CN109238636A - 一种级间分离风洞自由飞试验模型分离轨迹预估方法 - Google Patents

Abstract

一种级间分离风洞自由飞试验模型分离轨迹预估方法，步骤一、确定分离前飞行器模型以及分离后各分离体模型的攻角‑力学系数表；步骤二、设定分离前飞行器模型自由飞行试验的初始发射参数和初始发射位置，设定分离前飞行器模型的分离位置；步骤三、预估分离前飞行器模型自由飞行试验飞行轨迹数据；步骤四，确定各分离模型的初始发射位置和发射参数；步骤五，预估分离模型分离轨迹数据；步骤六，判断各分离体模型分离轨迹数据是否满足试验要求，若不满足，则重新设定步骤二中的初始发射参数/发射位置值，重新从步骤三开始执行，直至各分离体模型分离轨迹数据满足试验要求；或者重新调整分离位置，从步骤四开始执行，直至各分离体模型分离轨迹数据满足试验要求。

Description

一种级间分离风洞自由飞试验模型分离轨迹预估方法

技术领域

本发明属于风洞特种试验领域，特别涉及一种级间分离风洞自由飞试验模型分离轨迹预估方法。

背景技术

风洞自由飞试验是飞行器动态特性和多体分离问题研究中的一种重要手段。其试验原理是在保证风洞试验与飞行状态的动力学相似的情况下，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或分离过程中的多体干扰，通过高速摄影对飞行器的运动特征或分离过程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、升力和俯仰力矩系数等。

级间分离风洞自由飞试验是在风洞模型自由飞试验的基础上开展的模型级间分离试验，将保证模型一、二级在分离前后及分离过程中均全部处于自由飞行的状态下，因而能够较为真实的在风洞中模拟实际飞行状态下的一、二级分离过程及其相互影响和干扰，且风洞自由飞试验要求一、二两级严格模拟飞行器外型、质量特性及运动参数，包括质心、质量、惯量以及解锁方式、分离力的大小、形式、相对分离速度等，因此试验中一、二两级均按与真实飞行具有相似性的运动规律自由飞行，能够充分反应级间分离过程的运动与气动耦合规律。由于从试验原理上满足了气动力与运动瞬态耦合关系，试验过程即是飞行器分离过程瞬态特性的真实反映，因而在风洞自由飞试验基础上开展的级间分离试验对级间分离过程的模拟非常接近真实飞行状态。

由于受观察窗尺寸范围和模型尺寸缩比比例的限制，模型在观察窗范围内自由飞行的时间较短，因此若不能设计飞行器模型及各分离体模型在风洞观察窗范围内分离前后合理的飞行轨迹，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。

为了能够在风洞观察窗范围内获得完整的级间分离过程及分离后各分离体的飞行轨迹，需要设计合理的模型在风洞中的初始发射位置和初始发射参数，以确保飞行器模型的整个分离过程及分离后各分离体的一定飞行轨迹均在风洞观察窗范围内。

由于风洞自由飞试验的试验模型是损耗性的，每次试验要损失一个模型，因此若模型的分离过程不能较为完整的展现在风洞观察窗区域内，则会造成试验有效次数减少或无效次数，这将会造成风洞吹风次数和试验模型的浪费，增大试验成本。而若通过一次次实际的风洞自由飞试验结果来反复调整发射速度和发射位置同样会造成风洞吹风次数和试验模型的较大浪费，因此若能够在试验前对在一定发射参数和发射位置情况下飞行器模型分离过程及分离后飞行轨迹经过观察窗区域的情况进行预估，并进而预估出满足上述使飞行器模型的整个分离过程及分离后各分离体的一定飞行轨迹均在风洞观察窗范围内这一要求的飞行器模型初始发射参数和初始发射位置，将对确保试验效果及降低风洞自由飞试验的成本具有重要意义。

发明内容

本发明的技术解决问题是：预估飞行模型在风洞中进行自由飞行时的飞行轨迹，并通过不断修改预估飞行轨迹的初始发射参数和发射位置值，使得预估飞行轨迹在风洞观察窗的观察范围内可以停留较长时间。

