CN111006845A - 一种大缩比栅格舵高速风洞试验模拟方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种大缩比栅格舵高速风洞试验模拟方法，根据原始大长细比栅格舵模型，建立三个满足风洞试验条件的缩比模型，分别为带栅格舵截短模型、无栅格舵截短模型和全尺寸缩比的无栅格舵模型；将三个缩比模型分别置于风洞中进行模拟试验，所使用的天平系统统一，以保证测量精度；通过风洞试验获取三个模型的试验数据，并对试验数据进行处理，最终获取原始模型的数据。本发明针对大长细比等直段较长的栅格舵模型，设计了带栅格舵的截短模型，优先保证的栅格舵的模型尺寸，同时模型长度满足风洞试验要求，截短前后栅格舵的气动特性基本不变，有效解决了大比例缩比栅格舵模型所遇到的加工问题和结构强度问题。

Description

一种大缩比栅格舵高速风洞试验模拟方法
技术领域
本发明属于实验空气动力学领域，涉及一种大缩比栅格舵高速风洞试验模拟方法。
背景技术
一般大缩比栅格舵模型在进行超声速风洞试验时，由于栅格舵载荷大、栅格壁薄等问题，如果取与弹身相同的缩比，即按完全几何相似的缩比设计带栅格舵的风洞试验模型，往往会遇到以下几个方面的问题：
(1)缩比后栅格壁的厚度很小，有的甚至小于0.1mm，给模型加工带来很多困难，甚至在加工工艺上很难实现；
(2)由于载荷大，缩比后栅格舵的强度和刚度都很弱，基本上无法满足高速暂冲式风洞试验的要求，模型在高速气流中很容易被破坏，特别是风洞启动时气流对模型的冲击引起栅格舵的损坏，造成试验失败；
(3)模型缩比后，边界层效应和实际模型有所差别造成气动特性模拟失真，甚至由于栅格间间距很小，造成气流的堵塞，无法真正模拟飞行器的气动特性。长细比较大的栅格舵模型在进行高速风洞试验时，由于缩比模型的格栅厚度较小、格栅间距较小等问题使得模型加工困难，同时模型结构强度难以满足高速风洞试验要求，风洞试验中无法真实模拟栅格舵模型的气动特性。
美国等技术发达国家具有4m量级以上的大型超声速风洞，在进行栅格舵风洞试验时可以做到几何尺寸的完全缩比。但在国内目前的主要超声速风洞为0.6m和1.2m量级，栅格舵在进行几何缩比时，为了达到试验要求缩小比例很大。这样大的缩比下，栅格舵壁厚较薄，模型加工工艺上很难实现，而且其结构强度无法满足试验要求。目前国内尚没有栅格舵飞行器大比例缩比模型高速风洞试验的成熟方法。
目前，国内为解决栅格舵的加工工艺和结构强度等问题，通常采用将栅格壁加厚的办法。经过试验对比分析，发现栅格壁加厚对法向力的影响不大，但阻力增加较明显。特别是在低超声速时，栅格壁加厚使得栅格舵的流通面积减小，容易发生气流拥塞，在栅格舵前形成较强的脱体激波，导致阻力急剧增加，压心前移，试验数据严重失真。
发明内容
本发明解决的技术问题是：为克服现有技术的不足，提出一种大缩比栅格舵高速风洞试验模拟方法，该方法适用于长细比较大且等直段较长的栅格舵模型，可以较好地模拟栅格舵的气动特性，同时解决了大比例缩比所遇到的加工问题和结构强度问题。
本发明解决技术的方案是：
一种大缩比栅格舵高速风洞试验模拟方法，该方法的步骤包括：
步骤一，根据原始大长细比栅格舵模型，建立三个满足风洞试验条件的缩比模型，分别为带栅格舵截短模型、无栅格舵截短模型和全尺寸缩比的无栅格舵模型；
全尺寸缩比的无栅格舵模型根据风洞试验要求选择适当的缩比；
带栅格舵截短模型根据气动载荷估算出栅格舵栅格壁所需的最小厚度，确定模型缩比，在确保不影响栅格舵气动性能的情况下，截短模型等直段长度，同时保证模型总长度满足风洞试验要求；
无栅格舵截短模型借用带栅格舵截短模型的弹身，将栅格舵拆除并封堵安装孔；
步骤二，将三个缩比模型分别置于风洞中进行模拟试验，所使用的天平系统统一，以保证测量精度；
步骤三，通过风洞试验获取三个模型的试验数据，并对试验数据进行处理，最终获取原始模型的数据。
优选的，所述带栅格舵截短模型和无栅格舵截短模型弹身等直段可截短的最大长度先通过数值计算的方法进行确认，确保截短前后栅格舵气动特性不变，并通过风洞试验的方法进行验证。
