CN107991053B - 高速风洞投放模型试验飞行器分离轨迹预测方法及系统 - Google Patents

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Abstract

高速风洞投放模型试验飞行器分离轨迹预测方法及系统，通过引入公式修正法，使采用轻模型法的高速风洞投放模型试验中投放物模型所固有的垂直加速度不足得以补偿，从而克服轻模型法所带来的投放物模型垂直加速度不足所导致的模型下落时垂直位移与水平位移不成比例所导致的模型投放轨迹偏离实物轨迹，进而造成其垂直位移与实物存在差异的问题，从而实现对高速飞行器多体分离安全性及分离轨迹的准确预测。本发明的特点是不需附加额外的试验机构，即可实现对垂直加速度的补偿，其具有简便、易行且试验成本低的特点；同时由于其避免了附加补偿试验机构的误差及精度等问题，其又具有补偿精度较高的特点。

Description

高速风洞投放模型试验飞行器分离轨迹预测方法及系统
技术领域
本发明提供了一种高速风洞投放模型试验飞行器分离轨迹预测方法及系统，属于风洞试验技术领域。
背景技术
高速风洞投放模型试验作为研究多体分离问题的一种有效手段，在高速飞行器多体分离问题的研究中得到了较多的应用，其可覆盖各种多体分离问题的研究，如飞机外挂物投放、内埋武器投放分离、子母弹抛撒以及头罩/壳片分离等诸多多体分离问题，马赫数范围也涵盖了亚、跨、超，直至高超声速。作为一种非定常风洞试验手段，其对相似准则的严格要求，尤其是动力相似的严格要求，使得高速风洞投放模型试验技术能够较好的实现对分离瞬间瞬态气动力的模拟，进而实现对多体分离过程的相似模拟，保证试验结果与真实飞行取得相似。但任何缩比模型试验都难以做到与实物的完全相似，通常只能做到主要的相似参数相同。在高速风洞投放模型试验中，Ma数是必须模拟的相似参数，因此其他相似参数必然受到影响，如重模型法中模型具有模拟投放轨迹准确的优点，但也存在模型重、短周期俯仰摆动阻尼不足的问题，甚至无法找到密度满足要求的材料，因而其实用性较差；
而轻模型法在实际使用中虽获得了较多的应用，且其具有正确的弹射运动和俯仰摆动，但却由于模型的重力与气动力之比与实物不一致，导致模型垂直加速度不足，导致模型下落时垂直位移与水平位移不成比例，从而使模型投放轨迹偏离实物轨迹，进而造成其垂直位移与实物有些差别，甚至有可能回碰，与母弹发生碰撞。
针对轻模型法中垂直加速度不足的问题，国内外研究人员提出了较多弥补方法，这些方法在一定程度上改善了垂直加速度不足的问题的同时，也都存在着各自的问题，有时对于不同方向同时投放多个投放物模型的情况，现有方法存在的装置过于复杂以及母体模型内部空间限制等问题使其难以在多个方向同时应用，而且有的方法还带来了新的问题等。因此，一种简单有效的，且能在多个方向同时应用的补偿模型垂直加速度不足问题的方法是十分必要的。
发明内容
本发明技术解决的问题是：克服现有技术的不足，提供一种高速风洞投放模型试验飞行器分离轨迹预测方法及系统，用以补偿采用轻模型法的高速风洞投放模型试验中存在的垂直加速度不足问题，应用于各种类型的高速飞行器多体分离问题研究，如飞机外挂物/内埋武器投放、子母弹抛撒/重块抛撒，以及头罩/导弹壳片分离等三大类型多体分离问题的高速风洞投放模型试验，实现对多个投放物模型在不同方向上同时投放时，轻模型法所导致的各个模型垂直加速度不足问题的较好补偿，以获得与实物保持相似的投放物模型运动轨迹，进而实现对高速飞行器多体分离安全性及分离轨迹的准确预测。
本发明的技术解决方案为：
一种高速风洞投放模型试验飞行器分离轨迹预测方法，步骤如下：
(1)确定投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0；
(2)确定位移修正量L0′；
(3)对所述投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0进行修正，获得与实物保持相似的投放物模型分离轨迹；
(4)根据所述与实物保持相似的投放物模型分离轨迹，实现对高速飞行器多体分离安全性的准确预测。
所述步骤(1)确定投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0，具体为：
(2.1)根据轻模型法开展飞行器高速风洞投放模型试验；
(2.2)根据试验记录的图像，判读出试验中各个投放物模型的分离轨迹，获得投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0。
所述步骤(2)确定位移修正量L0′，具体为：
Figure BDA0001457965480000031
其中，V∞s为飞行器实物飞行速度，V∞m为风洞试验中的来流速度，kl为模型的尺寸缩比，g为重力加速度，t为时间。
所述步骤(3)对所述投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0进行修正，获得与实物保持相似的投放物模型分离轨迹，具体为：