本发明的技术解决方案是：一种级间分离风洞自由飞试验模型分离轨迹预估方法，通过下述方式实现：

步骤一、确定分离前飞行器模型以及分离后各分离体模型的攻角-力学系数表；

步骤二、设定分离前飞行器模型自由飞行试验的初始发射参数和初始发射位置，设定分离前飞行器模型的分离位置；

步骤三、在攻角-力学系数表中获得飞行器模型初始攻角值θ₀下的力学系数，结合自由飞行试验的运动方程组以及风洞参数，预估分离前飞行器模型自由飞行试验飞行轨迹数据；

步骤四、根据上述预估的分离前飞行器模型自由飞行试验飞行轨迹数据确定各分离模型在分离位置时刻的位置、攻角和线速度、角速度，根据上述各分离模型在分离位置时刻的位置、攻角和线速度、角速度确定各分离模型的初始发射位置和发射参数；

步骤五，针对各分离模型分别在攻角-力学系数表中获得分离模型初始攻角值θ₀下的力学系数，结合自由飞行试验的运动方程组以及风洞参数，预估分离模型分离轨迹数据；

步骤六，判断各分离体模型分离轨迹数据是否满足试验要求，若不满足，则重新设定步骤二中的初始发射参数/发射位置值，重新从步骤三开始执行，直至各分离体模型分离轨迹数据满足试验要求；或者重新调整分离位置，从步骤四开始执行，直至各分离体模型分离轨迹数据满足试验要求。

优选的，步骤二中初始发射位置的设定：若初始攻角为正，则初始发射位置位于观察窗迎着风洞来流方向的后方的下侧；若初始攻角为负，则初始发射位置位于观察窗迎着风洞来流方向的后方的上侧；若初始攻角为零，则初始发射位置位于观察窗迎着风洞来流方向的后方的中间。

优选的，步骤二中初始发射参数包括初始攻角和初始发射速度；所述的初始发射速度要确保分离前飞行器模型能够飞到设定的分离位置。

优选的，所述的初始发射速度取值范围10-15m/s。

优选的，步骤二中初始设定的分离位置为风洞观察窗的中间位置或者在改中间位置之前即靠近初始发射位置方向。

优选的，步骤六中优选调整初始发射参数/发射位置。

优选的，若步骤六中重新设定初始发射参数/发射位置时，

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程飞出观察窗上缘，则发射位置向下调整或者调整发射速度，即当初始发射参数中的攻角为正时，降低发射速度；为负时，增加发射速度；

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程飞出观察窗下缘，则发射位置向上调整或者调整发射速度，即当初始发射参数中的攻角为正时，增加发射速度；为负时，降低发射速度；

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程时冲出观察窗气流来流方向一侧，则降低初始发射速度，或者将初始发射位置向气流流动方向调整。

优选的，若步骤六中重新设定分离位置时，

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程飞出观察窗上缘，则分离位置向下调整；

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程飞出观察窗下缘，则分离位置向上调整；

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程时冲出观察窗气流来流方向一侧，则将分离位置向气流流动方向调整。

优选的，所述步骤四中各分离模型的初始发射位置为分离位置；各分离模型的初始发射参数在各分离模型在分离位置时刻的线速度、角速度基础上叠加各分离模型之间由分离系统给定的相对分离线速度、角速度。

优选的，通过仿真方法执行步骤一至步骤六，进而确定初始发射参数和初始发射位置以及分离位置。

本发明与现有技术相比有益效果为：

1、所述的级间分离风洞自由飞试验模型分离轨迹预估方法中，根据静态风洞吹风试验或数值模拟方法得到的分离前模型及各分离体模型在若干攻角下(应包括配平角)的阻力系数、升力系数以及俯仰力矩系数即可实现对级间分离风洞自由飞试验模型分离轨迹的预估，无需开展非定常数值模拟以及其他风洞特种试验，方法较为简单、实用、有效，使用方便，可大大节省试验成本。

