CN111964862A - 一种机弹分离动力学相似风洞试验方法 - Google Patents

一种机弹分离动力学相似风洞试验方法 Download PDF

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张晨凯
王帅
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Abstract

本发明涉及一种机弹分离动力学相似风洞试验方法，目的是在风洞中实现对机弹动态分离过程的动力学相似模拟，得到飞机干扰流场作用下，载弹在分离过程中的运动/气动特性，属于试验空气动力学领域。包括步骤如下：(1)引入设计变量，得到工程适用的动力学相似参数设计方法；(2)按照动力学相似参数设计方法，得到载弹的动力学相似参数；(3)利用载弹的动力学相似参数，获得载弹的风洞试验模型；(4)在风洞试验过程中增加初始分离速度或者增加弹射力，对垂直加速度模拟不足进行试验修正，得到更接近真实的载弹分离运动特性结果。

Description

一种机弹分离动力学相似风洞试验方法
技术领域
本发明涉及的是一种机弹分离动力学相似风洞试验方法，属于试验空气动力学领域。
背景技术
机载武器在与飞机分离初期会受到飞机复杂的气动干扰效应，使其运动特性与在自由流场中有显著不同，极端情况会危机载机的安全。所以机载武器在挂飞之前有必要进行风洞模拟试验，对机弹相容性进行研究。风洞试验方法中有捕获轨迹和风洞模型投放试验两类，其中风洞模型投放试需要保证动力学相似准则。
在高速风洞中进行机弹分离动力学相似模型投放试验，相似准则中必须考虑气体的压缩效应对载弹分离运动位置和姿态的影响，马赫数是必须模拟的相似参数之一，这就使高速风洞机弹分离动力学相似参数关系复杂化，而机弹分离问题多数是在可压缩流动的范围，所以需要对高速风洞机弹分离动力学相似准则进行研究，建立工程适用的地面模拟方法。
目前，高速风洞模型投放试验普遍采用的模拟方法是重模型法和轻模型法。其中，重模型法保证了模型气动力与重力之比完全相似，保证了机弹分离运动中载弹下落位移的准确模拟，这是机弹干扰研究中应首要保证的。但是重模型法对模型的密度要求很高，工程上很难达到，这给重模型法的广泛应用带来了难度。轻模型法实际应用中较容易实现，但是存在垂直加速度模拟不足，对载弹下落的位移模拟不准确，使载弹在下落过程中受到的气动干扰模拟不真实，会导致姿态角不准确。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：本发明提供了一种机弹分离动力学相似风洞试验方法，能够在风洞中实现机弹分离的动力学相似模拟，通过引入设计变量，弥补常规重模型与轻模型法的不足，使工程应用中更容易实现动力学相似参数的模拟，并提供了对垂直加速度模拟不足进行修正的方法。
本发明所采用的技术方案是：一种机弹分离动力学相似风洞试验方法，包括如下步骤：
步骤一、根据分离投放动力学相似准则中重力与气动力之比相似的要求，引入设计变量kn，得到工程适用的动力学相似参数设计方法；
步骤二、按照动力学相似参数设计方法，得到载弹的动力学相似参数；
步骤三、利用载弹的动力学相似参数，获得载弹的风洞试验模型；
步骤四、在风洞试验过程中增加初始分离速度或者增加弹射力，对垂直加速度模拟不足进行修正，得到载弹分离运动特性模拟结果。
步骤一中，动力学相似参数设计方法的具体步骤如下：
步骤1.1、根据模型受到气动力与重力之比与飞行器实际受到气动力与重力之比相似原理，得到：
Figure BDA0002592472920000021
式中，Ym为风洞试验模型气动力，Ys为实际飞行器气动力，mm为风洞试验模型质量，ms为实际飞行器质量，gzm为风洞试验垂直加速度，gzs为实际飞行器垂直加速度；
步骤1.2、定义特征长度比
Figure BDA0002592472920000022
定义空气密度比
Figure BDA0002592472920000023
由
Figure BDA0002592472920000024
得：
Figure BDA0002592472920000025
其中，lm为风洞试验模型特征长度，ls为实际飞行器特征长度；ρm为风洞气体密度，ρs为真实飞行气体密度；Tm为风洞试验静温，Ts为真实飞行静温，ρmm为试验模型密度，ρss为真实飞行器密度；
步骤1.3、引入设计参变量kn，则方程
Figure BDA0002592472920000031
转化为：
Figure BDA0002592472920000032
得到
Figure BDA0002592472920000033
步骤二中，载弹的动力学相似参数包括风洞模型与实际飞行器的质量比、风洞试验时间和风洞模型转动惯量。
风洞模型与实际飞行器的质量比
Figure BDA0002592472920000034
其中，Vm为风洞试验模型体积，Vs为真实飞行器体积。
风洞试验时间
Figure BDA0002592472920000035
其中，ts为真实飞行时间。
风洞模型转动惯量
Figure BDA0002592472920000036
其中，Is为真实飞行器转动惯量。
步骤四中，增加的初始分离速度为：
Figure BDA0002592472920000037
其中，缺少的垂直加速度
Figure BDA0002592472920000038
t0为试验中需测试的时间长度。
步骤四中，增加的弹射力为：
Figure BDA0002592472920000039
其中，Lm为风洞试验模型中弹射力作用的距离。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