优选的，三套模型的风洞试验数据中，参考面积取缩比后模型等直段横截面积，参考长度取缩比后全弹长，力矩参考点取缩比后全弹顶点，然后将有栅格舵截短模型和无栅格舵截短模型气动力和力矩系数相减得到有弹体干扰的栅格舵的气动力和力矩系数，最终将该系数与全尺寸缩比的无栅格舵外形的气动力和力矩系数相加得到全弹气动力系数。
优选的，带栅格舵截短模型的栅格舵内部栅格壁厚不小于0.2mm，外框壁厚不小于0.3mm。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)对于大长细比栅格舵模型，为满足风洞对模型长度的要求，缩比后栅格舵壁厚变得非常薄，导致栅格舵的加工工艺难以实现，结构强度不满足要求等难题，目前国内通常采用将栅格壁加厚的办法，该方法破坏了模型的相似准则，很难准确模拟栅格翼的气动特性，尤其是阻力特性。本发明针对大长细比等直段较长的栅格舵模型，设计了带栅格舵的截短模型，优先保证的栅格舵的模型尺寸，同时模型长度满足风洞试验要求，截短前后栅格舵的气动特性基本不变，有效解决了大比例缩比栅格舵模型所遇到的加工问题和结构强度问题；
(2)本发明通过设计带栅格舵的截短模型，解决了大缩比模型因栅格舵尺寸过小造成气动特性模拟失真等问题，例如边界层效应和实际模型有所差别造成气动特性模拟失真，甚至由于栅格间距很小，造成气流的堵塞，无法真正模拟飞行器的气动特性；
(3)相比于等效模拟法，由于人为加厚了栅格舵壁厚，受激波和边界层等限制，只是用于高马赫数，本发明适用不同声速，只要确保截短等直段对栅格舵气动特性基本无影响即可；
(4)按常规试验方法，大长细比栅格舵模型在满足栅格舵加工工艺、结构强度等条件时，模型长度一般较长，只能在大尺寸风洞进行试验，本发明拓展了小尺寸风洞大长细比栅格舵外形的试验能力，节约试验成本。
附图说明
图1为本发明大长细比栅格舵全弹测力模型示意图；
图2为为本发明试验过程流程图。
具体实施方式
一种大缩比栅格舵高速风洞试验模拟方法，如图2所示，该方法的步骤包括：
步骤一，根据原始大长细比栅格舵模型，建立三个满足风洞试验条件的缩比模型，分别为图1所示的带栅格舵截短模型1、无栅格舵截短模型2和全尺寸缩比的无栅格舵模型3；
全尺寸缩比的无栅格舵模型3可根据风洞试验要求选择适当的缩比；带栅格舵截短模型1可根据气动载荷估算出栅格舵1-1栅格壁所需的最小厚度，从而确定模型缩比，通常栅格舵内部栅格壁厚不小于0.2mm，外框壁厚不小于0.3mm，在确保不影响栅格舵气动性能的情况下，适当截短模型等直段长度，同时保证模型总长度满足风洞试验要求；
无栅格舵截短模型2可借用带栅格舵截短模型1的弹身，将栅格舵1-1拆除并封堵安装孔即可。
步骤二，按常规风洞测力试验方法将三个缩比模型分别置于风洞中进行模拟试验，所使用的天平系统尽量统一，以保证测量精度；
步骤三，通过风洞试验获取三个模型的试验数据，并对试验数据进行处理，最终获取原始模型的数据；
所述带栅格舵截短模型1和无栅格舵截短模型2弹身等直段可截短的最大长度先通过数值计算的方法进行确认，确保截短前后栅格舵气动特性基本不变，并通过风洞试验的方法进行验证。
三套模型的风洞试验数据按一般风洞常规测力试验数据处理方法进行处理，计算参数要统一，如参考面积取缩比后模型等直段横截面积，参考长度取缩比后全弹长，含截短等直段的长度，力矩参考点取缩比后全弹顶点，含截短等直段的长度，然后将有栅格舵截短模型1和无栅格舵截短模型2气动力和力矩系数相减即可获得有弹体干扰的栅格舵的气动力和力矩系数。最终将该系数与全尺寸缩比的无栅格舵外形3的气动力和力矩系数相加即为全弹气动力系数。
实施例
针对某火箭栅格舵模型风洞试验，模型全长20m，栅格舵壁厚2mm，要求马赫数0.4～4.0，试验风动尺寸1.2m×1.2m，按国军标要求模型长度不大于风洞高度，模型缩比取1：20，模型长度1m，此时栅格舵厚度只有0.1mm，其强度很难满足风洞冲击载荷要求。因此按本方明试验方法进行后续试验，具体如下：