2、所述的级间分离风洞自由飞试验模型分离轨迹预估方法中，在开展风洞自由飞试验前即可预估出模型在观察窗内的分离飞行轨迹，进而可根据预估得到的模型分离轨迹情况，决定是否调整以及如何调整模型初始发射参数或初始发射位置，以确保飞行器模型的整个分离过程及分离后各分离体的一定飞行轨迹均在风洞观察窗范围内,使得试验能够获取较多的有效信息，确保试验效果。

3、所述的级间分离风洞自由飞试验模型分离轨迹预估方法中，根据本发明给出的初始发射参数、发射位置以及分离位置的确定方法，以及当预估各分离体模型分离轨迹数据不满足试验要求时，初始发射参数、发射位置以及分离位置的调整方法，可以方便快速的通过本发明给出的仿真评估方法获得风洞试验所需的模型初始发射参数、发射位置以及分离位置。

附图说明

图1为本发明风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图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。

本发明公开了一种风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法，如图1所示，该方法至少包括：

步骤一、利用静态风洞吹风试验或者数值模拟得到分离前飞行器模型以及分离后各分离体模型的多个攻角和与所述攻角相对应的力学系数数据，并汇总得到所述攻角-力学系数表；所述力学系数包括：阻力系数C_D、升力系数C_L和俯仰力矩系数C_M。

优选的是，所述攻角-力学系数表中按照所述攻角值从小到大升序排列，即所述攻角-力学系数表中的攻角按照攻角值排列为θ₁、θ₂、θ₃、...θ_(N-1)、θ_N，所述当前初始攻角值θ₀位于(θ₁，θ_N)区间范围内。

步骤二、设定初始发射时刻，分离前飞行器模型的初始发射参数和发射位置值，以及分离前飞行器模型的分离位置；

设定t＝0时，分离前飞行器模型初始发射参数和发射位置值x₁₀＝x₀，y₁₀＝y₀，θ₁₀＝θ₀，其中，x₀，y₀分别为模型发射初始时刻模型在水平和竖直方向的初始线位移(也即初始发射位置值，通常均设置为零)，θ₀为模型的初始攻角(属于初始发射参数)；分别为初始时刻模型在水平和竖直方向的初始线速度和模型的初始俯仰角速度(属于初始发射参数)。

优选的，初始发射位置按照如下原则进行设定：若初始攻角为正，则初始发射位置位于观察窗迎着风洞来流方向的后方的下侧；若初始攻角为负，则初始发射位置位于观察窗迎着风洞来流方向的后方的上侧；若初始攻角为零，则初始发射位置位于观察窗迎着风洞来流方向的后方的中间。初始发射速度要确保分离前飞行器模型能够飞到设定的分离位置。取值范围10-15m/s。

初始设定的分离位置为风洞观察窗的中间位置或者在改中间位置之前即靠近初始发射位置方向。

步骤三、在攻角-力学系数表中获得飞行器模型初始攻角值θ₀下的力学系数，结合自由飞行试验的运动方程组以及风洞参数，预估分离前飞行器模型自由飞行试验飞行轨迹数据；

将所述攻角-力学系数表中按照所述攻角值从小到大升序排列，即所述攻角-力学系数表中的攻角按照攻角值排列为θ₁、θ₂、θ₃、...θ_(N-1)、θ_N；将所述攻角-力学系数表中的攻角所述攻角值划分出N-1个攻角子区间；

所述当前初始攻角值θ₀位于(θ₁，θ_N)区间范围内；并根据所述当前初始攻角值θ₀与所述攻角子区间的关系确定如何计算所述当前初始攻角值θ₀下的力学系数，其具体为：

