CN108120581A - 旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置及方法 - Google Patents
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Abstract
一种旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置及方法。该装置包括：高速风洞；支撑机构，支撑机构用于将导弹支撑于高速风洞内，且能够驱动导弹旋转和进行强迫俯仰振动；动导数天平，动导数天平设置于导弹的内部，用于测量导弹的力矩信号；位移元件，位移元件设置于支撑机构上，用于测量导弹的振动角位移信号；处理器，处理器针对攻角序列中的每一个攻角，计算俯仰动导数。在高速风洞中在导弹绕自身轴线旋转的同时，依靠支撑机构驱动导弹做强迫俯仰振动，能够精确简便地计算在高速风洞中导弹旋转时的俯仰动导数。
Description
技术领域
本发明涉及试验空气动力学领域，更具体地，涉及一种旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置及方法。
背景技术
旋转飞行可以简化导弹的控制***，用一个控制通道实现俯仰和偏航两个方向的控制；可以减小推力偏心、质量偏心、气动偏心等非对称因素对飞行性能的不利影响。但是，旋转飞行也带来了一系列复杂的空气动力学问题，飞行器绕其轴线旋转飞行时，旋转对边界层的剪切效应引起体涡的非对称分离以及引起的边界层转捩区的非对称，从而进一步引起气动特性的变化，尤其是动导数特性的变化。
俯仰动导数是战术飞行武器的重要动态参数，是动态品质分析和控制***设计不可缺少的数据。通过高速风洞试验获取动导数参数是主要研究方法之一。高速风洞试验一般利用振动法测定动导数，振动法通常可分为两种类型：一种是自由振动法，另一种是强迫振动法。实践证明强迫振动法计算工作量小而且准确。
通过风洞试验研究旋转情况下的俯仰动导数参数时，早期的研究人员寄希望于将稳定旋转的气动数据和单自由度动导数试验数据结合起来，估算旋转流场下的振荡动导数，但是这种方法并不可靠。Jaccob Kay曾在12英尺立式风洞中进行了旋转天平加强迫振荡试验，试验数据表明在大攻角范围内，振荡旋转的非定常气动特性与稳定旋转相比有较大差距，体现出更强的非线性。因此，国内外研究机构相继开发各自的试验技术来进行相关的研究，但主要在低速风洞进行研究。旋转导弹的飞行速度一般在高速范围，高速情况下旋转导弹的俯仰动导数特性目前主要通过数值计算进行研究，受到高速风洞载荷、尺寸、堵塞度等因素限制，在高速风洞中进行地面模拟比较罕见。因此，有必要开发一种旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置及方法。
发明内容
本发明提出了一种旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置及方法，在高速风洞中在导弹绕自身轴线旋转的同时，依靠支撑机构驱动导弹做强迫俯仰振动，能够精确简便地计算在高速风洞中导弹旋转时的俯仰动导数。
根据本发明的一方面，提出了一种旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置，包括：高速风洞；支撑机构，所述支撑机构用于将导弹支撑于所述高速风洞内，且能够驱动所述导弹旋转和进行强迫俯仰振动；动导数天平，所述动导数天平设置于所述导弹的内部，用于测量所述导弹的力矩信号；位移元件，所述位移元件设置于所述支撑机构上，用于测量所述导弹的振动角位移信号；处理器，所述处理器针对攻角序列中的每一个攻角，根据以下公式(1)计算所述俯仰动导数：
其中，C为俯仰动导数，为俯仰时差力矩系数，Cmq为俯仰阻尼力矩系数，为气动力矩基波幅值，λ为振动角位移信号和总力矩信号之间的相位差，θ0为角位移的波动幅值，q∞为动压，S为导弹的参考面积，cA为导弹的参考长度，K为减缩频率。
优选地，所述支撑机构为扇片形，其堵塞度小于10％。
优选地，所述处理器通过以下步骤确定气动力矩基波幅值：用总力矩信号减去惯性力矩得到气动力矩变化曲线，其中，所述总力矩信号为在有风情况下，通过所述动导数天平测量获得，所述惯性力矩基于在无风情况下，通过所述动导数天平测量获得的惯性力矩信号得到；根据所述气动力矩变化曲线确定所述气动力矩基波幅值。