通过公式L＝L0+L0′进行所述投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0的修正，L为修正后的分离轨迹上垂直向下的位移，即获得了与实物保持相似的投放物模型分离轨迹。
所述步骤(4)根据所述与实物保持相似的投放物模型分离轨迹，实现对高速飞行器多体分离安全性的准确预测，具体为：判断修正后的分离轨迹上垂直向下的位移L是否持续增加，如果持续增加，则分离安全，否则存在分离后碰撞风险。
所述判断修正后的分离轨迹上垂直向下的位移L是否持续增加，是在轻模型法开展飞行器高速风洞投放模型试验所获得的数据范围内。
一种高速风洞投放模型试验飞行器分离轨迹预测系统，包括：
垂直位移确定模块：用于确定投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0；
位移修正量确定模块：用于确定位移修正量L0′；
修正模块：用于对所述投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0进行修正，获得与实物保持相似的投放物模型分离轨迹；
分离安全性预测模块：用于根据所述与实物保持相似的投放物模型分离轨迹，实现对高速飞行器多体分离安全性的准确预测。
所述垂直位移确定模块确定投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0，具体为：
(8.1)根据轻模型法开展飞行器高速风洞投放模型试验；
(8.2)根据试验记录的图像，判读出试验中各个投放物模型的分离轨迹，获得投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0。
位移修正量确定模块确定位移修正量确定位移修正量L0′，具体通过如下公式计算得到：
Figure BDA0001457965480000041
其中，V∞s为飞行器实物飞行速度，V∞m为风洞试验中的来流速度，kl为模型的尺寸缩比，g为重力加速度，t为时间。
所述修正模块对所述投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0进行修正，获得与实物保持相似的投放物模型分离轨迹，具体为：通过公式L＝L0+L0′进行所述投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0的修正，L为修正后的分离轨迹上垂直向下的位移，即获得了与实物保持相似的投放物模型分离轨迹；
分离安全性预测模块根据所述与实物保持相似的投放物模型分离轨迹，实现对高速飞行器多体分离安全性的准确预测，具体为：判断修正后的分离轨迹上垂直向下的位移L是否持续增加，如果持续增加，则分离安全，否则存在分离后碰撞风险。
本发明与现有技术相比的有益效果为：
(1)本发明采用的是公式修正法，其特点是无需对试验结构和试验过程本身作任何修正和附加装置，只需在正常的试验结束后，根据理论公式对试验结果进行修正即可。因此相对于其他已知的补偿方法，本发明所采用的公式修正法既不需附加额外的试验机构也不用对试验过程本身做任何修正，因此其具有简便、易行且试验成本低的特点；
(2)本发明所采用的公式修正是基于理论来补偿试验所缺失的那部分垂直加速度，因此除了试验本身的误差以外，不会引入新的误差，而其他补偿方法所需的附加补偿试验机构本身是存在一定的误差的，因此相对其他补偿方式，本发明具有补偿精度较高的特点；
(3)已有的补偿方法中，能够较容易的实现对多个投放物模型在不同方向上同时投放的垂直加速度不足的同时补偿的方法，通常都存在补偿机构较为繁杂的问题，而补偿机构稍简单的方法则同通常难以实现对多个投放物模型在不同方向同时投放的垂直加速度的补偿。本发明所提供的补偿方法，则可以实现较为简单方便实现对多个投放物模型在不同方向同时投放的垂直加速度的补偿，这也是该方法的一大优点。
附图说明
图1为本发明流程图；
图2为某飞行器高速风洞投放模型试验中获得的投放物模型垂直位移—时间曲线示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式进行描述。
本发明提供了提供一种高速风洞投放模型试验飞行器分离轨迹预测方法，引入了公式修正法，用以补偿采用轻模型法的高速风洞投放模型试验中存在的垂直加速度不足问题，应用于各种类型的高速飞行器多体分离问题研究，如飞机外挂物/内埋武器投放、子母弹抛撒/重块抛撒，以及头罩/导弹壳片分离等三大类型多体分离问题的高速风洞投放模型试验，实现对多个投放物模型在不同方向上同时投放时，轻模型法所导致的各个模型垂直加速度不足问题的较好补偿，以获得与实物保持相似的投放物模型运动轨迹，进而实现对高速飞行器多体分离安全性及分离轨迹的准确预测。
