CN110398342B - 飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法 - Google Patents

飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法：(1)、基于风洞试验分离与真实飞行器分离运动轨迹角位移相等，推算出时间缩比kt与质量缩比km的关系式；(2)、根据风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹水平线位移相似，计算出质量缩比km；(3)、根据风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹竖直位移相似，推导风洞实验模型初始分离速度v0m与真实飞行器分离运动时间ts的关系；(4)、将当真实飞行器分离距离为分离影响临界距离时对应的真实飞行器分离运动时间ts代入模型初始分离速度与真实飞行器分离运动时间ts的关系式，从而确定最终的模型初始分离速度v0m。本发明减小了模型线位移与角位移不对应性，提高了试验可信度。

Description

飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法
技术领域
本发明涉及自由飞试验参数，尤其涉及一种飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法，属于航空航天工程领域。
技术背景
飞行器模型风洞试验在飞行器研制初期发挥着重要作用，风洞试验的一大特征是将真实飞行器的各种参数进行相似缩比，针对缩比模型进行试验，试验所得数据经相似缩比公式反向运算便可得真实飞行器的各类气动参数。风洞自由飞分离试验是一种非定常试验手段，由于试验模型没有支撑干扰，可更真实的模拟实际分离特性，常应用于飞行器多体分离及气动干扰问题研究，例如飞行器外挂物投放、内埋武器弹射、级间分离、子母弹抛撒、抛壳抛罩等。相似律是风洞试验至关重要的影响因素，要想试验模拟的准确，风洞试验相似律需经过严格的数学推导。
风洞自由飞模型试验中，模型尺寸往往比真实飞行器小很多，实际中经常需将几米长的真实导弹缩比成圆珠笔长短粗细尺寸的试验模型。风洞模型虽满足外形相似，但由于模型各物理量具有相关性，模型缩小后要求其具有极高重力加速度。以往风洞试验表明，试验所需的重力加速度约为10g-30g之间，也就是普通重力加速度(g＝9.8m/s2)的10到30倍。由于无法满足重力方向的加速度相似要求，以往的风洞试验加速度等于重力加速度，从而导致模型竖直方向运动的线位移与角位移不对应。在重点考虑的模型分离区内，存在着复杂的激波干扰流动，线位移直接影响模型处在哪个干扰区，而角位移在气动领域则是非常重要的一个参数，直接影响模型气动力的大小。因此以往试验并不能完全满足相似律要求，且试验误差较大，试验结果精度及准度一直深受外界质疑。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法，根据动力学及运动学推导出无风状态针对高速风洞分离自由飞试验的运动方程，得到保证风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹相似所需的模型质量特性参数及初始分离速度的求解方程。
本发明的技术解决方案是：飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法，用来确定风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动相似所需的模型质量特性缩比及初始分离速度，该方法包括如下步骤：
(1)、基于风洞试验分离与真实飞行器分离运动轨迹角位移相等，得到风洞实验模型与真实飞行器的角加速度缩比
Figure BDA0002131911380000021
和时间缩比kt的关系式，再根据角加速度缩比
Figure BDA0002131911380000022
与质量缩比km的关系式，推算出风洞实验模型与真实飞行器时间缩比kt与质量缩比km的关系式；
(2)、根据风洞实验模型与真实飞行器的时间缩比kt和密度缩比kρ，风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹水平线位移相似，计算出风洞实验模型质量缩比km；
(3)、根据风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹竖直位移相似、风洞实验模型长度缩比kl与时间缩比kt的关系式，推导风洞实验模型初始分离速度v0m与真实飞行器分离运动时间ts的关系；
(4)、将当真实飞行器分离距离为分离影响临界距离时对应的真实飞行器分离运动时间ts代入模型初始分离速度与真实飞行器分离运动时间ts的关系式，从而确定最终的模型初始分离速度v0m。
所述风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹角位移相似律为角位移相等，即满足如下约束条件：
Figure BDA0002131911380000023
式中，kθ为角度缩比，kt为时间缩比、
Figure BDA0002131911380000024
角速度缩比、
Figure BDA0002131911380000031
为角加速度缩比。
所述角加速度缩比
Figure BDA0002131911380000032
与质量缩比km的关系式为：
Figure BDA0002131911380000033
式中，
Figure BDA0002131911380000039
为来流动压比；km质量缩比；kl为长度缩比。
所述风洞实验模型时间缩比kt与质量缩比km的关系式为：
Figure BDA0002131911380000034
式中，
Figure BDA00021319113800000310
为来流动压比；km质量缩比；kl为长度缩比。
所述出风洞实验模型质量缩比km为：
Figure BDA0002131911380000035
式中，kρ为密度缩比，kl为长度缩比。
所述风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹竖直位移相似为：
Figure BDA0002131911380000036
式中，kl为长度缩比；tm为风洞试验的分离运动时间，即从初始位置到分离位置的运动时间。v0m为风洞试验初始分离速度，ts为真实飞行器分离运动时间，v0s为真实飞行器初始分离速度，g为重力加速度。
