CN112067232A - 一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统及方法 - Google Patents

一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统及方法 Download PDF

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Abstract

一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统及方法，属于常规高超声速风洞试验技术领域。本发明提出了一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验方法。该方法首先根据高超声速风洞堵塞比要求确定火箭橇模型的大小，获得火箭撬真实外形与风洞模型的缩放比例。采用攻角机构上的支杆对火箭橇模型进行尾支撑水平固定，火箭橇模型位于风洞喷管的中心线上。火箭橇模型正下方放置平板，平板作用是用来模拟真实火箭橇试验的地面，平板的位置和大小尺寸经过计算获得。根据相对运动原理，试验过程中，火箭橇模型为静止，喷管中高速气流以真实火箭撬相同马赫数的速度吹过模型、平板。以此来模拟真实火箭橇在地面上高速滑行。

Description

一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统及方法
技术领域
本发明涉及一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统及方法，属于常规高超声速风洞试验技术领域。
背景技术
高超声速火箭橇是采用固体火箭作动力，火箭橇车体搭载试验件，在专用轨道上高速滑行，获得一系列飞行状态参数的动态试验过程。
由于火箭橇在地面轨道上高速滑行在橇体、连接和测试同时橇体产生的激波将在橇体和地面间来回反射，引起气动力和表面压力的非定常振荡，当振荡的频率同火箭橇结构固有频率相同时，将对橇体产生重大的破坏；同时气动力的变化将引起火箭橇在垂直方向上对滑轨冲击，过高的冲击载荷将造成滑靴和滑轨之间的刨削现象。为了准确获得火箭橇在高超声速条件下的气动载荷，为火箭橇的外形设计提供数据支撑，需要在对火箭橇地面效应进行准确的模拟。
图2给出了火箭橇在地面轨道上高速滑行的流场示意图。可以从图2中看出，火箭橇前方的未受扰动的流场与火箭橇后方的受到扰动的流场是以火箭橇头部产生的头激波为界线。头激波打到地面上，会产生激波反射，头激波会在高速滑行火箭橇腹部与地面之间交替反射，同时这些激波会产生激波－激波干扰、激波－边界层干扰等。火箭橇腹部流场主要由反射激波串和滑翘产生的激波来主导。采用风洞试验方式来模拟火箭橇在地面轨道上高速滑行，必须要准确的模拟火箭橇在地面轨道上滑行的独特运行方式带来了地面效应。
目前，国内外的大部分研究人员大都是采用CFD数值计算来模拟火箭撬在地面轨道上高速滑行的地面效应。但是由于数值计算模型的缺陷，对于复杂的激波干扰和大分离流动还不能准确的模拟。同时在数值计算中有些采用无粘流动定常计算，而真实的空气流动是有粘性的。国外的也有采用高速风洞试验来模拟火箭撬在地面轨道上高速滑行的地面效应。但是对于地面的模拟一般采用长和宽尺寸较大的平板来模拟真实火箭橇试验的地面，平板的前缘通常距离模型头部较近，有时候位于模型头部前方，这导致气流过早的接触到平板，使得平板上的边界层变得较厚，影响后方的流场。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种更能真实的模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统及方法，根据高超声速风洞试验堵塞比要求，确定火箭橇模型大小和火箭撬真实外形与风洞模型的缩放比例。根据相对运动原理，风洞试验过程中，火箭橇模型为静止，采用平板来等效地面，平板的位置和大小尺寸经过计算获得。喷管中高速气流以真实火箭撬相同的马赫数速度吹过模型、平板。以此来模拟真实火箭橇在地面上高速滑行，见图3。
本发明的技术解决方案是：一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统，包括火箭橇模型、平板、支杆、支架、试验段喷管、攻角机构和超扩段；
所述支架底部固定安装在试验支撑平台上，平板水平安装在支架顶部；
所述火箭橇模型安装在平板上表面；
所述支杆一端连接火箭橇模型尾部，用于对火箭橇模型进行尾支撑水平固定，另一端固定连接攻角机构下部；
所述试验段喷管和超扩段分别布置在火箭橇模型的头部一侧和尾部一侧，且试验段喷管和超扩段的中心线与火箭橇模型的中心线重合。
进一步地，根据预设高超声速风洞试验堵塞比要求确定火箭橇模型的直径D和总长L，并获得火箭撬真实外形与风洞模型的缩放比例A。
进一步地，所述火箭橇模型的中心线距平板的距离为
Figure BDA0002645054650000021
K为真实火箭橇中心线距地面的距离。
进一步地，所述平板的前缘距火箭橇模型头部顶点水平方向的距离为
Figure BDA0002645054650000022
后缘距火箭橇模型底部的距离为火箭橇模型的直径D的四倍；其中，θ为火箭橇模型头部的激波角。
进一步地，所述平板的长度为
Figure BDA0002645054650000031
平板的宽度为
Figure BDA0002645054650000032
平板的厚度为12mm，平板前缘设有楔角，楔角为20°；其中，Ma为气流马赫数。
进一步地，所述支架的倾斜角为60°，其截面为前后夹角为30°的菱形。
进一步地，根据所述的一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统实现的模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验方法，包括如下步骤：