据原始栅格舵模型，建立三个满足风洞试验条件的缩比模型，分别为带栅格舵截短模型1、无栅格舵截短模型2和全尺寸缩比的无栅格舵模型3。
全尺寸缩比的无栅格舵模型3缩比取1：20，模型长度1m，满足试验要求；
带栅格舵截短模型1按栅格舵壁厚0.2mm设计，反推模型缩比为1：10，通过数值计算确定模型截短1m和0.8m，设计0.2m的延长段实现两个模型的互换；
无栅格舵截短模型2可借用带栅格舵截短模型1的弹身，将栅格舵1-1拆除并封堵安装孔即可。
以马赫数2.0为例，按常规风洞测力试验方法分别进行全尺寸缩比的无栅格舵模型3、带栅格舵截短1m模型1和无栅格舵截短1m模型2风洞试验，并对带栅格舵截短0.8m模型1和无栅格舵截短0.8m模型2模型进行直段截短长度进行验证试验；
通过风洞试验获取各个模型的试验数据，并对试验数据进行处理，最终获取原始模型的数据。所有模型的风洞试验数据按一般风洞常规测力试验数据处理方法进行处理，参考面积取缩比后模型等直段横截面积，参考长度取缩比后全弹长，含截短等直段的长度，全尺寸缩比的无栅格舵模型3参考长度为1m，其余模型参考长度为2m，力矩参考点取缩比后全弹顶点，含截短等直段的长度，然后分别将有栅格舵截短1m模型1和无栅格舵截短1m模型2气动力和力矩系数相减，有栅格舵截短0.8m模型1和无栅格舵截短0.8m模型2气动力和力矩系数相减，获得不同等直段截短长度有弹体干扰的栅格舵的气动力和力矩系数。结果表明通过截短0.8m和1m模型获得的有弹体干扰的栅格舵的气动力和力矩系数差别均在0.5％以内，说明本次试验选取的截短长度合。最后将该系数与全尺寸缩比的无栅格舵外形3的气动力和力矩系数相加即为全弹气动力系数。
该型号在2m量级风洞也进行了对比试验，模型缩比1：10，模型长度2m，两次试验结果偏差在1％以内，说明本发明试验方法可行。
本发明虽然已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，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (4)

1.一种大缩比栅格舵高速风洞试验模拟方法，其特征在于，该方法的步骤包括：
步骤一，根据原始大长细比栅格舵模型，建立三个满足风洞试验条件的缩比模型，分别为带栅格舵截短模型(1)、无栅格舵截短模型(2)和全尺寸缩比的无栅格舵模型(3)；
全尺寸缩比的无栅格舵模型(3)根据风洞试验要求选择适当的缩比；
带栅格舵截短模型(1)根据气动载荷估算出栅格舵(1-1)栅格壁所需的最小厚度，确定模型缩比，在确保不影响栅格舵气动性能的情况下，截短模型等直段长度，同时保证模型总长度满足风洞试验要求；
无栅格舵截短模型(2)借用带栅格舵截短模型(1)的弹身，将栅格舵(1-1)拆除并封堵安装孔；
步骤二，将三个缩比模型分别置于风洞中进行模拟试验，所使用的天平系统统一，以保证测量精度；
步骤三，通过风洞试验获取三个模型的试验数据，并对试验数据进行处理，最终获取原始模型的数据。
2.根据权利要求1所述的一种大缩比栅格舵高速风洞试验模拟方法，其特征在于：所述带栅格舵截短模型(1)和无栅格舵截短模型(2)弹身等直段可截短的最大长度先通过数值计算的方法进行确认，确保截短前后栅格舵气动特性不变，并通过风洞试验的方法进行验证。
3.根据权利要求1所述的一种大缩比栅格舵高速风洞试验模拟方法，其特征在于：三套模型的风洞试验数据中，参考面积取缩比后模型等直段横截面积，参考长度取缩比后全弹长，力矩参考点取缩比后全弹顶点，然后将有栅格舵截短模型(1)和无栅格舵截短模型(2)气动力和力矩系数相减得到有弹体干扰的栅格舵的气动力和力矩系数，最终将该系数与全尺寸缩比的无栅格舵外形(3)的气动力和力矩系数相加得到全弹气动力系数。
4.根据权利要求1所述的一种大缩比栅格舵高速风洞试验模拟方法，其特征在于：带栅格舵截短模型(1)的栅格舵内部栅格壁厚不小于0.2mm，外框壁厚不小于0.3mm。
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