CN112016164A - 一种航天模型飞行试验布局、及其轴对称头锥区域构型和设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航天模型飞行试验布局、及其轴对称头锥区域构型和设计方法，利用成熟轴对称助推飞行器作为飞行试验平台，将其轴对称头锥区域外形进行局部替换重新设计，而飞行试验平台的结构、控制、动力等硬件系统均与原飞行器保持一致；替换的局部头锥外形为沿纵向体轴轮换对称构型，从头部到尾部分为四段。第一段为球头锥构型，第二段为圆截面转正多边形截面构型，第三段为正多边形裙构型，第四段为正多边形截面转圆截面构型，其中第一段球头锥构型用于相关材料考核飞行试验，第三段为相关流动研究测量试验段，第二段、第四段为相应的过渡连接段。该航天模型飞行试验充分利用现有成熟技术，可极大地节约设计成本，缩短设计周期。

Description

一种航天模型飞行试验布局、及其轴对称头锥区域构型和设 计方法

技术领域

本发明涉及飞行器气动特性研究及气动布局设计技术领域，具体涉及一种可用于高超声速空气动力学流动研究及相关测量的航天模型飞行试验方案及其布局设计方法。

背景技术

模型飞行试验(又称“飞行风洞”)是空气动力学研究的三大手段之一，与另外两种研究手段(计算机数值模拟和地面风洞实验)密切配合、优势互补、形成闭环，是航空航天飞行器气动布局设计的最重要技术支撑。在空气动力学，特别是高超声速空气动力学研究领域，模型飞行试验在获取真实飞行环境下测试数据方面具有不可替代的重要作用。当前，我国的高超声速飞行器研制正在由仿制、跟踪、再现的发展模式，转向自行设计、自主创新的发展新阶段，有大量的高超声速流动基础问题(如复杂外形飞行器气动力/热、高温真实气体效应、多尺度跨流域流动、边界层转捩、激波-边界层干扰等)亟待研究，亟需大量的模型飞行试验为其提供可靠的真实飞行条件下的气动测试数据。

模型飞行试验与另外两种研究手段相比，存在成本高、周期长等缺点。模型飞行试验通常需要根据任务的需求对试验飞行器(包括飞行试验模型和助推器等)整体进行耦合式的布局设计，其设计过程中需要在匹配条件下对各组件外形进行反复迭代，这使得试验模型的设计周期十分漫长，研制成本也较高。上述缺点已成为制约模型飞行试验技术发展的关键因素之一，迫切需要发展一种设计成本低、研制周期短、通用性强的航天模型飞行试验方案，以应对日益增长的飞行试验任务需求。

发明内容

本发明的目的是基于模块化设计思路，充分借鉴成熟技术，提出一种航天模型飞行试验方案及其布局设计方法，降低航天模型飞行试验成本，缩短其研制周期。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种航天模型飞行试验布局，根据模型飞行试验任务的需求，选取合适的、成熟的轴对称助推飞行器作为航天模型飞行试验平台，对将其轴对称头锥区域外形进行局部替换设计，而飞行试验平台的结构、控制、动力等硬件系统均与原飞行器保持一致，仅需根据相关研究需求，对飞行弹道进行重新规划设计。

一种轴对称头锥区域构型，轴对称头锥区域外形采用沿纵向体轴的轮换对称构型进行替换，对称轮换构型从头部到尾部分为四段：第一段为球头锥构型，第二段为圆截面转正多边形截面构型，第三段为正多边形裙构型，第四段为正多边形截面转圆截面构型，基本外形如附图2所示。

在上述技术方案中，第一段球头锥构型用于相关材料考核飞行试验，第三段为相关流动研究测量试验段，第二段、第四段为相应的过渡连接段。

在上述技术方案中，替换后的沿纵向体轴轮换对称构型总长度与轴对称头锥长度一致，后端面的直径与助推器的直径一致。

一种用于替换轴对称头锥区域的沿纵向体轴轮换对称构型的设计方法，包括以下步骤：

S1：给定试验模型的设计总长度L，以及四段构型的长度L₁，L₂，L₃，L₄，试验模型总长度L与现有助推飞行器头锥长度相一致，如附图2所示，上述长度约束满足：

L＝L₁+L₂+L₃+L₄ (1)