优选地，所述处理器通过以下步骤确定每一个攻角对应的惯性力矩：在所述攻角下，以指定的采样间隔测量一个强迫俯仰振动周期内的惯性力矩信号，以所述周期内测量的惯性力矩信号的平均值作为所述攻角对应的惯性力矩。
优选地，所述处理器通过以下公式(2)计算所述减缩频率：
K＝ωcA/(2V) (2)
其中，ω为强迫俯仰振动频率，V为风速。
优选地，所述旋转为绕导弹自身轴线的自旋转，所述强迫俯仰振动为绕导弹质心的正弦强迫俯仰振动。
根据本发明的另一方面，提出了一种旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验方法，可以包括：在无风情况下，针对攻角序列中的每一个攻角，使导弹在所述攻角下进行旋转和强迫俯仰振动，确定每一个攻角对应的惯性力矩；在有风情况下，针对所述攻角序列中的每一个攻角，使导弹在所述攻角下进行旋转和强迫俯仰振动，测量每一个攻角对应的总力矩信号，并采集每一个攻角对应的振动角位移信号，其中，在有风和无风情况下，所述导弹的旋转速度和强迫俯仰振动的振动角速度和振幅相同；针对攻角序列中的每一个攻角，根据以下公式(1)计算所述俯仰动导数：
其中，C为俯仰动导数，为俯仰时差力矩系数，Cmq为俯仰阻尼力矩系数，为气动力矩基波幅值，λ为振动角位移信号和总力矩信号之间的相位差，θ0为角位移的波动幅值，q∞为动压，S为导弹的参考面积，cA为导弹的参考长度，K为减缩频率。
优选地，通过以下步骤确定气动力矩基波幅值：用所述总力矩信号减去所述惯性力矩得到气动力矩变化曲线；根据所述气动力矩变化曲线确定所述气动力矩基波幅值。
优选地，通过以下步骤确定每一个攻角对应的惯性力矩：在所述攻角下，以指定的采样间隔测量一个强迫俯仰振动周期内的惯性力矩信号，以所述周期内测量的惯性力矩信号的平均值作为所述攻角对应的惯性力矩。
优选地，通过以下公式(2)计算所述减缩频率：
K＝ωcA/(2V) (2)
其中，ω为强迫俯仰振动频率，V为风速。
优选地，所述旋转为绕导弹自身轴线的自旋转，所述强迫俯仰振动为绕导弹质心的正弦强迫俯仰振动。
本发明的有益效果在于：在高速风洞中在导弹绕自身轴线旋转的同时，依靠支撑机构驱动旋转导弹做强迫俯仰振动，解决了在高速风洞中导弹旋转时的俯仰动导数测量问题。
本发明的方法和装置具有其它的特性和优点，这些特性和优点从并入本文中的附图和随后的具体实施方式中将是显而易见的，或者将在并入本文中的附图和随后的具体实施方式中进行详细陈述，这些附图和具体实施方式共同用于解释本发明的特定原理。
附图说明
通过结合附图对本发明示例性实施例进行更详细的描述，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例中，相同的参考标号通常代表相同部件。
图1示出了根据本发明的一个实施例的旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置的示意图。
图2示出了根据本发明的旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验方法的步骤的流程图。
附图标记说明：
1、高速风洞；2、导弹；3、支撑机构；4、动导数天平；5、位移元件。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本发明。虽然附图中显示了本发明的优选实施例，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例所限制。相反，提供这些实施例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。
图1示出了根据本发明的一个实施例的旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置的示意图。
旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置包括：高速风洞1，其马赫数范围为0.3-4.0；支撑机构3，支撑机构3用于将导弹2支撑于高速风洞1内，且能够驱动导弹2旋转和进行强迫俯仰振动；动导数天平4，动导数天平4设置于导弹2的内部，用于测量导弹2的力矩信号；位移元件5，位移元件5设置于支撑机构3上，用于测量导弹2的振动角位移信号；处理器，处理器针对攻角序列中的每一个攻角，根据以下公式(1)计算俯仰动导数：