本发明提供了一种机弹分离动力学相似风洞试验方法，通过引入一个设计变量，弥补了常规重模型与轻模型法的不足，使工程应用中更容易实现对动力学相似参数的模拟，并通过推导提供了对垂直加速度模拟不足进行修正的方法，可以对风洞试验中垂直加速度模拟不足进行有效的修正。
附图说明
图1为机弹分离动力学相似风洞试验方法流程图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
实施例1
如图1所示，一种机弹分离动力学相似风洞试验方法，包括如下步骤：
(1)根据分离投放动力学相似准则中重力与气动力之比相似的要求，引入一个设计变量kn，得到一种工程适用的动力学相似参数设计方法。
动力学相似参数推导如下：
模型受到气动力与重力之比与飞行器实物相似，可表达为：
Figure BDA0002592472920000041
式中：Ym为风洞试验模型气动力，Ys为实际飞行器气动力，mm为风洞试验模型质量，ms为实际飞行器质量，gzm为风洞试验垂直加速度，gzs为实际飞行器垂直加速度。
公式(1)展开可得：
Figure BDA0002592472920000042
式中，ρm为风洞气体密度，ρs为真实飞行气体密度，M为马赫数，γ为气体比热比，R为气体常数；Tm为风洞试验静温，Ts为真实飞行静温，C为气动力系数，Srm为风洞试验模型参考面积，Srs为真实飞行器参考面积，ρmm为试验模型密度，ρss为真实飞行器密度，Vm为风洞试验模型体积，Vs为真实飞行器体积。
试验模型几何缩比为特征长度比，定义为
Figure BDA0002592472920000043
定义空气密度比
Figure BDA0002592472920000044
lm为风洞试验模型特征长度，ls为实际飞行器特征长度；风洞试验的气体介质也是空气，因此，模型和实物的气体比热比和气体常数都相同，超声速时需要马赫数相似，模型和实物的马赫数相等，则由公式(2)可得：
Figure BDA0002592472920000045
引入一个设计变量kn，则方程可转化为：
Figure BDA0002592472920000051
Figure BDA0002592472920000052
Figure BDA0002592472920000053
则式(3)中，如果kn＝1，则动力学相似参数与轻模型法得到的动力学相似参数接近，如果
Figure BDA0002592472920000054
则动力学相似参数与重模型法得到的动力学相似参数相等。
实际工程实现中，重模型法模型密度较难达到，则kn在
Figure BDA0002592472920000055
中取一个值，kn在能实现的情况下尽量接近
Figure BDA0002592472920000056
(2)按照动力学相似参数设计方法要求得到载弹的动力学相似参数；
载弹的动力学相似参数如下：
质量比为
Figure BDA0002592472920000057
风洞模型与飞行器实物在特定时间内所通过的距离之比等于特征长度比而姿态角相等，可表达为：
Figure BDA0002592472920000058
式中：xm为特定时间内风洞模型通过的距离，xs为特定时间内实际飞行器通过的距离，θm为特定时间内风洞模型变化的姿态角，θs为特定时间内实际飞行器变化的姿态角。
对式(4)展开可得到：
Figure BDA0002592472920000059
式中：tm为风洞试验时间，ts为真实飞行时间，Mzm为风洞试验模型气动力矩，Mzs为真实飞行器气动力矩，Im为风洞模型转动惯量，Is为真实飞行器转动惯量。
由公式(5)展开可得：
Figure BDA0002592472920000061
(3)在动力学相似参数的约束下设计风洞试验模型；
根据载弹的风洞试验模型的动力学相似参数和三维绘图软件，进行风洞试验模型的设计，获得风洞试验模型；
(4)风洞试验过程中增加初始分离速度或者增加弹射力，对垂直加速度模拟不足进行试验修正，得到更接近真实的载弹分离运动特性结果。
缺少的垂直加速度为：
Figure BDA0002592472920000062
g为重力加速度；
垂直加速度模拟不足进行试验修正，推导如下：
公式(6)中给出了缺少的垂直加速度，可以看出当
Figure BDA0002592472920000063
重模型法不需要垂直加速度修正，实际试验中kn在能实现的情况下尽量接近
Figure BDA0002592472920000064
这样修正量占的比例较小，修正后准确性越高。
设试验中需测试的时间长度为t0，采用增加初始分离速度的方法进行修正，则由修正的距离相等得：
Figure BDA0002592472920000065
式中：v'为风洞模型投放试验中需要修正的速度量。
可以得到：
Figure BDA0002592472920000066
风洞试验模型中弹射力作用的距离为Lm，则得到：
Figure BDA0002592472920000067
可以得到：
Figure BDA0002592472920000071
式中：Fm'为风洞模型投放试验中需要修正的弹射力的量值。
本发明的说明书(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。
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。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域技术人员的公知技术。

