CN116296237A - 一种低速风洞大型运载火箭竖立风载试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种低速风洞大型运载火箭竖立风载试验方法，属于风洞试验领域，解决了无法准确获取大型运载火箭竖立风载荷系数的问题，通过在火箭底部内表面不同方位角处安装应变片，分别进行模型静刚度标定试验和模态试验，获取模型底部剖面的静刚度系数以及模型固有频率和阻尼比，在吹风试验中分别采集升、阻力方向处的应变响应，最终代入各参数计算得到模型定常与非定常弯矩系数。本试验方法具有工程实用性强，数据处理方法简便高效，试验结果精度高的优点，可为大型运载火箭研发提供技术支撑。

Description

一种低速风洞大型运载火箭竖立风载试验方法
技术领域
本发明属于风洞试验领域，具体涉及一种低速风洞大型运载火箭竖立风载试验方法。
背景技术
大型运载火箭长度大，具有大长细比的特点，其发射前往往需要进行大量检查及导入数据等操作，因此可能长时间竖立在发射场上，受到外界环境因素的较大干扰，其中风载荷是最主要的干扰因素，成为运载器尾段结构设计时所必须的重要设计载荷。目前一般是通过理论分析和数值模拟等手段获取风载荷。从空气动力学的观点看，竖立状态下的火箭结构在风载荷的作用下会产生风激振动，属于小阻尼系统对随机输入的响应，该问题可以归结为扰流竖立物体的粘性分离流范畴，尽管对这种流动现象做了多年研究，但目前仍没有准确的气动力传递函数的近似表达式来描述风输入与火箭结构的动态载荷的关系，因此需要发展一种可以更加准确模拟并获取大型运载火箭竖立风载荷的方法。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供了一种低速风洞大型运载火箭竖立风载试验方法，解决了无法准确获取大型运载火箭竖立风载荷系数的问题。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案如下：一种低速风洞大型运载火箭竖立风载试验方法，包括如下步骤：
步骤一、布置测量传感器：在火箭模型底部内表面测量位置安装多个应变片，其安装位置沿圆周按等方位角间隔分布，并在测量位置附近按相同方位角布置备份应变片，然后按顺序对应变片进行标记并编号；
步骤二、风洞在线静刚度标定：将火箭模型固定于风洞试验段转盘中心并与吊篮 底座连接，在风洞侧壁外侧固定螺旋加载器，螺旋加载器的一端与拉力传感器连接，另外一 端与火箭模型的箭体等值段连接，并且连接位置靠近火箭模型头部整流罩，将多个应变片 与应变采集系统连接，控制转盘转动，使火箭模型方位角与螺旋加载器拉力方向一致，启动 螺旋加载器对火箭模型施加拉力F，并对此方位角下的应变片进行采集得到应变值
Figure SMS_1
，采用 如下公式计算此方位角下火箭静刚度系数K：
Figure SMS_2
（1）
式中，
Figure SMS_3
为螺旋加载器与火箭模型连接点到应变片的垂向距离；
步骤三、风洞在线模态参数识别：断开螺旋加载器与火箭模型的连接，沿应变片安装方位角锤击火箭模型头部，激励火箭模型作自由衰减振动；记录该方位角下应变片输出的响应时间历程x(t)，采用基于Hilbert变换的模态参数识别方法求解模态参数，进行模态识别和分析，采用如下公式得到该火箭模型模态的固有频率fn和阻尼比ζ，计算公式如下：
Figure SMS_4
（2）
Figure SMS_5
（3）
Figure SMS_6
（4）
Figure SMS_7
（5）
其中，
Figure SMS_8
为x(t)的Hilbert变换；j为虚部单位，z(t)为x(t)的复数表示，wn 为角频率，
Figure SMS_9
为复数z(t)的相位角；
步骤四、气动力系数计算：调整转盘角度，使火箭模型方位角与风洞轴线平行，启动风洞到指定风速并稳定数秒，触发模型该方位角位置及90°方位处应变片同时采集，采集时间不小于60秒。该方位角下采集应变为εl(t)，90°方位处采集应变为εm(t)，采用如下公式计算得到该方位角下模型定常升力弯矩系数为Cl，定常阻力弯矩系数为Cm，非定常升力弯矩系数为Cld，非定常阻力弯矩系数为Cmd ，计算公式如下：