其中，C为俯仰动导数，为俯仰时差力矩系数，Cmq为俯仰阻尼力矩系数，为气动力矩基波幅值，λ为振动角位移信号和总力矩信号之间的相位差，θ0为角位移的波动幅值，q∞为动压，S为导弹2的参考面积，cA为导弹2的参考长度，K为减缩频率。
具体地，公式(1)中的俯仰动导数为俯仰时差力矩系数与俯仰阻尼力矩系数之和，在实际应用中，将俯仰时差力矩系数与俯仰阻尼力矩系数组合使用，作为俯仰动导数，因此，在本发明中根据公式(1)计算俯仰动导数。
在一个示例中，支撑机构3为扇片形，其堵塞度小于10％，即支撑机构3的迎风面积与高速风洞1的横截面积的比值小于10％，可承受高速风洞1载荷，满足高速风洞1尺寸要求。
在一个示例中，处理器通过以下步骤确定气动力矩基波幅值：用总力矩信号减去惯性力矩得到气动力矩变化曲线，其中，总力矩信号为在有风情况下，通过动导数天平4测量获得，惯性力矩基于在无风情况下，通过动导数天平4测量获得的惯性力矩信号得到；根据气动力矩变化曲线确定气动力矩基波幅值。
在一个示例中，处理器通过以下步骤确定每一个攻角对应的惯性力矩：在攻角下，以指定的采样间隔测量一个强迫俯仰振动周期内的惯性力矩信号，以周期内测量的惯性力矩信号的平均值作为攻角对应的惯性力矩。
在一个示例中，处理器通过以下公式(2)计算减缩频率：
K＝ωcA/(2V) (2)
其中，ω为强迫俯仰振动频率，V为风速。
在一个示例中，旋转为绕导弹2自身轴线的自旋转，强迫俯仰振动为绕导弹质心的正弦强迫俯仰振动。
在一个示例中，处理器通过以下公式(3)计算动压：
其中，q∞为动压，M∞为马赫数，p∞为静压，静压由高速风洞测控***测量得到。
具体地，高速风洞1能够提供吹风条件和控制马赫数，通过马赫数可以确定风速，其马赫数范围为0.3-4.0；支撑机构3用于将导弹2支撑于高速风洞1内，且能够驱动导弹2旋转和进行强迫俯仰振动，其中，旋转为绕导弹2自身轴线的自旋转，强迫俯仰振动为正弦强迫俯仰振动，特别地，其是绕导弹质心的正弦强迫俯仰振动；处理器可以为计算机。
图2示出了根据本发明的旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验方法的步骤的流程图。
在该实施例中，根据本发明的旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验方法可以包括：
步骤101，在无风情况下，针对攻角序列中的每一个攻角，使导弹在该攻角下进行旋转和强迫俯仰振动，确定每一个攻角对应的惯性力矩；
具体地，在无风情况下，首先通过支撑机构将导弹调整至指定的攻角，然后通过支撑机构驱动导弹旋转，并驱动导弹作强迫俯仰振动，通过动导数天平测量相应的惯性力矩信号。然后，将导弹调整至下一攻角，重复前述过程，直到针对攻角序列中的每一个攻角均测量完毕。
步骤102，在有风情况下，针对攻角序列中的每一个攻角，使导弹在攻角下进行旋转和强迫俯仰振动，测量每一个攻角对应的总力矩信号，并采集每一个攻角对应的振动角位移信号，其中，在有风和无风情况下，导弹的旋转速度和强迫俯仰振动的振动角速度和振幅相同；
具体地，启动高速风洞，高速风洞提供吹风条件，并可控制马赫数，通过马赫数可确定高速风洞内的风速，其马赫数范围为0.3-4.0。待高速风洞内的流场稳定到指定的马赫数后，通过支撑机构将导弹调整至指定的攻角，通过支撑机构驱动导弹旋转，并驱动导弹作强迫俯仰振动，通过动导数天平测量相应的总力矩信号，通过位移元件测量导弹的振动角位移信号。然后，将导弹调整至下一攻角，重复前述过程，直到针对攻角序列中的每一个攻角均测量完毕。
步骤103，针对攻角序列中的每一个攻角，根据以下公式(1)计算俯仰动导数：
其中，C为俯仰动导数，为俯仰时差力矩系数，Cmq为俯仰阻尼力矩系数，为气动力矩基波幅值，λ为振动角位移信号和总力矩信号之间的相位差，θ0为角位移的波动幅值，q∞为动压，S为导弹的参考面积，cA为导弹的参考长度，K为减缩频率。
在一个示例中，通过以下步骤确定气动力矩基波幅值：用总力矩信号减去惯性力矩得到气动力矩变化曲线；根据气动力矩变化曲线确定气动力矩基波幅值。