第一步，将支杆固定在风洞试验段的攻角机构上，采用攻角机构上的支杆对火箭橇模型进行尾支撑水平固定，调整火箭橇模型位置，使得其位于风洞喷管的中心线上，同时不超出风洞均匀区范围之外；
第二步，将平板放置火箭橇模型下方；
第三步，火箭橇模型为静止，关闭风洞试验段舱门，打开主气流阀门，喷管中高速气流以真实火箭撬相同马赫数的速度吹过火箭撬模型和平板。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明采用尖锥激波角的工程算法计算火箭橇头部的激波角，在已知火箭橇模型中心线距平板距离为下，按照三角正切定义，计算出火箭橇头部激波打到平板上表面位置，平板的前缘在此位置的基础上前移30mm。此时头部激波既可以打到平板上，又不至于太靠前。保证了平板上不会产生较厚的边界层，从而能更为准确的模拟火箭橇的高速滑行产生的地面效应。；
(2)本发明给出平板的长度和宽度的计算方法，使得火箭橇地面效应高超声速风洞试验具有详细的设计依据。
附图说明
图1为本发明方法实施的结构示意图；
图2为火箭橇在地面轨道上高速滑行的流场示意图；
图3为对火箭橇地面效应模拟的高超声速风洞试验方法示意图；
图4为图1中平板尺寸示意图；
图5为图1中支架尺寸示意图。
具体实施方式
为了更好的理解上述技术方案，下面通过附图以及具体实施例对本申请技术方案做详细的说明，应当理解本申请实施例以及实施例中的具体特征是对本申请技术方案的详细的说明，而不是对本申请技术方案的限定，在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统做进一步详细的说明，具体实现方式可以包括(如图1所示)：火箭橇模型1、平板2、支杆3、支架4、试验段喷管5、攻角机构6、超扩段7。
在本申请实施例所提供的方案中，试验过程中，火箭橇模型、支杆、攻角机构固定在一起，并将模型调至喷管中心线位置。平板位于火箭橇模型正下方，平板、支架固定在一起，支架固定在平台上。试验过程中，火箭橇模型为静止，喷管中高速气流以真实火箭撬相同马赫数Ma的速度吹过模型、平板。
可选的，根据预设的国家军用标准GJB2897-97《高超声速风洞模型设计准则》中的高超声速风洞试验堵塞比要求确定火箭橇模型1的直径D和总长L，并获得火箭撬真实外形与风洞模型的缩放比例A。
在一种可能的实现方式中，根据高超声速风洞试验堵塞比要求，确定火箭橇模型的直径D和总长L，并获得火箭撬真实外形与风洞模型的缩放比例A。火箭橇模型正下方放置平板来等效地面，其中心线距平板距离为
Figure BDA0002645054650000041
(K为真实火箭橇中心线距地面的距离)。
进一步，为了准确的模拟火箭橇在地面轨道上高速滑行的流场，平板前缘位置必须是合适的。平板前缘位置如果太靠前，平板前缘会产生微弱的激波，同时平板上附着流的边界层开始往后发展，使得以头激波为界线未受扰动的流场受到扰动。平板前缘位置如果太靠后，头激波打不到平板上，其无法在高速滑行火箭橇腹部与地面之间交替反射。本发明采用尖锥激波角的工程算法计算火箭橇头部的激波角θ，在已知火箭橇模型中心线距平板距离为D1下，按照三角正切定义，可以计算出火箭橇头部的激波打到平板上表面点的理论位置：
Figure BDA0002645054650000051
Figure BDA0002645054650000052
Figure BDA0002645054650000053
进一步，在一种可能的实现方式中，考虑到真实的火箭橇头部是直径很小的球头，实际激波角的值比采用尖锥激波角的工程算法计算偏大，平板前缘位置在D2的基础上前移30mm。此时头激波既可以打到平板上，又不至于太靠前。因此平板的前缘距火箭橇头部顶点水平方向的距离为：
Figure BDA0002645054650000054
可选的，为了准确的模拟火箭橇底部的流场，平板的后缘位置距火箭橇模型底部的距离为3倍火箭橇模型直径D。如图4，平板的长度为：
LP＝L-D2+3D
Figure BDA0002645054650000055
在一种可能的实现方式中，平板宽度太窄，平板前缘两侧的扰动会影响火箭橇尾部的流场。按照来流的马赫数，计算出马赫线角度：
Figure BDA0002645054650000056
进一步，在一种可能的实现方式中，平板前缘两侧的扰动影响平板尾部的区域长度
Figure BDA0002645054650000057
平板宽度太宽，加工的成本太高。合适的平板宽度为：
Figure BDA0002645054650000058
可选的，为了降低平板的激波强度，使得近似于没有激波，平板前缘形状必须是尖角，平板前缘尖角为20°。平板的厚度为12mm。
可选的，在一种可能实现的方案中，如图5，固定平板的支架倾斜角为60°，截面前后夹角30°的菱形截面。支架的底部固定在平台上。
基于与图1相同的发明构思，本发明还提供一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验方法，包括如下步骤：
第一步，将支杆固定在风洞试验段的攻角机构上，采用攻角机构上的支杆对火箭橇模型进行尾支撑水平固定，调整火箭橇模型位置，使得其位于风洞喷管的中心线上，同时不超出风洞均匀区范围之外；
第二步，将平板放置火箭橇模型下方；
第三步，火箭橇模型为静止，关闭风洞试验段舱门，打开主气流阀门，喷管中高速气流以真实火箭撬相同马赫数的速度吹过火箭撬模型和平板。
本发明采用尖锥激波角的工程算法计算火箭橇头部的激波角，在已知火箭橇模型中心线距平板距离为下，按照三角正切定义，计算出火箭橇头部激波打到平板上表面位置，平板的前缘在此位置的基础上前移30mm。此时头部激波既可以打到平板上，又不至于太靠前。保证了平板上不会产生较厚的边界层，从而能更为准确的模拟火箭橇的高速滑行产生的地面效应。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (7)

