[發明專利]一種機彈分離動力學相似風洞試驗方法

在審

• 申請號: 202010699419.6
• 申請日: 2020-07-20
• 公開（公告）號: CN111964862A
• 公開（公告）日: 2020-11-20
• 發明（設計）人: 董金剛;張晨凱;王帥;張江
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G01M9/00
• 分類號: G01M9/00;G01M9/08
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張歡

本發明涉及一種機彈分離動力學相似風洞試驗方法，目的是在風洞中實現對機彈動態分離過程的動力學相似模擬，得到飛機干擾流場作用下，載彈在分離過程中的運動/氣動特性，屬于試驗空氣動力學領域。包括步驟如下：(1)引入設計變量，得到工程適用的動力學相似參數設計方法；(2)按照動力學相似參數設計方法，得到載彈的動力學相似參數；(3)利用載彈的動力學相似參數，獲得載彈的風洞試驗模型；(4)在風洞試驗過程中增加初始分離速度或者增加彈射力，對垂直加速度模擬不足進行試驗修正，得到更接近真實的載彈分離運動特性結果。

技術領域

本發明涉及的是一種機彈分離動力學相似風洞試驗方法，屬于試驗空氣動力學領域。

背景技術

機載武器在與飛機分離初期會受到飛機復雜的氣動干擾效應，使其運動特性與在自由流場中有顯著不同，極端情況會危機載機的安全。所以機載武器在掛飛之前有必要進行風洞模擬試驗，對機彈相容性進行研究。風洞試驗方法中有捕獲軌跡和風洞模型投放試驗兩類，其中風洞模型投放試需要保證動力學相似準則。

在高速風洞中進行機彈分離動力學相似模型投放試驗，相似準則中必須考慮氣體的壓縮效應對載彈分離運動位置和姿態的影響，馬赫數是必須模擬的相似參數之一，這就使高速風洞機彈分離動力學相似參數關系復雜化，而機彈分離問題多數是在可壓縮流動的范圍，所以需要對高速風洞機彈分離動力學相似準則進行研究，建立工程適用的地面模擬方法。

目前，高速風洞模型投放試驗普遍采用的模擬方法是重模型法和輕模型法。其中，重模型法保證了模型氣動力與重力之比完全相似，保證了機彈分離運動中載彈下落位移的準確模擬，這是機彈干擾研究中應首要保證的。但是重模型法對模型的密度要求很高，工程上很難達到，這給重模型法的廣泛應用帶來了難度。輕模型法實際應用中較容易實現，但是存在垂直加速度模擬不足，對載彈下落的位移模擬不準確，使載彈在下落過程中受到的氣動干擾模擬不真實，會導致姿態角不準確。

發明內容

本發明所要解決的技術問題是：本發明提供了一種機彈分離動力學相似風洞試驗方法，能夠在風洞中實現機彈分離的動力學相似模擬，通過引入設計變量，彌補常規重模型與輕模型法的不足，使工程應用中更容易實現動力學相似參數的模擬，并提供了對垂直加速度模擬不足進行修正的方法。

本發明所采用的技術方案是：一種機彈分離動力學相似風洞試驗方法，包括如下步驟：

步驟一、根據分離投放動力學相似準則中重力與氣動力之比相似的要求，引入設計變量k_n，得到工程適用的動力學相似參數設計方法；

步驟二、按照動力學相似參數設計方法，得到載彈的動力學相似參數；

步驟三、利用載彈的動力學相似參數，獲得載彈的風洞試驗模型；

步驟四、在風洞試驗過程中增加初始分離速度或者增加彈射力，對垂直加速度模擬不足進行修正，得到載彈分離運動特性模擬結果。

步驟一中，動力學相似參數設計方法的具體步驟如下：

步驟1.1、根據模型受到氣動力與重力之比與飛行器實際受到氣動力與重力之比相似原理，得到：

式中，Y_m為風洞試驗模型氣動力，Y_s為實際飛行器氣動力，m_m為風洞試驗模型質量，m_s為實際飛行器質量，g_zm為風洞試驗垂直加速度，g_zs為實際飛行器垂直加速度；

步驟1.2、定義特征長度比定義空氣密度比由得：