Figure SMS_10
（6）
Figure SMS_11
（7）
Figure SMS_12
（8）
式中，
Figure SMS_13
,
Figure SMS_14
为斯特鲁哈数，
Figure SMS_15
为升力弯矩，
Figure SMS_16
为阻力弯矩，d为火箭模 型的特征直径，V为试验风速，
Figure SMS_17
、
Figure SMS_18
分别为试验测量的沿升力方向、阻力方向的静刚度系 数，q为风洞速压，A为火箭模型的投影面积，
Figure SMS_19
为火箭模型的型心与弯矩测量截面的距离， L为火箭模型的长度，a为模态投影面积，N为模态质量与模态弯矩之比。
本发明的优点及有益效果：本发明的试验方法可以更加准确有效获取运载火箭竖立风载荷，为火箭尾段结构设计提供帮助。本试验方法具有工程实用性强，数据处理方法简便高效，试验结果精度高的优点，可为大型运载火箭研发提供技术支撑。
附图说明
图1为本发明总体流程示意图；
具体实施方式
下面根据说明书附图举例对本发明做进一步的说明。
实施例1
如图1所示，一种低速风洞大型运载火箭竖立风载试验方法，首先在火箭模型底部内表面沿圆周等方位角处安装应变片及备份应变片，并对应变片进行编号；然后进行模型静刚度标定试验，获取火箭模型在不同方向角下的静刚度系数；利用锤击法进行模型动特性试验，获取火箭模型的固有频率和阻尼比；最后起风试验，获取模型根部不同方位角下的应变响应，最终代入各参数计算得到模型定常与非定常弯矩系数，具体包含以下步骤：
（1）布置测量传感器，在火箭模型底部内表面测量位置安装应变片，其安装位置沿圆周按等方位角间隔分布，并在测量位置附近按相同方位角布置备份应变片，然后按顺序对应变片进行标记并编号。
（2）风洞在线静刚度标定，将火箭模型固定于风洞试验段转盘中心与吊篮底座连 接，在风洞侧壁外侧固定螺旋加载器，螺旋加载器一端与拉力传感器连接，一端与火箭箭体 等值段连接，连接位置靠近火箭头部整流罩。将应变片与PXIe-4330 应变采集系统连接，控 制转盘转动使火箭模型方位角与螺旋加载器拉力方向一致，启动螺旋加载器对火箭模型施 加拉力F，并对此方位角下的应变片进行采集得到应变为
Figure SMS_20
，计算此方位角下火箭静刚度系 数为K。
Figure SMS_21
（1）
式中，
Figure SMS_22
为螺旋加载器与模型连接点到应变片的垂向距离。
（3）风洞在线模态参数识别，断开螺旋加载器与火箭模型的连接，使用橡胶锤沿应 变片安装方位角锤击火箭模型头部，激励模型作自由衰减振动；记录该方位角下应变片输 出的响应时间历程x(t)，采用基于Hilbert变换的模态参数识别方法求解模态参数，进行模 态识别和分析，得到该火箭模型模态的固有频率
Figure SMS_23
和阻尼比
Figure SMS_24
，计算公式如下：
Figure SMS_25
（2）
Figure SMS_26
（3）
Figure SMS_27
（4）
Figure SMS_28
（5）
其中，
Figure SMS_29
为x(t)的Hilbert变换，j为虚部单位，z(t)为x(t)的复数表示，wn 为角频率，
Figure SMS_30
为复数z(t)的相位角；
（4）气动力系数计算，调整转盘角度，使火箭模型方位角与风洞轴线平行，启动风 洞到指定风速并稳定数秒，触发模型该方位角位置及90°方位处应变片同时采集，采集时间 不小于60秒。该方位角下采集应变为
Figure SMS_31
，90°方位处采集应变为
Figure SMS_32
。计算得到该方位 角下模型定常升力弯矩系数为
Figure SMS_33
，定常阻力弯矩系数为
Figure SMS_34
，非定常升力弯矩系数为
Figure SMS_35
，非 定常阻力弯矩系数为
Figure SMS_36
，计算公式如下：
