CN114486165A - 一种斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法，包括以下几个步骤：基于水平加速度、斜向下分离角度，获取真实飞行分离物和风洞试验分离物的水平位移方程式；根据水平位移方程式，分别获得真实飞行分离物和风洞试验分离物的分离时间；基于获得的真实飞行分离物和风洞试验分离物的分离时间，得到风洞试验分离物的分离速度的求解方程；根据分离速度的求解方程获取风洞试验分离物的分离速度值。本发明运用运动学及动力学推导出风洞试验分离物的分离速度的求解方程；解决以往试验相似律轻模型法需要极大提高竖直方向加速度而无法实现重模型法无法加工的技术问题。

Description

一种斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法
技术领域
本发明属于航空航天工程领域，尤其涉及一种斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法。
背景技术
飞行器模型风洞试验在飞行器研制初期发挥着重要作用，风洞试验的一大特征是将真实飞行器的各种参数进行相似缩比，针对缩比模型进行试验，试验所得数据经相似缩比公式反向运算便可得真实飞行器的各类气动参数。风洞自由飞分离试验是一种非定常试验手段，由于试验模型没有支撑干扰，可更真实的模拟实际分离特性，常应用于飞行器多体分离及气动干扰问题研究，例如飞行器外挂物投放、内埋武器弹射、级间分离、子母弹抛撒、抛壳抛罩等。相似律是风洞试验至关重要的影响因素，要想试验模拟的准确，风洞试验相似律需经过严格的数学推导以及合理的简化。
风洞自由飞模型试验中，存在各种各样的分离方式，针对斜向下分离的风洞自由飞实验相似准则之前并未推导过。结合之前相似准则的特性，以往的相似准则往往不适合斜向下的分离需要，因此需要针对斜向下分离开展相应相似准则的推导。
发明内容
本发明的目的是提供一种斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法，至少解决以往试验相似律轻模型法需要极大提高竖直方向加速度而无法实现重模型法无法加工的技术问题。
为了实现上述目的，本发明提供一种斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法，包括以下几个步骤：
S1：基于水平加速度、斜向下分离角度，获取真实飞行分离物和风洞试验分离物的水平位移方程式；
S2：根据所述水平位移方程式，分别获得真实飞行分离物和风洞试验分离物的分离时间；
S3：基于获得的真实飞行分离物和风洞试验分离物的分离时间，得到风洞试验分离物的分离速度的求解方程；
S4：根据所述分离速度的求解方程获取风洞试验分离物的分离速度值。
可选地：步骤S1包括：根据动力学及运动学的运算获取真实飞行分离物和风洞试验分离物的水平位移方程式。
可选地：在获取所述水平位移方程式之后，还包括：对所述水平位移方程式简化。
可选地：所述水平位移方程式为：
Figure BDA0003437126890000021
其中，x表示飞行器的水平位移，表示飞行器的来流动压，S表示飞行器的参考面积，m表示飞行器的质量。
可选地：在忽略非定常气动力项的前提下对所述水平位移方程式简化，简化后的水平位移方程式为：
Figure BDA0003437126890000022
其中，x表示飞行器的水平位移，q∞表示飞行器的来流动压，S表示飞行器的参考面积，m表示飞行器的质量。
可选地：定义风洞实验分离物和真实飞行分离物的水平位移x分别定为Lm和Ls，分别获得风洞试验分离物和真实飞行分离物的位移方程式为，其中，风洞试验分离物的位移方程式为：
Figure BDA0003437126890000031
其中，xm、Lm表示风洞试验分离物的水平位移，cxm表示风洞试验分离物的阻力系数，q∞m表示风洞试验分离物的来流动压，Sm表示风洞试验分离物的参考面积，mm表示风洞试验分离物的质量，tm表示风洞试验分离物的运动时间，v0m表示风洞试验分离物的初始分离速度；
真实飞行分离物的位移方程式为：
Figure BDA0003437126890000032
其中，xs、Ls表示真实飞行分离物的水平位移，cxs表示真实飞行分离物的阻力系数，q∞s表示真实飞行分离物的来流动压，Ss表示真实飞行分离物的参考面积，ms表示真实飞行分离物的质量，ts表示真实飞行分离物的运动时间，v0s表示真实飞行分离物的初始分离速度。
可选地：将所述公式(3)化简后得到公式为：
Figure BDA0003437126890000033
将所述公式(4)化简后得到公式为：
Figure BDA0003437126890000041
可选地：基于所述公式(5)和公式(6)，通过运动学及动力学的运算获得风洞试验分离物的初始分离速度的求解方程，所述风洞试验分离物的初始分离速度的求解方程为：
Figure BDA0003437126890000042
其中，kT为常数。
可选地：基于所述公式(5)和公式(6)，获得风洞试验分离物的初始分离速度的求解方程的具体运算过程包括：