S2：对于第一段构型，给定头部半径R_h，头部球面切角θ，如附图3所示，可得头部球面的部分圆弧段角度为90°-θ，球头底部半径R₁满足：

R₁＝R_h·cosθ (2)

圆锥底部半径R₂满足：

R₂＝R₁+(L₁-R_h+R_h·sinθ)·tanθ (3)

S3：对于第二段构型，给定底部正多边形边数N，多边形边长a₁，底部正多边形截面的形心布置在试验模型的纵向体轴上，如附图4所示，可得该正多边形的内切圆的半径R_it1为：

在本方法中，规定R_it1与R₂满足约束：

R₂≤R_it1 (5)

S4：对于第三段构型，其底部正多边形边数为N，给定多边形边长a₂，底部正多边形截面的形心布置在试验模型的纵向体轴上，底部和头部的正多边形的各边一一对应且平行，为正多边形裙构型，如附图5所示，可以得到底部正多边形的内切圆的半径R_it2为：

底部正多边形的外接圆的半径R_oc2为：

在本方法中，规定R_it2与R_it1满足约束：

R_it1≤R_it2 (8)

S5：对于第四段构型，给定任意的已有助推器方案，以助推器头部圆柱段的直径φ作为试验模型的径向尺寸约束，φ即为试验模型底部截面的装填内径，如附图6所示。在本方法中，规定φ与R_it2满足约束：

S6：对于第二、第三和第四段构型，各自有数量为N的棱边。给定圆角半径R_ra，并在所有棱边处采用半径为R_ra的圆角进行光滑过渡，如附图7所示。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

本发明采用了模块化的设计思路，利用了助推器的径向尺寸和现有导弹头锥长度作为约束，提出的局部替换沿纵向体轴轮换对称构型对现有飞行平台的气动特性影响较小，可充分借鉴现有成熟技术和飞行控制系统，减少设计迭代的工作量，缩短设计周期，降低设计成本。

本发明设计的沿体轴轮换构型第三段飞行试验测量段为多个面对称/轮换对称的、大面积的平面，方便相关测量传感器的安装，且通过在平面上可安装小的局部部件或凸起，用于构造相关流动特征，满足研究需求，这些大平面的尺度可结合研究需要在约束范围内进行调整。

本发明采用了参数化设计思想，有多个几何参数可根据总体设计、气动设计或任务需求进行优化和调整。

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是航天模型飞行试验整体外形图；

图2是替换的轮换对称构型各段示意图；

图3是第一段构型外形及其设计参数；

图4是第二段构型外形及其设计参数；

图5是第三段构型外形及其设计参数；

图6是第四段构型外形及其设计参数；

图7是替换的轮换对称构型外形图；

其中：1是纵向体轴，2是第二段头部圆截面，3是第二段底部正多边形截面，4是第二段的正多变形，5是第二段正多变形内切圆，6是第三段头部正多边形截面，7是第三段的底部正多边形截面，8是第三段底部正多边形外接圆，9是第三段底部正多变形内切圆，10是第三段头部正多变形内切圆，11是第三段的正多边形，12是第四段头部正多边形截面，13是第四段底部圆截面，14是第四段头部正多变形外接圆，15是圆角半径。

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。

首先根据航天模型飞行试验任务需求，选取合适的、成熟的轴对称助推器作为飞行试验的基本平台，试验平台选取时需从动力、结构、控制等方面综合选取，在本实施例中，选取的火箭发动机直径为0.375mm，飞行器的头锥长度为1471.5mm，通过相应的弹道评估，满足航天模型飞行任务需求。

以火箭发动机直径和飞行器的头锥长度为约束，对现有助推飞行器的轴对称头锥区域采用沿纵向体轴的轮换对称构型进行替换，对称轮换构型沿纵向从头到尾分为四段：第一段为球头锥构型，第二段为圆截面转正多变形截面构型，第三段为正多边形裙构型，第四段为正多变形截面转圆截面构型，本发明提出的航天模型飞行试验整体外形如图1所示。

替换后的沿纵向体轴轮换对称构型总长度与轴对称头锥长度一致，后端面的直径与助推器的直径一致。

根据本说明书记载的一种用于替换轴对称头锥区域的沿纵向体轴轮换对称构型的设计方法，对技术方案进实施：

根据S1，给定试验模型的设计长度L＝1471.5mm，四段构型的长度尺寸分别为L₁＝400mm，L₂＝200mm，L₃＝500mm，L₄＝396.5mm。上述长度约束满足式(1)。