在一个示例中，通过以下步骤确定每一个攻角对应的惯性力矩：在攻角下，以指定的采样间隔测量一个强迫俯仰振动周期内的惯性力矩信号，以周期内测量的惯性力矩信号的平均值作为攻角对应的惯性力矩。
在一个示例中，通过以下公式(2)计算减缩频率：
K＝ωcA/(2V) (2)
其中，ω为强迫俯仰振动频率，V为风速。
在一个示例中，旋转为绕导弹自身轴线的自旋转，强迫俯仰振动为绕导弹质心的正弦强迫俯仰振动。
在一个示例中，还可以先对惯性力矩信号、总力矩信号、振动角位移信号进行滤波，再进行相应的计算。
本发明在高速风洞中在旋转导弹绕自身轴线旋转的同时，依靠支撑机构驱动旋转导弹做强迫俯仰振动，解决了在高速风洞中旋转导弹旋转时的俯仰动导数测量问题。
为便于理解本发明实施例的方案及其效果，以下给出三个具体应用示例。本领域技术人员应理解，该示例仅为了便于理解本发明，其任何具体细节并非意在以任何方式限制本发明。
应用示例1
旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置包括：高速风洞1，提供吹风条件和控制马赫数，通过马赫数确定风速；支撑机构3为扇片形，用于将导弹2支撑于高速风洞1内，且能够驱动导弹2旋转和进行强迫俯仰振动，其中，旋转为绕导弹2自身轴线的自旋转，强迫俯仰振动为绕导弹质心的正弦强迫俯仰振动；动导数天平4，设置于导弹2的内部，用于测量导弹2的力矩信号；位移元件5，设置于支撑机构3上，用于测量导弹2的振动角位移信号；处理器，为计算机，针对攻角序列中的每一个攻角，在无风情况下，通过动导数天平4以指定的采样间隔测量一个强迫俯仰振动周期内的惯性力矩信号，以周期内测量的惯性力矩信号的平均值作为攻角对应的惯性力矩，为在有风情况下，通过动导数天平4测量获得总力矩信号，用总力矩信号减去惯性力矩得到气动力矩变化曲线，根据气动力矩变化曲线确定气动力矩基波幅值，动压通过风速计算获得，导弹2的参考面积与参考长度为导弹2的基本信息，进而根据公式(1)计算俯仰动导数，其中，通过公式(2)计算减缩频率。
应用示例2
旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验方法包括以下步骤：
步骤101：在无风情况下，针对攻角序列中的0°，使导弹在0°攻角下进行旋转和强迫俯仰振动，其中，旋转为绕导弹自身轴线的自旋转，转速为300r/min，强迫俯仰振动为绕导弹质心的正弦强迫俯仰振动，振动方程为θ＝3°sin(2πt)。在0°攻角下，以指定的采样间隔测量一个强迫俯仰振动周期内的惯性力矩信号，以周期内测量的惯性力矩信号的平均值作为攻角对应的惯性力矩；
步骤102：高速风洞开车，提供吹风条件并控制马赫数为0.6，通过马赫数确定风速，在有风情况下，针对攻角序列中的0°，使导弹在0°攻角下进行旋转和强迫俯仰振动，测量0°攻角对应的总力矩信号，并采集0°攻角对应的振动角位移信号，其中，在有风和无风情况下，导弹的旋转速度均为300r/min，强迫俯仰振动方程均为θ＝3°sin(2πt)；
步骤103：针对攻角序列中的0°，用总力矩信号减去惯性力矩得到气动力矩变化曲线；根据气动力矩变化曲线确定气动力矩基波幅值，动压通过风速计算获得，导弹的参考面积与参考长度为导弹的基本信息，通过公式(2)计算减缩频率，进而根据公式(1)计算俯仰动导数为-2.03rad-1。
应用示例3
旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验方法包括以下步骤：
步骤101：在无风情况下，针对攻角序列中的0°，使导弹在0°攻角下进行旋转和强迫俯仰振动，其中，旋转为绕导弹自身轴线的自旋转，转速为600r/min，强迫俯仰振动为绕导弹质心的正弦强迫俯仰振动，振动方程为θ＝3°sin(4πt)。在0°攻角下，以指定的采样间隔测量一个强迫俯仰振动周期内的惯性力矩信号，以周期内测量的惯性力矩信号的平均值作为攻角对应的惯性力矩；
步骤102：高速风洞开车，提供吹风条件并控制马赫数为0.8，通过马赫数确定风速，在有风情况下，针对攻角序列中的0°，使导弹在0°攻角下进行旋转和强迫俯仰振动，测量0°攻角对应的总力矩信号，并采集0°攻角对应的振动角位移信号，其中，在有风和无风情况下，导弹的旋转速度均为600r/min，强迫俯仰振动方程均为θ＝3°sin(4πt)；