相对于其他已知的补偿方法，本发明的特点是不需附加额外的试验机构，因此其具有简便、易行且试验成本低的特点；由于其避免了附加补偿试验机构的误差及精度等问题，其又具有补偿精度较高的特点；同时又可以实现较为简单方便实现对多个投放物模型在不同方向同时投放的垂直加速度的补偿，这也是该方法的一大优点。
如图1所示，本发明提出了一种高速风洞投放模型试验飞行器分离轨迹预测方法，步骤如下：
(1)根据轻模型法开展飞行器高速风洞投放模型试验；
(2)根据试验记录的图像，判读出试验中各个投放物模型的分离轨迹，获得投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0；
(3)确定位移修正量L0′；
具体为：
采用轻模型法的高速风洞投放模型试验要求模型的重力加速度为
Figure BDA0001457965480000061
但由于重力加速度g是不可改变的，试验中模型的重力加速度依然为g，这就使得试验模型的垂直方向加速度不满足相似准则要求的量值(偏小)，导致模型的垂直位移与实物有所差别(偏小)。
模型实际垂直加速度与试验相似准则要求的垂直加速度差值
Figure BDA0001457965480000062
根据位移公式
Figure BDA0001457965480000063
可知，轻模型法下模型与实物的垂直位移差值为
Figure BDA0001457965480000064
也即在步骤(2)中获得的试验中投放物模型的运动轨迹垂直向下方向的位移L0，与相似准则所要求的与实物相似的位移L相比相差
Figure BDA0001457965480000065
由于
Figure BDA0001457965480000066
其中V∞为来流速度，因此又可得
Figure BDA0001457965480000067
其中，V∞s为飞行器实物飞行速度，V∞m为风洞试验中的来流速度，kl为模型的尺寸缩比，g为重力加速度，t为时间；
(4)对所述投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0进行修正，获得与实物保持相似的投放物模型分离轨迹；
在步骤(2)中获得的试验中投放物模型的运动轨迹垂直向下方向的位移L0，与相似准则所要求的与实物相似的位移L相比相差L0′，因此通过在试验获得的投放物模型垂直位移L0上附加位移L0′即可获得与实物保持相似的投放物模型分离轨迹L。也即
Figure BDA0001457965480000071
从而实现所述投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移的修正，进而获得了与实物保持相似的投放物模型分离轨迹；
上述公式修正方法无需对试验结构和试验过程本身作任何修正和附加装置，只需在正常的试验结束后，根据理论公式对试验结果进行修正即可。因此相对于其他已知的补偿方法，本发明所采用的公式修正法既不需附加额外的试验机构也不用对试验过程本身做任何修正，因此其具有简便、易行且试验成本低的特点，且除了试验本身的误差以外，不会引入新的误差，而其他补偿方法所需的附加补偿试验机构本身是存在一定的误差的，因此相对其他补偿方式，本发明的补偿精度较高；且可以实现较为简单方便实现对多个投放物模型在不同方向同时投放的垂直加速度的补偿。
(5)根据所述与实物保持相似的投放物模型分离轨迹，实现对高速飞行器多体分离安全性的准确预测。
具体为：判断修正后的分离轨迹上垂直向下的位移L是否持续增加，如果持续增加，则分离安全，否则存在分离后碰撞风险。所述判断修正后的分离轨迹上垂直向下的位移L是否持续增加，是在轻模型法开展飞行器高速风洞投放模型试验所获得的数据范围内。
本发明还提出了一种高速风洞投放模型试验飞行器分离轨迹预测系统，包括：垂直位移确定模块、位移修正量确定模块、修正模块、分离安全性预测模块；
垂直位移确定模块：用于确定投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0；具体为：
(a)根据轻模型法开展飞行器高速风洞投放模型试验；
(b)根据试验记录的图像，判读出试验中各个投放物模型的分离轨迹，获得投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0。
位移修正量确定模块：用于确定位移修正量L0′；具体通过如下公式计算得到：
Figure BDA0001457965480000081
其中，V∞s为飞行器实物飞行速度，V∞m为风洞试验中的来流速度，kl为模型的尺寸缩比，g为重力加速度，t为时间。
修正模块：用于对所述投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0进行修正，获得与实物保持相似的投放物模型分离轨迹；
具体为：通过公式L＝L0+L0′进行所述投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0的修正，L为修正后的分离轨迹上垂直向下的位移，即获得了与实物保持相似的投放物模型分离轨迹；