Figure SMS_37
（6）
Figure SMS_38
（7）
Figure SMS_39
（8）
式中，
Figure SMS_40
,
Figure SMS_41
为斯特鲁哈数，d为火箭模型的特征直径，V为试验风速，
Figure SMS_42
、
Figure SMS_43
分别为试验测量的沿升力方向、阻力方向的静刚度系数，q为风洞速压，A为火箭模型的 投影面积，
Figure SMS_44
为火箭模型的型心与弯矩测量截面的距离，L为火箭模型的长度，a为模态投 影面积，N为模态质量与模态弯矩之比。

Claims (1)

1.一种低速风洞大型运载火箭竖立风载试验方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一、布置测量传感器：在火箭模型底部内表面测量位置安装多个应变片，其安装位置沿圆周按等方位角间隔分布，并在测量位置附近按相同方位角布置备份应变片，然后按顺序对应变片进行标记并编号；
步骤二、风洞在线静刚度标定：将火箭模型固定于风洞试验段转盘中心并与吊篮底座连接，在风洞侧壁外侧固定螺旋加载器，螺旋加载器的一端与拉力传感器连接，另外一端与火箭模型的箭体等值段连接，并且连接位置靠近火箭模型头部整流罩，将多个应变片与应变采集系统连接，控制转盘转动，使火箭模型方位角与螺旋加载器拉力方向一致，启动螺旋加载器对火箭模型施加拉力F，并对此方位角下的应变片进行采集得到应变值
Figure QLYQS_1
，采用如下公式计算此方位角下火箭静刚度系数K：
Figure QLYQS_2
（1）
式中，
Figure QLYQS_3
为螺旋加载器与火箭模型连接点到应变片的垂向距离；
步骤三、风洞在线模态参数识别：断开螺旋加载器与火箭模型的连接，沿应变片安装方位角锤击火箭模型头部，激励火箭模型作自由衰减振动；记录该方位角下应变片输出的响应时间历程x(t)，采用基于Hilbert变换的模态参数识别方法求解模态参数，进行模态识别和分析，采用如下公式得到该火箭模型模态的固有频率fn和阻尼比ζ，计算公式如下：
Figure QLYQS_4
（2）
Figure QLYQS_5
（3）
Figure QLYQS_6
（4）
Figure QLYQS_7
（5）
其中，
Figure QLYQS_8
为x(t)的Hilbert变换；j为虚部单位，z(t)为x(t)的复数表示，wn为角频率，/>
Figure QLYQS_9
为复数z(t)的相位角；
步骤四、气动力系数计算：调整转盘角度，使火箭模型方位角与风洞轴线平行，启动风洞到指定风速并稳定数秒，触发模型该方位角位置及90°方位处应变片同时采集，采集时间不小于60秒，该方位角下采集应变为εl(t)，90°方位处采集应变为εm(t)，采用如下公式计算得到该方位角下模型定常升力弯矩系数为Cl，定常阻力弯矩系数为Cm，非定常升力弯矩系数为Cld，非定常阻力弯矩系数为Cmd , 计算公式如下：
Figure QLYQS_10
（6）
Figure QLYQS_11
（7）
Figure QLYQS_12
（8）
式中，
Figure QLYQS_13
,/>
Figure QLYQS_14
为斯特鲁哈数，/>
Figure QLYQS_15
为升力弯矩，/>
Figure QLYQS_16
为阻力弯矩，d为火箭模型的特征直径，V为试验风速，/>
Figure QLYQS_17
、/>
Figure QLYQS_18
分别为试验测量的沿升力方向、阻力方向的静刚度系数，q为风洞速压，A为火箭模型的投影面积，/>
Figure QLYQS_19
为火箭模型的型心与弯矩测量截面的距离，L为火箭模型的长度，a为模态投影面积，N为模态质量与模态弯矩之比。
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GR01 Patent grant
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