步骤103：针对攻角序列中的0°，用总力矩信号减去惯性力矩得到气动力矩变化曲线；根据气动力矩变化曲线确定气动力矩基波幅值，动压通过风速计算获得，导弹的参考面积与参考长度为导弹的基本信息，通过公式(2)计算减缩频率，进而根据公式(1)计算俯仰动导数为-2.48rad-1。
综上所述，本发明在高速风洞中在旋转导弹绕自身轴线旋转的同时，依靠支撑机构驱动旋转导弹做强迫俯仰振动，解决了在高速风洞中旋转导弹旋转时的俯仰动导数测量问题。
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 (11)
1.一种旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置，其特征在于，该装置包括：
高速风洞；
支撑机构，所述支撑机构用于将导弹支撑于所述高速风洞内，且能够驱动所述导弹旋转和进行强迫俯仰振动；
动导数天平，所述动导数天平设置于所述导弹的内部，用于测量所述导弹的力矩信号；
位移元件，所述位移元件设置于所述支撑机构上，用于测量所述导弹的振动角位移信号；
处理器，所述处理器针对攻角序列中的每一个攻角，根据以下公式(1)计算所述俯仰动导数：
<mrow>
<mi>C</mi>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>C</mi>
<mrow>
<mi>m</mi>
<mover>
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</msub>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>C</mi>
<mrow>
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<mi>q</mi>
</mrow>
</msub>
<mo>=</mo>
<mfrac>
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<mi>M</mi>
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</mover>
<mi>s</mi>
<mi>i</mi>
<mi>n</mi>
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</mrow>
<mrow>
<msub>
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<mn>0</mn>
</msub>
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</msub>
<msub>
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</msub>
<mi>K</mi>
</mrow>
</mfrac>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mo>-</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>1</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
其中，C为俯仰动导数，为俯仰时差力矩系数，Cmq为俯仰阻尼力矩系数，为气动力矩基波幅值，λ为振动角位移信号和总力矩信号之间的相位差，θ0为角位移的波动幅值，q∞为动压，S为导弹的参考面积，cA为导弹的参考长度，K为减缩频率。
2.根据权利要求1所述的旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置，其中，所述支撑机构为扇片形，其堵塞度小于10％。
3.根据权利要求1所述的旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置，其中，所述处理器通过以下步骤确定气动力矩基波幅值：
用总力矩信号减去惯性力矩得到气动力矩变化曲线，其中，所述总力矩信号为在有风情况下，通过所述动导数天平测量获得，所述惯性力矩基在无风情况下通过所述动导数天平测量获得的惯性力矩信号得到；