Figure BDA0003437126890000043
令方程(8)等号左侧等于kl，得到：
kl＝(Lm-v0m·cosθ·tm)/(Ls-v0s·cosθ·ts) (9)
根据公式(9)可得出，公式(9)的方程右边Lm/Ls等于kl，因此，得出：
kl＝v0m·cosθ·tm/v0s·cosθ·ts (10)
将公式(10)化简后可得：
v0m＝v0s·kl/kt (11)
因为：
kl/kt＝kv (12)
又因为：
Figure BDA0003437126890000051
将公式(12)和(13)带入公式(11)中，即可得到公式(7)：
Figure BDA0003437126890000052
其中，kT为常数。
本发明的有益效果：
本发明首先基于水平加速度、斜向下分离角度，获取真实飞行分离物和风洞试验分离物的水平位移方程式，运用运动学及动力学推导出风洞试验分离物的分离速度的求解方程，最终得到风洞试验分离物的分离速度；解决以往试验相似律轻模型法需要极大提高竖直方向加速度而无法实现重模型法无法加工的技术问题。
进一步的，本发明通过相似律的推导，减小了线位移与角位移不对应性，克服了以往试验相似律轻模型法需要极大提高竖直方向加速度而无法实现、重模型法无法加工的窘境，从而大大提高自由飞试验的可信度。
本发明的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
通过结合附图对本发明示例性实施方式进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本发明示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
图1为本发明实施例1的一种斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法流程图。
具体实施方式
下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。
实施例1
参考图1，本发明提供一种斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法，下面结合附图进一步阐述本发明。
根据现有技术的推导可得：角位移相似需满足以下三个方程：
Figure BDA0003437126890000061
而：
Figure BDA0003437126890000062
因此角位移相似需满足：
Figure BDA0003437126890000063
因而可得：
Figure BDA0003437126890000064
Figure BDA0003437126890000065
为风洞试验分离物的来流动压与真实飞行分离物的来流动压之比。
所述水平位移方程式为：
Figure BDA0003437126890000071
其中，x表示飞行器的水平位移，ax表示飞行器的水平加速度，t表示飞行器的运动时间，θ表示飞行器的斜向下分离角度，v0表示飞行器的初始分离速度。
在忽略非定常气动力项的前提下，对所述水平位移方程式简化，简化过程为：
ax＝cx·q∞·S/m (6)
Figure BDA0003437126890000072
其中，x表示飞行器的水平位移，q∞表示飞行器的来流动压，S表示飞行器的参考面积，m表示飞行器的质量，ax表示飞行器的水平加速度，t表示飞行器的运动时间，cx表示飞行器的阻力系数；q∞表示飞行器的来流动压，S表示飞行器的参考面积，m表示飞行器的质量。
在分离研究中，存在重点考虑的分离区域，一般将导弹的长度L定为参考长度，定义风洞试验分离物的参考长度为Lm，真实飞行分离物的参考长度定为Ls。因此相应的在重点考虑的分离区域内，存在相对应的风洞试验分离物的分离时间tm和真实飞行分离物的分离时间ts，可得：
Figure BDA0003437126890000073
Figure BDA0003437126890000074
化简(8)-(9)可得：
Figure BDA0003437126890000075
Figure BDA0003437126890000076
方程(10)和(11)等号两边分别相比：
Figure BDA0003437126890000081
方程(12)等号的左侧等于kl，则
kl＝(Lm-v0m·cosθ·tm)/(Ls-v0s·cosθ·ts) (13)
根据(13)可发现：
等号左边为kl，同时方程右边Lm/Ls也等于kl，因此可得下列不等式：
kl＝v0m·cosθ·tm/v0s·cosθ·ts (14)
化简得：
v0m＝v0s·kl/kt (15)
又因为
kl/kt＝kv (16)
又因为
Figure BDA0003437126890000082
带回方程(15)
Figure BDA0003437126890000083
根据公式(18)可求出斜向下分离风洞自由投放试验模型所需的分离速度值。
以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。