根据S2，给定第一段构型的球头半径R_h＝10mm，以及头部球面切角θ＝10°。可得头部球面的部分圆弧段角度为80°。根据式(2)可得R₁＝9.85mm。根据式(3)可得R₂＝78.92mm。由上述截面外形可得到一球头锥外形。

根据S3，给定第二段构型的底部正多边形边数N＝8，边长a₁＝87mm。将该正多边形截面的形心布置在试验模型的纵向体轴上。由此得到根据式(4)可得R_it1＝105.02mm，易知R_it1与R₂满足不等式约束式(5)。由上述截面外形可得到一圆转正八边形外形。

根据S4，给定第三段构型的底部正多边形边长a₂＝130mm。该正多边形的边数N＝8。将该正多边形截面的形心布置在试验模型的纵向体轴上，并使该正多边形与第三段头部的正多边形的各边一一对应且平行，共同构成一正多边形裙外形。根据式(6)可得R_it2＝156.93mm，易知R_it2和R_it2满足不等式约束式(8)。根据式(7)可得R_oc2＝169.86mm。

根据S5，给定助推器头部圆柱端半径φ＝375mm。易知φ和R_oc2满足不等式约束式(9)。由上述截面外形可得到一正八边形转圆外形。

根据S6，给定棱边处的圆角半径R_ra＝10mm。由此得到棱边处采用圆角过渡的试验标模最终外形，设计的替换的轮换对称构型如附图7所示。

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)

1.一种航天模型飞行试验布局，包括成熟的轴对称助推飞行器作为飞行试验平台，所述飞行试验平台上设置的结构、控制、动力系统及其其他硬件结构均与真实飞行器保持一致，其特征在于：将其轴对称头锥区域构型进行替换，用于满足飞行弹道试验。

2.根据权利要求1所述的一种航天模型飞行试验布局，其特征在于替换后的沿纵向体轴轮换对称构型总长度与轴对称头锥长度一致，后端面的直径与助推器的直径一致。

3.一种如权利要求1或2所述的轴对称头锥区域构型，其特征在于：沿纵向体轴轮换对称构型从头部到尾部分为四段：第一段为球头锥构型，第二段为圆截面转正多边形截面构型，第三段为正多边形裙构型，第四段为正多边形截面转圆截面构型。

4.根据权利要求2所述的一种轴对称头锥区域构型，其特征在于所述第一段球头锥构型用于考核飞行试验，所述第三段用于流动研究测量试验段，所述第二段、第四段为过渡连接段。

5.一种如权利要求3所述的轴对称头锥区域构型的设计方法，其特征在于包括以下步骤：

S1：给定试验模型的设计总长度L，以及四段构型的长度L₁，L₂，L₃，L₄约束条件，满足：L＝L₁+L₂+L₃+L₄；

S2：对第一段构型，给定头部半径R_h，头部球面切角θ约束条件，

球头底部半径R₁满足：R₁＝R_h.cosθ，

圆锥底部半径R₂满足：R₂＝R₁+(L₁-R_h+R_h.sinθ).tanθ；

S3：对于第二段构型，给定底部正多边形边数N，多边形边长a₁约束条件，底部正多边形截面的形心布置在试验模型的纵向体轴上，该正多边形的内切圆的半径为：

满足约束条件：R₂≤R_it1；

S4：对于第三段构型，其底部正多边形边数为N，给定多边形边长a₂约束条件，底部正多边形截面的形心布置在试验模型的纵向体轴上，底部和头部的正多边形的各边一一对应且平行，为正多边形裙构型，底部正多边形的内切圆的半径：

底部正多边形的外接圆的半径：

满足约束条件：R_it1≤R_it2；

S5：对于第四段构型，给定任意的已有助推器方案，以助推器头部圆柱段的直径

作为试验模型的径向尺寸约束，

即为试验模型底部截面的装填内径，满足：

S6：对于第二、第三和第四段构型，各自有数量为N的棱边。

6.根据权利要求5所述的沿纵向体轴轮换的对称构型设计方法，其特征在于在S6中，不同棱边之间采用光滑的倒圆进行过渡连接。

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