分离安全性预测模块：用于根据所述与实物保持相似的投放物模型分离轨迹，实现对高速飞行器多体分离安全性的准确预测，具体为：判断修正后的分离轨迹上垂直向下的位移L是否持续增加，如果持续增加，则分离安全，否则存在分离后碰撞风险。
实施例：
图2所示为开展的某飞行器高速风洞投放模型试验中，获得的投放物模型垂直位移——时间曲线。图中虚线为试验中读取的模型垂直向下运动的位移曲线，实现则为采用本发明中的公式修正方法修正后的垂直位移曲线。可以看到修正后的曲线与修正前的原始曲线存在明显不同，修正前的原始曲线显示模型的下落过程较为缓慢，且出现上升情况，存在回碰飞行器母机(弹)的可能，因此可能是危险的分离状态；而修正后的曲线则显示投放物模型一直是处于远离飞行器母机(弹)的下落状态，未出现上升趋势，因此试验表明此分离状态是安全的分离状态。
此实施例表明，采用本发明的预测方法能够给出更为准确的高速风洞投放模型试验飞行器分离轨迹。

Claims (3)

1.高速风洞投放模型试验飞行器分离轨迹预测方法，其特征在于步骤如下：
(1)确定投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0；具体为：
(1.1)根据轻模型法开展飞行器高速风洞投放模型试验；
(1.2)根据试验记录的图像，判读出试验中各个投放物模型的分离轨迹，获得投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0；
(2)确定位移修正量L′0；
(3)对所述投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0进行修正，获得与实物保持相似的投放物模型分离轨迹；具体为：
通过公式L＝L0+L′0进行所述投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0的修正，L为修正后的分离轨迹上垂直向下的位移，即获得了与实物保持相似的投放物模型分离轨迹；
(4)根据所述与实物保持相似的投放物模型分离轨迹，实现对高速飞行器多体分离安全性的准确预测；具体为：判断修正后的分离轨迹上垂直向下的位移L是否持续增加，如果持续增加，则分离安全，否则存在分离后碰撞风险；所述判断修正后的分离轨迹上垂直向下的位移L是否持续增加，是在轻模型法开展飞行器高速风洞投放模型试验所获得的数据范围内。
2.根据权利要求1所述的高速风洞投放模型试验飞行器分离轨迹预测方法，其特征在于：所述步骤(2)确定位移修正量L′0，具体为：
Figure FDA0002355316140000011
其中，V∞s为飞行器实物飞行速度，V∞m为风洞试验中的来流速度，kl为模型的尺寸缩比，g为重力加速度，t为时间。
3.一种高速风洞投放模型试验飞行器分离轨迹预测系统，其特征在于包括：
垂直位移确定模块：用于确定投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0；
位移修正量确定模块：用于确定位移修正量L′0；
修正模块：用于对所述投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0进行修正，获得与实物保持相似的投放物模型分离轨迹；
分离安全性预测模块：用于根据所述与实物保持相似的投放物模型分离轨迹，实现对高速飞行器多体分离安全性的准确预测；
所述垂直位移确定模块确定投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0，具体为：
(8.1)根据轻模型法开展飞行器高速风洞投放模型试验；
(8.2)根据试验记录的图像，判读出试验中各个投放物模型的分离轨迹，获得投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0；
位移修正量确定模块确定位移修正量L′0，具体通过如下公式计算得到：
Figure FDA0002355316140000021
其中，V∞s为飞行器实物飞行速度，V∞m为风洞试验中的来流速度，kl为模型的尺寸缩比，g为重力加速度，t为时间
所述修正模块对所述投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0进行修正，获得与实物保持相似的投放物模型分离轨迹，具体为：通过公式L＝L0+L′0进行所述投放物模型的分离轨迹上垂直向下的位移L0的修正，L为修正后的分离轨迹上垂直向下的位移，即获得了与实物保持相似的投放物模型分离轨迹；
分离安全性预测模块根据所述与实物保持相似的投放物模型分离轨迹，实现对高速飞行器多体分离安全性的准确预测，具体为：判断修正后的分离轨迹上垂直向下的位移L是否持续增加，如果持续增加，则分离安全，否则存在分离后碰撞风险。
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