Claims (9)

1.一种斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法，其特征在于，包括以下几个步骤：
S1：基于水平加速度、斜向下分离角度，获取真实飞行分离物和风洞试验分离物的水平位移方程式；
S2：根据所述水平位移方程式，分别获得真实飞行分离物和风洞试验分离物的分离时间；
S3：基于获得的真实飞行分离物和风洞试验分离物的分离时间，得到风洞试验分离物的分离速度的求解方程；
S4：根据所述分离速度的求解方程获取风洞试验分离物的分离速度值。
2.根据权利要求1所述的斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法，其特征在于：步骤S1包括：根据动力学及运动学的运算获取真实飞行分离物和风洞试验分离物的水平位移方程式。
3.根据权利要求1所述的斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法，其特征在于：在获取所述水平位移方程式之后，还包括：对所述水平位移方程式简化。
4.根据权利要求2所述的斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法，其特征在于：所述水平位移方程式为：
Figure FDA0003437126880000011
其中，x表示飞行器的水平位移，ax表示飞行器的水平加速度，t表示飞行器的运动时间，θ表示飞行器的斜向下分离角度，v0表示飞行器的初始分离速度。
5.根据权利要求4所述的斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法，其特征在于：对所述水平位移方程式简化，简化后的水平位移方程式为：
Figure FDA0003437126880000021
其中，x表示飞行器的水平位移，q∞表示飞行器的来流动压，S表示飞行器的参考面积，m表示飞行器的质量。
6.根据权利要求4所述的斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法，其特征在于：定义风洞实验分离物和真实飞行分离物的水平位移x分别定为Lm和Ls，分别获得风洞试验分离物和真实飞行分离物的位移方程式为，其中，风洞试验分离物的位移方程式为：
Figure FDA0003437126880000022
其中，xm、Lm表示风洞试验分离物的水平位移，cxm表示风洞试验分离物的阻力系数，q∞m表示风洞试验分离物的来流动压，Sm表示风洞试验分离物的参考面积，mm表示风洞试验分离物的质量，tm表示风洞试验分离物的运动时间，v0m表示风洞试验分离物的初始分离速度；
真实飞行分离物的位移方程式为：
Figure FDA0003437126880000023
其中，xs、Ls表示真实飞行分离物的水平位移，cxs表示真实飞行分离物的阻力系数，q∞s表示真实飞行分离物的来流动压，Ss表示真实飞行分离物的参考面积，ms表示真实飞行分离物的质量，ts表示真实飞行分离物的运动时间，v0s表示真实飞行分离物的初始分离速度。
7.根据权利要求6所述的斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法，其特征在于：将所述公式(3)化简后得到公式为：
Figure FDA0003437126880000031
将所述公式(4)化简后得到公式为：
Figure FDA0003437126880000032
8.根据权利要求7所述的斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法，其特征在于：基于所述公式(5)和公式(6)，通过运动学及动力学的运算获得风洞试验分离物的初始分离速度的求解方程，所述风洞试验分离物的初始分离速度的求解方程为：
Figure FDA0003437126880000033
其中，kT为常数。
9.根据权利要求8所述的斜向下分离风洞自由投放试验相似准则设计方法，其特征在于：基于所述公式(5)和公式(6)，获得风洞试验分离物的初始分离速度的求解方程的具体运算过程包括：
Figure FDA0003437126880000034
令方程(8)等号左侧等于kl，得到：
kl＝(Lm-v0m·cosθ·tm)/(Ls-v0s·cosθ·ts) (9)
根据公式(9)可得出，公式(9)的方程右边Lm/Ls等于kl，因此，得出：
kl＝v0m·cosθ·tm/v0s·cosθ·ts (10)
将公式(10)化简后可得：
v0m＝v0s·kl/kt (11)
因为：
kl/kt＝kv (12)
又因为：
Figure FDA0003437126880000041
将公式(12)和(13)带入公式(11)中，即可得到公式(7)：
Figure FDA0003437126880000042
其中，kT为常数。
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