CN111551343B - 带栅格舵火箭子级全速域气动特性风洞试验设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于带栅格舵垂直回收火箭子级全速域气动特性风洞试验设计方法，包括以下步骤：按照第一缩比比例将火箭子级缩小后处理形成等效模型外形；按照第二缩比比例将栅格舵缩小后处理形成等效模型外形；将缩比后的栅格舵等效模型安装在缩比后的火箭子级等效模型上，开展气动力风洞试验，获取带栅格舵的火箭子级气动特性数据；本发明将全局大比例缩比和栅格舵局部等效的风洞试验方法相结合，栅格舵等效过程中考虑了等效过程栅格舵外边框对升力、阻力的贡献，将栅格舵与箭体的二次气动干扰量适当放宽，相关数值仿真和风洞试验结果表明，此种局部等效模拟的方法可以在低速、亚声速、超声速和高超声速时满足工程应用的要求。

Description

带栅格舵火箭子级全速域气动特性风洞试验设计方法

技术领域

本发明属于风洞试验技术领域，具体涉及到一种用于带栅格舵的垂直回收火箭子级全速域气动特性风洞试验等效模拟方法。

背景技术

发展基于栅格舵的火箭垂直回收技术是降低天地往返成本、有效应对空间威胁、提高快速进出空间能力的重要技术途径，具有广阔的民用市场需求和巨大的军事、经济、社会效益。以SpaceX为代表的商业航天公司率先实现了基于栅格舵的火箭子级可重复使用，大大降低了航天运输的成本。准确可靠的气动力数据是实现火箭子级稳定控制飞行和垂直定点回收的基础和前提，风洞试验是气动特性数据获取的重要手段之一。由于火箭上升段栅格舵处于折叠状态，为尽可能减小对火箭运载能力的影响，要求栅格舵的格片厚度较薄，而火箭一子级的箭体尺度往往较大，约在20m～100m的量级，在现有常规亚、跨、超和高超声速风洞尺寸下，如此小尺度的栅格舵安装在大尺度箭体上按照常规完全缩比的气动力风洞试验方法存在试验模型结构无法加工、强度无法满足要求等问题。

针对带栅格舵飞行器气动特性局部小尺度风洞试验模拟问题，现有技术主要有以下三种技术方法：第一种方法是通过局部放宽格片厚度的模拟方法，但该方法适用范围有局限性，在格片厚度变化较大时，会对栅格舵的法向力特性产生明显的影响；第二种方法是采用栅格舵全尺寸等效试验的方法，利用线性叠加的理论，获得带栅格舵飞行器的气动特性，但对于带栅格舵的火箭子级来说，该方法也不适用，原因是火箭子级头部具有非规则钝体特征，使得栅格舵前的局部马赫数与自由来流相差较大，全尺寸栅格舵风洞试验数据无法准确修正到整个飞行器上；第三种方法是采用栅格舵等效的模拟方式，在保证栅格翼外框高度和宽度不变的情况下，通过减少格子数目、增大格壁厚度和弦长来实现气动特性的等效(如公开的专利CN102829948B和公开的专利CN103592100A)，但该方法主要针对超声速来流，栅格舵内流动处于斜激波穿透状态，对于跨声速和亚声速时效果较差，且未考虑等效过程中由于外框尺寸变化而带来的升力面积变化，而火箭子级垂直回收过程属于高速再入飞行，会经历从亚声速到高超声速等不同飞行速度范围，需要准确获得亚、跨、超和高超声速阶段的气动特性。。

发明内容

本发明的目的是为了有效解决带栅格舵的火箭子级垂直回收构型宽速域飞行带来的气动特性风洞试验无法准确预测的难题，提出一种全速域气动特性模拟的风洞试验的设计方法。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种用于带栅格舵垂直回收火箭子级全速域气动特性风洞试验设计方法，包括以下步骤：

S1:按照第一缩比比例k₁将火箭子级缩小后处理形成等效模型外形；

S2:按照第二缩比比例k₂将栅格舵缩小后处理形成等效模型外形；

S3:将缩比后的栅格舵等效模型安装在缩比后的火箭子级等效模型上，开展气动力风洞

试验，获取带栅格舵的火箭子级气动特性数据；

其中：第一缩比比例k₁与第二缩比比例k₂不相等，且第二缩比比例k₂值小于第一缩比比例值。

在上述技术方案中，栅格舵的缩比包括以下步骤：

S21:根据第一缩比比例，获取缩比后的栅格舵厚度d_sb、弦长b_sb、格宽t_sb、外边框厚度h_sb、高度方向栅格数目M_sb和宽度方向栅格数目N_sb的理论值；