Claims (8)

1.一种机弹分离动力学相似风洞试验方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一、根据分离投放动力学相似准则中重力与气动力之比相似的要求，引入设计变量kn，得到工程适用的动力学相似参数设计方法；
步骤二、按照动力学相似参数设计方法，得到载弹的动力学相似参数；
步骤三、利用载弹的动力学相似参数，获得载弹的风洞试验模型；
步骤四、在风洞试验过程中增加初始分离速度或者增加弹射力，对垂直加速度模拟不足进行修正，得到载弹分离运动特性模拟结果。
2.根据权利要求1所述的一种机弹分离动力学相似风洞试验方法，其特征在于，步骤一中，动力学相似参数设计方法的具体步骤如下：
步骤1.1、根据模型受到气动力与重力之比与飞行器实际受到气动力与重力之比相似原理，得到：
Figure FDA0002592472910000011
式中，Ym为风洞试验模型气动力，Ys为实际飞行器气动力，mm为风洞试验模型质量，ms为实际飞行器质量，gzm为风洞试验垂直加速度，gzs为实际飞行器垂直加速度；
步骤1.2、定义特征长度比
Figure FDA0002592472910000012
定义空气密度比
Figure FDA0002592472910000013
由
Figure FDA0002592472910000014
得：
Figure FDA0002592472910000015
其中，lm为风洞试验模型特征长度，ls为实际飞行器特征长度；ρm为风洞气体密度，ρs为真实飞行气体密度；Tm为风洞试验静温，Ts为真实飞行静温，ρmm为试验模型密度，ρss为真实飞行器密度；
步骤1.3、引入设计参变量kn，则方程
Figure FDA0002592472910000016
转化为：
Figure FDA0002592472910000017
得到
Figure FDA0002592472910000018
3.根据权利要求1或2所述的一种机弹分离动力学相似风洞试验方法，其特征在于，步骤二中，载弹的动力学相似参数包括风洞模型与实际飞行器的质量比、风洞试验时间和风洞模型转动惯量。
4.根据权利要求3所述的一种机弹分离动力学相似风洞试验方法，其特征在于，风洞模型与实际飞行器的质量比
Figure FDA0002592472910000021
其中，Vm为风洞试验模型体积，Vs为真实飞行器体积。
5.根据权利要求4所述的一种机弹分离动力学相似风洞试验方法，其特征在于，风洞试验时间
Figure FDA0002592472910000022
其中，ts为真实飞行时间。
6.根据权利要求5所述的一种机弹分离动力学相似风洞试验方法，其特征在于，风洞模型转动惯量
Figure FDA0002592472910000023
其中，Is为真实飞行器转动惯量。
7.根据权利要求6所述的一种机弹分离动力学相似风洞试验方法，其特征在于，步骤四中，增加的初始分离速度为：
Figure FDA0002592472910000024
其中，缺少的垂直加速度
Figure FDA0002592472910000025
t0为试验中需测试的时间长度。
8.根据权利要求7所述的一种机弹分离动力学相似风洞试验方法，其特征在于，步骤四中，增加的弹射力为：
Figure FDA0002592472910000026
其中，Lm为风洞试验模型中弹射力作用的距离。
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