根据所述气动力矩变化曲线确定所述气动力矩基波幅值。
4.根据权利要求3所述的旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置，其中，所述处理器通过以下步骤确定每一个攻角对应的惯性力矩：
在所述攻角下，以指定的采样间隔测量一个强迫俯仰振动周期内的惯性力矩信号，以所述周期内测量的惯性力矩信号的平均值作为所述攻角对应的惯性力矩。
5.根据权利要求1所述的旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置，其中，所述处理器通过以下公式(2)计算所述减缩频率：
K＝ωcA/(2V) (2)
其中，ω为强迫俯仰振动频率，V为风速。
6.根据权利要求1所述的旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置，其中，所述旋转为绕导弹自身轴线的自旋转，所述强迫俯仰振动为绕导弹质心的正弦强迫俯仰振动。
7.一种旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验方法，利用根据权利要求1所述的旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置，所述方法包括：
在无风情况下，针对攻角序列中的每一个攻角，使导弹在所述攻角下进行旋转和强迫俯仰振动，确定每一个攻角对应的惯性力矩；
在有风情况下，针对所述攻角序列中的每一个攻角，使导弹在所述攻角下进行旋转和强迫俯仰振动，测量每一个攻角对应的总力矩信号，并采集每一个攻角对应的振动角位移信号，其中，在有风和无风情况下，所述导弹的旋转速度和强迫俯仰振动的振动角速度和振幅相同；
针对攻角序列中的每一个攻角，根据以下公式(1)计算所述俯仰动导数：
<mrow>
<mi>C</mi>
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<mi>C</mi>
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</mrow>
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<mo>-</mo>
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<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
其中，C为俯仰动导数，为俯仰时差力矩系数，Cmq为俯仰阻尼力矩系数，为气动力矩基波幅值，λ为振动角位移信号和总力矩信号之间的相位差，θ0为角位移的波动幅值，q∞为动压，S为导弹的参考面积，cA为导弹的参考长度，K为减缩频率。
8.根据权利要求7所述的旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验方法，其中，通过以下步骤确定气动力矩基波幅值：
用所述总力矩信号减去所述惯性力矩得到气动力矩变化曲线；
根据所述气动力矩变化曲线确定所述气动力矩基波幅值。
9.根据权利要求7所述的旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验方法，其中，通过以下步骤确定每一个攻角对应的惯性力矩：
在所述攻角下，以指定的采样间隔测量一个强迫俯仰振动周期内的惯性力矩信号，以所述周期内测量的惯性力矩信号的平均值作为所述攻角对应的惯性力矩。
10.根据权利要求7所述的旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验方法，其中，通过以下公式(2)计算所述减缩频率：
K＝ωcA/(2V) (2)
其中，ω为强迫俯仰振动频率，V为风速。
11.根据权利要求7所述的旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验方法，其中，所述旋转为绕导弹自身轴线的自旋转，所述强迫俯仰振动为绕导弹质心的正弦强迫俯仰振动。
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