S22:根据风洞试验需求和被测模型的变形量要求确定栅格舵的格片气动载荷、冲击载荷以及栅格舵格片最小厚度d_min的真实值；

S23:确定栅格舵局部的第二缩比比例值k₂＝k₁×d_sb/d_min；

S24:根据第二缩比比例和第一缩比比例之比定义转换系数K＝K₂/K₁,从而确定等效栅格舵高度方向的栅格数目M_sb×K和宽度方向的栅格数目N_sb×K，当计算出来的等效栅格舵高度方向和宽度方向格子数目非整数时，按照舍去取整的原则，确定风洞试验等效栅格舵高度方向格子数目M₂和宽度方向格子数目N₂；

S25:将栅格舵进行等效处理,确定等效栅格舵的新弦长b₂、格子宽度t₂和外边框厚度h₂。

在上述技术方案中，所述栅格舵在第一缩比比例下的迎风面积、升力面积、格弦比与所述栅格舵在第二缩比比例后的迎风面积、升力面积、格弦比保持一致。

在上述技术方案中，栅格舵的等效过程包括：

在第一缩比比例下：

栅格舵迎风面积为：S_dsb＝S_栅格片dsb+S_外框dsb，升力面积为：S_Lsb＝S_栅格片Lsb+S_外框Lsb

格弦比为：b_sb/t_sb。

在第二缩比比例下：

栅格舵迎风面积为：S_d2＝S_栅格片d2+S_外框d2，升力面积为：S_L2＝S_栅格片L2+S_外框L2，

格弦比为：b₂/t₂；

S_dsb＝S_d2，S_Lsb＝S_L2，b_sb/t_sb＝b₂/t₂。

上式联立求解，即可求解得到等效栅格舵弦长b₂、格子宽度t₂和外框厚度h₂。

第二缩比比例下等效栅格舵的外轮廓宽度W₂和高度H₂可根据格子宽度t₂、高度方向格子数目M₂和宽度方向格子数目N₂、外框厚度h2、格壁厚度d_min共同确定，其中外框宽度方向尺寸

外框高度方向尺度

在上述技术方案中，在第二缩比比例后的栅格舵，其法向力和轴向力特性与原栅格舵一致，栅格舵的对应的临界马赫数缩比前后一致，全速域下的栅格舵流态缩比先后相一致。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

本发明将全局大比例缩比和栅格舵局部等效的风洞试验方法相结合，栅格舵等效过程中考虑了等效过程栅格舵外边框对升力、阻力的贡献，将栅格翼与箭体的二次气动干扰量适当放宽，相关数值仿真和风洞试验结果表明，此种局部等效模拟的方法在低速、亚声速、超声速和高超声速时法向力和轴向力的误差在5％以内，跨声速时的等效误差略大，法向力和轴向力的误差在10％以内，满足工程应用要求。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1为本发明提出的带栅格舵的火箭子级垂直回收构型全速域气动特性模拟风洞试验方法流程图；

图2为栅格舵局部等效前后的外形对比；

图3a、图3b为栅格舵局部等效前后气动特性随马赫数的变化曲线；

图4为等效栅格舵安装在火箭子级箭体上的外形图；

图5a、图5b为带栅格舵的火箭子级构型全速域气动特性模拟方法的风洞试验验证。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书(包括任何附加权利要求、摘要和附图)中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

根据风洞和模型尺寸及GJB 569-88高速风洞模型设计规范要求，风洞试验模型尺度缩比为1:25，即k1＝1/25。按照真实比例缩比后的栅格舵格子数为6X6，内框厚度为0.16mm，外框厚度为0.32mm，弦长为3.6mm，格子宽度为4.64mm，栅格舵格弦比约为1.289，栅格舵的外框尺寸约为40mm×40mm，缩比后的迎风面积为：S_dsb＝155.87mm²，升力面积为：S_Lsb＝1923.1mm²，具体外形见图2所示。

结合风洞试验气动载荷的和机械加工能力，确定风洞试验栅格舵格片的最小厚度为d_min＝0.2mm。

根据模型完全缩比后的栅格舵厚度d_sb和风洞试验模型栅格舵格片的最小厚度d_min，确定出栅格舵局部的第二缩比比例值k2＝4/125，从而得到第一缩比和第二缩比间的转换系数K＝0.8。

按照舍去取整的原则，确定风洞试验等效栅格舵高度和宽度方向的格子数目为4个。

根据迎风面积、升力面积和格弦比相等可以得到以下3个等式：

S_d2＝S_dsb＝155.87mm²

S_L2＝S_Lsb＝1923.1mm²

t₂/b₂＝t_sb/b_sb＝1.289

可以解得t₂＝6.7，b₂＝5.2，h₂＝0.465。

由此可知，等效后的栅格舵格子数为4X4，内框厚度为0.2mm，外框厚度为0.465mm，弦长为5.2mm，格子宽度为6.7mm，栅格舵格弦比约为1.289，栅格舵的外框尺寸约为38.8mm×38.8mm，具体外形见图2，左侧为等效前外形图，右侧为等效后外形图。

