[发明专利]模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法

说明书

技术领域

本发明涉及风洞多体分离自由飞试验方法，尤其涉及一种模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法，可应用于运载火箭、导弹及其他飞行器级间分离剩余推力干扰特性风洞多体分离自由飞试验。

背景技术

运载火箭、远程洲际弹道导弹等飞行器在爬升飞行段需要助推器(I级，一般提供发动机推力)提供动力，当爬升飞行到一定高度时，I级与II级箭弹体分离(级间分离)。级间分离过程中流场较为复杂，包括外流、I级发动机喷流以及前后二级或多级连接部分的相互干扰，涉及到激波干扰、分离流和旋涡等现象。I级与II级分离过程中，I级处于II级尾部流场中，II级飞行来流与I级之间也会形成复杂的瞬态分离气动力，这对II级和I级运动轨迹和分离特性产生较大影响，更甚I级发动机关车后可能会存在剩余喷流推力ΔF，持续工作一段时间Δt，在剩余推力持续工作的短暂时间内，对“自由飞行”的I级助推器产生一个轴向附加速度，该附加的轴向速度会对I级和II级飞行器的运动轨迹和分离特性产生怎样影响？这需要回答。这类实验是常规风洞测力、测压实验、投放模型试验、网格测力、CTS(捕获轨迹)无法模拟的，因此需要提出一种用能够真实模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法，以确定II级弹箭体与I级助推器分离过程中所承受的气动特性与运动特性，为总体及控制系统级间分离方案设计与飞行控制系统提供依据。

发明内容

针对上述技术问题，本发明提供了一种真实模拟发动机剩余推力、容易实现、容易定量、重复性强的风洞多体分离自由飞试验方法。

本发明的技术方案为：

一种模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法，包括：

提供一个两级飞行器模型并以该两级飞行器模型模拟真实两级飞行器，所述两级飞行器模型包括二级飞行器和一级飞行器，所述二级飞行器通过第一分离解锁装置可分离地连接至所述一级飞行器的头部，一弹簧套设置于所述一级飞行器的尾部，所述弹簧套的后端部具有开口，一弹簧容设于所述弹簧套内，一弹簧盖板通过第二分离解锁装置可分离地连接至所述弹簧套，至少部分地覆盖所述开口，从而使所述弹簧处于预压缩状态，一负载连接于所述弹簧盖板；

发射所述两级飞行器模型，并使所述两级飞行器模型在飞行过程中姿态不变；

待所述两级飞行器模型飞行一段距离后，使所述第一分离解锁装置解锁，从而使一级飞行器和二级飞行器彼此无相对运动地分离，同时，使所述第二分离解锁装置解锁，其中，从所述第二分离解锁装置解锁的瞬间至所述弹簧完全释放的过程中，以作用在所述一级飞行器上的弹簧力模拟真实两级飞行器中发动机的剩余推力，在所述弹簧完全释放时，所述一级飞行器与所述负载彼此分离；

对所述一级飞行器和所述二级飞行器在所述一级飞行器和所述负载的分离瞬间以及分离后的运动特性和气动特性进行测试。

优选的是，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法中，在所述第一分离解锁装置解锁之前，使所述两级飞行器模型沿直线飞行。

优选的是，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法中，从所述第二分离解锁装置解锁的瞬间至所述弹簧完全释放的过程中，在所述一级飞行器、所述负载和所述弹簧所构成的体系中，利用动量守恒定律公式和能量守恒定律公式计算所述一级飞行器所获取的应变能，并且以所述一级飞行器所获取的应变能模拟真实两级飞行器中发动机的剩余推力的能量。

优选的是，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法中，所述一级飞行器与所述负载的质量相等。

优选的是，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法中，发射所述两级飞行器模型时，使所述两级飞行器以逆流场的初速度进入至风洞的均匀流场中。

优选的是，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法中，利用高速摄像机拍摄所述一级飞行器和所述二级飞行器在所述一级飞行器和所述负载的分离瞬间以及分离后的运动轨迹。

优选的是，所述的模拟发动机剩余推力的风洞多体分离自由飞试验方法中，所述第一分离解锁装置包括：

至少一对第一贯通孔，开设于所述一级飞行器的头部的侧壁，相对于所述一级飞行器的轴线彼此间隔一定角度设置；

至少一对第二贯通孔，开设于所述二级飞行器的尾部的侧壁，其中，所述二级飞行器的尾部套设于所述一级飞行器的头部外侧；