[发明专利]旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置及方法

权利要求书

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：

其中，C为俯仰动导数，为俯仰时差力矩系数，C_mq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，c_A为导弹的参考长度，K为减缩频率；

其中，所述支撑机构为扇片形，其堵塞度小于10％；

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；

其中，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。

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。

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公式(2)计算所述减缩频率：

K＝ωc_A/(2V) (2)

其中，ω为强迫俯仰振动频率，V为风速。

4.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。

5.一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：

其中，C为俯仰动导数，为俯仰时差力矩系数，C_mq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，c_A为导弹的参考长度，K为减缩频率；

其中，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。

6.根据权利要求5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。

7.根据权利要求5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。