速度不足带来的模型垂直位移与实物的差距。

步骤三：由步骤二中的公式可以看出：必须事先已知高速飞机弹射投放时飞机的马赫数Ma与飞行高度H，投放物的质量m_s，进而查标准大气表得出飞行器实物的流场参数g_s，T_s；(2)根据风洞试验段的尺寸确定试验模型的缩尺比k_l；(3)根据选取的高速风洞确定相应试验段的流场参数T_m等，最终计算出需要施加的“虚拟重力”的大小。

这里说明的模块数量和处理规模是用来简化本发明的说明的。对本发明的公式(4)的应用、修改和变化对本领域的技术人员来说是显而易见的。

如上所述，根据本发明，由于应该该发明的方法，因此具有缩小试验模型的垂直方向加速度不足导致其垂直方向运动位移与实物的差距的效果。

尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的实施例。

Claims

1.一种补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法，其特征在于，包括：在高速风洞弹射投放模型运动过程中始终在所述高速风洞弹射投放模型上施加一竖直向下的外加恒力G_N，以补偿所述高速风洞弹射投放模型垂直加速度的不足。

2.如权利要求1所述的补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法，其特征在于，所述外加恒力为：

G_{N} = (\frac{T_{m}}{T_{s} k_{l}} - 1) m_{m} g_{s} - - - (4)

3.如权利要求2所述的补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法，其特征在于，在高速风洞弹射投放实验中，采用轻模型法。

4.如权利要求3所述的补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法，其特征在于，得到外加恒力的步骤包括：

g_m＝(T_m/T_sk_l)g_s (3)

步骤二、由加速度公式知：

g_{m} = \frac{G_{N} + m_{m} g_{s}}{m_{m}} = \frac{T_{m}}{T_{s} k_{l}} g_{s} &DoubleRightArrow; G_{N} = (\frac{T_{m}}{T_{s} k_{l}} - 1) m_{m} g_{s} - - - (4) .

5.如权利要求4所述的补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法，其特征在于，得到所述步骤一中的公式(3)的具体步骤包括：

(1)速度关系

根据马赫数的定义，马赫数可定义为：

M = \frac{V}{\sqrt{γ R T}}

V_{m} = V_{s} \sqrt{\frac{T_{m}}{T_{s}}} - - - (1)

(2)时间关系

\frac{V_{m} t_{m}}{L_{m}} = \frac{V_{s} t_{s}}{L_{s}}

将公式(1)代入上式可得：

t_{m} = k_{l} t_{s} \sqrt{\frac{T_{s}}{T_{m}}} - - - (2)

(3)垂直加速度关系

\frac{\frac{1}{2} g_{m} t_{m}^{2}}{L_{m}} = \frac{\frac{1}{2} g_{s} t_{s}^{2}}{L_{s}}

将时间关系公式(2)代入上式可得：

g_{m} = \frac{T_{m}}{T_{s} k_{l}} g_{s} - - - (3) .

6.如权利要求4所述的补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法，其特征在于，得到步骤二中的公式(4)中的g_s和T_s的方法为：获取高速飞机弹射投放时飞行器实物的马赫数M与飞行高度H，投放物的质量m_s，进而查国际标准大气表得出飞行器实物的流场参数g_s和T_s。

7.如权利要求1所述的补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法，其特征在于，所述外加恒力在施加过程中不改变所述高速风洞弹射投放模型的质量。