若当前初始攻角值θ₀满足θ_(N-2)<θ₀<θ_(N-1)，则利用线性插值法在该(θ_(N-2),θ_(N-1))区间获得所述当前初始攻角值θ₀下的力学系数；当前初始攻角值θ₀满足θ₀＞θ_(N-1)，则利用线性插值法在该(θ_(N-1),θ_N)区间获得所述当前初始攻角值θ₀下的力学系数；当前初始攻角值θ₀满足θ₀<θ_(N-2)，则利用线性插值法在该(θ_(N-3),θ_(N-2))区间获得所述当前初始攻角值θ₀下的力学系数。

以所述当前初始攻角值θ₀满足(θ_(N-1),θ_N)为例，利用线性插值法所述当前初始攻角值θ₀下的力学系数的计算公式为：

其中，表示当前初始攻角值θ₀下的阻力系数；表示当前初始攻角值θ₀下的升力系数；表示当前初始攻角值θ₀下的俯仰力矩系数；和分别表示所述攻角-力学系数表中θ_(N-1)攻角下的阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数；和分别表示所述攻角-力学系数表中θ_N攻角下的阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数。

构建自由飞行试验的运动方程组，所述运动方程组为：

其中，m表示飞行器模型质量；g表示重力加速度；I表示模型转动惯量；s表示飞行模型参考面积；l表示参考长度；表示飞行模型的水平方向的线加速度；表示飞行模型竖直方向的线加速度；表示飞行器模型的角加速度；对所述运动方程组进行降阶，令x₁＝x,y₁＝y，θ₁＝θ,将运动方程组转化为如下形式的一阶常微分方程组初值问题：

将公式(1)代入公式(3)中将公式(3)改写为：

根据t＝0时，初始发射参数和发射位置值x₁₀＝x₀，y₁₀＝y₀，θ₁₀＝θ₀，利用Runge-Kutta法按照预定时间步长对所述运动方程组(4)进行时间积分，获得预估所述飞行器模型自由飞行试验飞行轨迹的方程组。将风洞参数和当前初始攻角值θ₀下的力学系数代入该方程组得到预估该飞行模型从所述风洞内预定起飞地点起飞后时间步长内的当前预估飞行轨迹数据；将所有所述前预估飞行轨迹数据汇总作为预估飞行轨迹数据；

步骤四、根据上述预估的分离前飞行器模型自由飞行试验飞行轨迹数据确定各分离模型在分离位置时刻的位置、攻角和线速度、角速度，根据上述各分离模型在分离位置时刻的位置、攻角和线速度、角速度确定各分离模型的初始发射位置和发射参数；

各分离模型的初始发射位置为分离位置；各分离模型的初始发射参数在各分离模型在分离位置时刻的线速度、角速度基础上叠加各分离模型之间由分离系统给定的相对分离线速度、角速度。

步骤五，针对各分离模型分别在攻角-力学系数表中获得分离模型初始攻角值θ₀下的力学系数，结合自由飞行试验的运动方程组以及风洞参数，预估分离模型分离轨迹数据；

步骤六，判断各分离体模型分离轨迹数据是否满足试验要求，若不满足，则重新设定步骤二中的初始发射参数/发射位置值，重新从步骤三开始执行，直至各分离体模型分离轨迹数据满足试验要求；或者重新调整分离位置，从步骤四开始执行，直至各分离体模型分离轨迹数据满足试验要求。

该步骤中优选调整初始发射参数/发射位置。具体如下：

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程飞出观察窗上缘，则发射位置向下调整或者调整发射速度，即当初始发射参数中的攻角为正时，降低发射速度；为负时，增加发射速度；

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程飞出观察窗下缘，则发射位置向上调整或者调整发射速度，即当初始发射参数中的攻角为正时，增加发射速度；为负时，降低发射速度；

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程时冲出观察窗气流来流方向一侧，则降低初始发射速度，或者将初始发射位置向气流流动方向调整。

若该步骤中重新设定分离位置时，

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程飞出观察窗上缘，则分离位置向下调整；

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程飞出观察窗下缘，则分离位置向上调整；

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程时冲出观察窗气流来流方向一侧，则将分离位置向气流流动方向调整。

