[发明专利]旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置及方法

说明书

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。

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系统，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系统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，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。

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。