1.一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统，其特征在于：包括火箭橇模型、平板、支杆、支架、试验段喷管、攻角机构和超扩段；
所述支架底部固定安装在试验支撑平台上，平板水平安装在支架顶部；
所述火箭橇模型安装在平板上表面；
所述支杆一端连接火箭橇模型尾部，用于对火箭橇模型进行尾支撑水平固定，另一端固定连接攻角机构下部；
所述试验段喷管和超扩段分别布置在火箭橇模型的头部一侧和尾部一侧，且试验段喷管和超扩段的中心线与火箭橇模型的中心线重合。
2.根据权利要求1所述的一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统，其特征在于：根据预设高超声速风洞试验堵塞比要求确定火箭橇模型的直径D和总长L，并获得火箭撬真实外形与风洞模型的缩放比例A。
3.根据权利要求1所述的一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统，其特征在于：所述火箭橇模型的中心线距平板的距离为
Figure FDA0002645054640000011
K为真实火箭橇中心线距地面的距离。
4.根据权利要求1所述的一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统，其特征在于：所述平板的前缘距火箭橇模型头部顶点水平方向的距离为
Figure FDA0002645054640000012
后缘距火箭橇模型底部的距离为火箭橇模型的直径D的四倍；其中，θ为火箭橇模型头部的激波角。
5.根据权利要求1所述的一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统，其特征在于：所述平板的长度为
Figure FDA0002645054640000013
平板的宽度为
Figure FDA0002645054640000014
平板的厚度为12mm，平板前缘设有楔角，楔角为20°；其中，Ma为气流马赫数。
6.根据权利要求1所述的一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统，其特征在于：所述支架的倾斜角为60°，其截面为前后夹角为30°的菱形。
7.根据权利要求1所述的一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统实现的模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验方法，其特征在于，包括如下步骤：
第一步，将支杆固定在风洞试验段的攻角机构上，采用攻角机构上的支杆对火箭橇模型进行尾支撑水平固定，调整火箭橇模型位置，使得其位于风洞喷管的中心线上，同时不超出风洞均匀区范围之外；
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