本发明通过仿真方法执行上述步骤一至步骤六，仿真过程中已知所述风洞观察窗的观察范围相对于所述预定发射初始位点的空间位置信息；当所述当前预估各分离体飞行轨迹的水平方向的线位移落入所述空间位置信息的空间范围内时，则根据当前所预估飞行轨迹和所述空间位置信息判断所述当前预估各分离体分离轨迹是否位于所述观察范围内；所述当前预估各分离体分离轨迹位于所述观察范围内时，则满足所述试验要求。进而确定初始发射参数和初始发射位置以及分离位置

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (10)

1.一种级间分离风洞自由飞试验模型分离轨迹预估方法，其特征在于通过下述方式实现：

步骤一、确定分离前飞行器模型以及分离后各分离体模型的攻角-力学系数表；

步骤二、设定分离前飞行器模型自由飞行试验的初始发射参数和初始发射位置，设定分离前飞行器模型的分离位置；

步骤三、在攻角-力学系数表中获得飞行器模型初始攻角值θ₀下的力学系数，结合自由飞行试验的运动方程组以及风洞参数，预估分离前飞行器模型自由飞行试验飞行轨迹数据；

步骤四、根据上述预估的分离前飞行器模型自由飞行试验飞行轨迹数据确定各分离模型在分离位置时刻的位置、攻角和线速度、角速度，根据上述各分离模型在分离位置时刻的位置、攻角和线速度、角速度确定各分离模型的初始发射位置和发射参数；

步骤五，针对各分离模型分别在攻角-力学系数表中获得分离模型初始攻角值θ₀下的力学系数，结合自由飞行试验的运动方程组以及风洞参数，预估分离模型分离轨迹数据；

步骤六，判断各分离体模型分离轨迹数据是否满足试验要求，若不满足，则重新设定步骤二中的初始发射参数/发射位置值，重新从步骤三开始执行，直至各分离体模型分离轨迹数据满足试验要求；或者重新调整分离位置，从步骤四开始执行，直至各分离体模型分离轨迹数据满足试验要求。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤二中初始发射位置的设定：若初始攻角为正，则初始发射位置位于观察窗迎着风洞来流方向的后方的下侧；若初始攻角为负，则初始发射位置位于观察窗迎着风洞来流方向的后方的上侧；若初始攻角为零，则初始发射位置位于观察窗迎着风洞来流方向的后方的中间。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤二中初始发射参数包括初始攻角和初始发射速度；所述的初始发射速度要确保分离前飞行器模型能够飞到设定的分离位置。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述的初始发射速度取值范围10-15m/s。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤二中初始设定的分离位置为风洞观察窗的中间位置或者在改中间位置之前即靠近初始发射位置方向。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤六中优选调整初始发射参数/发射位置。

7.根据权利要求1或6所述的方法，其特征在于：若步骤六中重新设定初始发射参数/发射位置时，

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程飞出观察窗上缘，则发射位置向下调整或者调整发射速度，即当初始发射参数中的攻角为正时，降低发射速度；为负时，增加发射速度；

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程飞出观察窗下缘，则发射位置向上调整或者调整发射速度，即当初始发射参数中的攻角为正时，增加发射速度；为负时，降低发射速度；

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程时冲出观察窗气流来流方向一侧，则降低初始发射速度，或者将初始发射位置向气流流动方向调整。

8.根据权利要求1或6所述的方法，其特征在于：若步骤六中重新设定分离位置时，

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程飞出观察窗上缘，则分离位置向下调整；

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程飞出观察窗下缘，则分离位置向上调整；

若飞行器模型在分离前或者尚未完成分离过程时冲出观察窗气流来流方向一侧，则将分离位置向气流流动方向调整。

9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述步骤四中各分离模型的初始发射位置为分离位置；各分离模型的初始发射参数在各分离模型在分离位置时刻的线速度、角速度基础上叠加各分离模型之间由分离系统给定的相对分离线速度、角速度。

10.根据权利要求1-9之一所述的方法，其特征在于：通过仿真方法执行步骤一至步骤六，进而确定初始发射参数和初始发射位置以及分离位置。