图3a/图3b给出了采用数值仿真手段计算得到的马赫数0～马赫数5范围内栅格舵等效前后轴向力和法向力随马赫数的变化规律对比曲线，可以看出，等效前后单独栅格舵上的气动力吻合较好，在低速、亚声速、超声速和高超声速时法向力和轴向力的误差在5％以内，跨声速时的等效误差略大，法向力和轴向力的误差在10％以内。

将新设计的等效栅格舵安装到缩比后的火箭箭体上，开展气动力风洞试验，等效栅格舵安装后的外形如图4所示。

图5a、图5b给出了将4x4等效栅格舵安装到火箭箭体上与原始6x6栅格舵安装到火箭箭体上在马赫数0.95时采用风洞试验手段测量得到的带栅格舵的火箭子级气动力对比，可以看出，采用本专利提出的等效模拟方法试验得到的轴向力和法向力数据与原始方案的气动力数据曲线基本重合，验证了本发明提出的技术方案的可行性。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (6)

1.带栅格舵火箭子级全速域气动特性风洞试验设计方法，其特征在于包括以下步骤：

S1:按照第一缩比比例K₁将火箭子级缩小后处理形成等效模型外形；

S2:按照第二缩比比例K₂将栅格舵缩小后处理形成等效模型外形；

S3:将缩比后的栅格舵等效模型安装在缩比后的火箭子级等效模型上，开展气动力风洞试验，获取带栅格舵的火箭子级气动特性数据；

其中：第一缩比比例K₁与第二缩比比例K₂不相等，且第二缩比比例K₂值小于第一缩比比例K₁；

确定所述第二缩比比例下的等效模型包括以下步骤：

S21:根据第一缩比比例K₁，获取缩比后的栅格舵厚度d_sb、弦长b_sb、格宽t_sb、外边框厚度h_sb、高度方向栅格数目M_sb和宽度方向栅格数目N_sb的理论值；

S22:根据风洞试验需求和被测模型的变形量要求确定栅格舵的格片气动载荷、冲击载荷以及栅格舵格片最小厚度d_min的真实值；

S23:确定栅格舵局部的第二缩比比例值K₂＝K₁×d_sb/d_min；

S24:根据第二缩比比例和第一缩比比例之比定义转换系数K＝K₂/K₁,从而确定等效栅格舵高度方向的栅格数目M_sb×K和宽度方向的栅格数目N_sb×K；

S25:将栅格舵进行等效处理,确定等效栅格舵的新弦长b₂、格子宽度t₂和外边框厚度h₂。

2.根据权利要求1所述的带栅格舵火箭子级全速域气动特性风洞试验设计方法，其特征在于所述栅格舵在第一缩比比例下的迎风面积、升力面积、格弦比与所述栅格舵在第二缩比比例后的迎风面积、升力面积、格弦比保持一致。

3.根据权利要求1或2所述的带栅格舵火箭子级全速域气动特性风洞试验设计方法，其特征在于栅格舵等效处理过程包括：

在第一缩比比例下：栅格舵迎风面积为：S_dsb＝S_栅格片dsb+S_外框dsb，升力面积为：S_Lsb＝S_栅格片Lsb+S_外框Lsb，格弦比为：b_sb/t_sb，

在第二缩比比例下：栅格舵迎风面积为：S_d2＝S_栅格片d2+S_外框d2，升力面积为：S_L2＝S_栅格片L2+S_外框L2，格弦比为b₂/t₂，

根据：S_dsb＝S_d2，S_Lsb＝S_L2，b_sb/t_sb＝b₂/t₂计算出等效栅格舵弦长b₂、格子宽度t₂。

4.根据权利要求3所述的带栅格舵火箭子级全速域气动特性风洞试验设计方法，其特征在于：在第二缩比比例下等效栅格舵的外轮廓宽度W₂和高度H₂可根据格子宽度t₂、高度方向格子数目M₂和宽度方向格子数目N₂、外框厚度h₂、栅格舵格片最小厚度d_min共同确定，具体如下：

外框宽度方向尺寸

外框高度方向尺度

5.根据权利要求1所述的带栅格舵火箭子级全速域气动特性风洞试验设计方法，其特征在于在第二缩比比例后的栅格舵，其法向力和轴向力特性与原栅格舵一致，栅格舵的对应的临界马赫数缩比前后一致，全速域下的栅格舵流态缩比先后相一致。

6.根据权利要求1所述的带栅格舵火箭子级全速域气动特性风洞试验设计方法，其特征在于等效栅格舵高度方向的栅格数目和宽度方向的栅格数目分别为整数，当计算出的数目非整数时，按照舍去原则取整。

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