模型初始分离速度v0m与真实飞行器分离运动时间ts的关系为：
Figure BDA0002131911380000037
其中，kT为环境温度缩比，ts为真实飞行器分离运动时间，tm为风洞试验的分离运动时间，g为重力加速度。
最终的模型初始分离速度v0m为：
Figure BDA0002131911380000038
式中，kT为环境温度缩比，ts为真实飞行器分离运动时间，tm为风洞试验的分离运动时间，g为重力加速度，l0为真实飞行器分离距离为分离影响临界距离，kl为长度缩比。
所述分离影响临界距离设置为分离模型的参考长度。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)、本发明根据动力学及运动学推导出了无风状态针对高速风洞分离自由飞试验的角度相等和位移相似特性，得到了保证风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹相似所需的模型质量特性参数及初始分离速度的求解方程。只要满足模型质量和分离速度要求，便可保证试验的准确性。
(2)、本发明减小了线位移与角位移不对应性，提高了试验可信度。线位移和角位移是对分离非常重要的两个参数，以往试验由于线加速度不足只能保证角位移相似，而线位移误差极大。通过相似律的重新推导，克服了以往试验相似律轻模型法需要极大提高竖直方向加速度而无法实现、重模型法无法加工的窘境，从而大大提高自由飞试验的可信度。
(3)、本发明分离模型无实物干扰，保证模型自由运动。通过合理推导相似律设计方法，达到在无支撑干扰条件下保证分离模型完全自由，优势显著。
(4)、只要同时满足模型质量和分离速度要求，便可保证试验的准确性，本发明克服了以往试验相似律轻模型法需要极大提高竖直方向加速度而无法实现、重模型法无法加工的窘境。
附图说明
图1为本发明实施例流程图。
具体实施方式
下面结合附图进一步阐述本发明。
本发明提供了飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法，用来确定风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动相似所需的模型质量特性参数及初始分离速度，其特征在于包括如下步骤：
(1)、基于风洞试验分离与真实飞行器分离运动轨迹角位移相等，得到风洞实验模型与真实飞行器的角加速度缩比
Figure BDA0002131911380000051
和时间缩比kt的关系式，再根据角加速度缩比
Figure BDA0002131911380000052
与质量缩比km的关系式，推算出风洞实验模型与真实飞行器时间缩比kt与质量缩比km的关系式。
风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹相似的约束条件为：模型运动的角位移相等，线位移成比例。
所述风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹角位移相等，即满足如下约束条件：
Figure BDA0002131911380000053
式中，kθ为风洞试验模型与真实飞行器的角度缩比，kt为风洞试验模型与真实飞行器的时间缩比、
Figure BDA0002131911380000054
风洞试验模型与真实飞行器的角速度缩比、
Figure BDA0002131911380000055
为风洞试验模型与真实飞行器的角加速度缩比。
所述风洞试验模型与真实飞行器的角加速度缩比
Figure BDA0002131911380000056
和质量缩比 km的关系式为：
Figure BDA0002131911380000057
式中，kM为风洞试验模型与真实飞行器所受俯仰力矩之比，且有行业通用公式
Figure BDA0002131911380000058
kI为风洞试验模型与真实飞行器转动惯量之比，
Figure BDA0002131911380000059
为风洞试验模型与真实飞行器来流动压比。km为风洞试验模型与真实飞行器质量缩比；kl为风洞试验模型与真实飞行器长度缩比。
因此，角位移相似需满足：
Figure BDA0002131911380000061
推导运动时刻相似：
Figure BDA0002131911380000062
可求得时间缩比kt与质量缩比的关系为：
Figure BDA0002131911380000063
式中，
Figure BDA0002131911380000069
为来流动压比；km质量缩比；kl为长度缩比。
(2)、根据风洞实验模型与真实飞行器的时间缩比kt和密度缩比kρ，风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹水平线位移相似，计算出风洞实验模型质量缩比km；
将风洞实验模型与真实飞行器时间缩比kt与质量缩比km的关系式代入角位移相似律可以得出：
kθ＝1
Figure BDA0002131911380000064
Figure BDA0002131911380000065
根据已有公式
Figure BDA0002131911380000066
Figure BDA0002131911380000067
为风洞试验模型与真实飞行器所处流场气流速度缩比，kρ为风洞试验模型与真实飞行器所处流场气流密度缩比，再结合公式kt＝kl/kv，则有
根据时间相似可求得风洞实验模型质量缩比km为：
Figure BDA0002131911380000068
(3)、根据风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹竖直位移相似、风洞实验模型长度缩比kl与时间缩比kt的关系式，推导风洞实验模型初始分离速度v0m与真实飞行器分离运动时间ts的关系；
真实飞机挂载物分离时和模型分离时水平位移的计算公式均为：
Figure BDA0002131911380000071
ax＝q∞·S/m
Figure BDA0002131911380000072
式中，ax为水平加速度，q∞为来流动压，S为分离物的参考面积； m为分离物的质量；
竖直位移均为：
Figure BDA0002131911380000073
假设v0是初始分离速度。加下标s则为真实飞行器初始分离速度，加下标m则为风洞试验初始分离速度。那么，所述风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹竖直位移相似为：
Figure BDA0002131911380000074
式中，kl为长度缩比；tm为风洞试验的分离运动时间，即从初始位置到分离位置的运动时间。v0m为风洞试验初始分离速度，ts为真实飞行器分离运动时间，v0s为真实飞行器初始分离速度，g为重力加速度。
另：
Figure BDA0002131911380000075
kv为速度缩比，kT为环境温度缩比。
化简得：
Figure BDA0002131911380000076
进而有：
Figure BDA0002131911380000081
进而有：
Figure BDA0002131911380000082
其中，kT为环境温度缩比，ts为真实飞行器分离运动时间，tm为风洞试验的分离运动时间，g为重力加速度。
(4)、将当真实飞行器分离距离为分离影响临界距离时对应的真实飞行器分离运动时间ts代入模型初始分离速度与真实飞行器分离运动时间ts的关系式，从而确定最终的模型初始分离速度v0m。
令所述分离影响临界距离设置为分离模型的参考长度l0，可求出最终的模型初始分离速度：
Figure BDA0002131911380000083
式中，kT为环境温度缩比，ts为真实飞行器分离运动时间，tm为风洞试验的分离运动时间，g为重力加速度，l0为真实飞行器分离距离为分离影响临界距离，kl为长度缩比。
本说明书中未进行详细描述部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (9)

1.飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法，用来确定风洞试验分离轨迹与飞机挂载物分离运动相似所需的模型质量特性缩比及初始分离速度，其特征在于包括如下步骤：
(1)、基于风洞试验分离与飞机挂载物分离运动轨迹角位移相等，得到风洞实验模型与飞机挂载物的角加速度缩比
Figure FDA0002860761620000011
和时间缩比kt的关系式，再根据角加速度缩比
Figure FDA0002860761620000012
与风洞实验模型质量缩比km的关系式，推算出风洞实验模型与飞机挂载物时间缩比kt与风洞实验模型质量缩比km的关系式；
(2)、根据风洞实验模型与飞机挂载物的时间缩比kt和密度缩比kρ，风洞试验分离轨迹与飞机挂载物分离运动轨迹水平线位移相似，计算出风洞实验模型质量缩比km；
(3)、根据风洞试验分离轨迹与飞机挂载物分离运动轨迹竖直位移相似、风洞实验模型长度缩比kl与时间缩比kt的关系式，推导风洞实验模型初始分离速度v0m与飞机挂载物分离运动时间ts的关系；
(4)、将当飞机挂载物分离距离为分离影响临界距离时对应的飞机挂载物分离运动时间ts代入模型初始分离速度与飞机挂载物分离运动时间ts的关系式，从而确定最终的风洞实验模型初始分离速度v0m。
2.根据权利要求1所述的飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法，其特性在于所述风洞试验分离轨迹与飞机挂载物分离运动轨迹角位移相似律为角位移相等，即满足如下约束条件：
Figure FDA0002860761620000013
式中，kθ为角度缩比，kt为时间缩比、
Figure FDA0002860761620000014
角速度缩比、
Figure FDA0002860761620000021
为角加速度缩比
3.根据权利要求1所述的飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法，其特性在于所述角加速度缩比
Figure FDA0002860761620000022
与风洞实验模型质量缩比km的关系式为：
Figure FDA0002860761620000023
式中，
Figure FDA0002860761620000027
为来流动压比；km为风洞实验模型质量缩比；kl为长度缩比。
4.根据权利要求1所述的飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法，其特性在于所述风洞实验模型时间缩比kt与风洞试验模型质量缩比km的关系式为：
Figure FDA0002860761620000024
式中，
Figure FDA0002860761620000028
为来流动压比；km为风洞实验模型质量缩比；kl为长度缩比。
5.根据权利要求1所述的飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法，其特性在于所述风洞实验模型质量缩比km为：
Figure FDA0002860761620000025
式中，kρ为密度缩比，kl为长度缩比。
6.根据权利要求1所述的飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法，其特性在于所述风洞试验分离轨迹与飞机挂载物分离运动轨迹竖直位移相似为：
Figure FDA0002860761620000026
式中，kl为长度缩比；tm为风洞试验的分离运动时间，即从初始位置到分离位置的运动时间，v0m为风洞实验模型 初始分离速度，ts为飞机挂载物分离运动时间，v0s为飞机挂载物初始分离速度，g为重力加速度。
7.根据权利要求6所述的飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法，其特性在于风洞实 验模型初始分离速度v0m与飞机挂载物分离运动时间ts的关系为：
Figure FDA0002860761620000031
其中，kT为环境温度缩比，ts为飞机挂载物分离运动时间，tm为风洞试验的分离运动时间，g为重力加速度。
8.根据权利要求6所述的飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法，其特性在于最终的风洞实验模型 初始分离速度v0m：
Figure FDA0002860761620000032
式中，kT为环境温度缩比，ts为飞机挂载物分离运动时间，tm为风洞试验的分离运动时间，g为重力加速度，l0为飞机挂载物分离距离为分离影响临界距离，kl为长度缩比。
9.根据权利要求1所述的飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法，其特性在于所述分离影响临界距离设置为分离模型的参考长度。
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