[发明专利]飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法

说明书

本发明公开了飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法：(1)、基于风洞试验分离与真实飞行器分离运动轨迹角位移相等，推算出时间缩比k_t与质量缩比k_m的关系式；(2)、根据风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹水平线位移相似，计算出质量缩比k_m；(3)、根据风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹竖直位移相似，推导风洞实验模型初始分离速度v_0m与真实飞行器分离运动时间t_s的关系；(4)、将当真实飞行器分离距离为分离影响临界距离时对应的真实飞行器分离运动时间t_s代入模型初始分离速度与真实飞行器分离运动时间t_s的关系式，从而确定最终的模型初始分离速度v_0m。本发明减小了模型线位移与角位移不对应性，提高了试验可信度。

技术领域

本发明涉及自由飞试验参数，尤其涉及一种飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法，属于航空航天工程领域。

技术背景

飞行器模型风洞试验在飞行器研制初期发挥着重要作用，风洞试验的一大特征是将真实飞行器的各种参数进行相似缩比，针对缩比模型进行试验，试验所得数据经相似缩比公式反向运算便可得真实飞行器的各类气动参数。风洞自由飞分离试验是一种非定常试验手段，由于试验模型没有支撑干扰，可更真实的模拟实际分离特性，常应用于飞行器多体分离及气动干扰问题研究，例如飞行器外挂物投放、内埋武器弹射、级间分离、子母弹抛撒、抛壳抛罩等。相似律是风洞试验至关重要的影响因素，要想试验模拟的准确，风洞试验相似律需经过严格的数学推导。

风洞自由飞模型试验中，模型尺寸往往比真实飞行器小很多，实际中经常需将几米长的真实导弹缩比成圆珠笔长短粗细尺寸的试验模型。风洞模型虽满足外形相似，但由于模型各物理量具有相关性，模型缩小后要求其具有极高重力加速度。以往风洞试验表明，试验所需的重力加速度约为10g-30g之间，也就是普通重力加速度(g＝9.8m/s²)的10到30倍。由于无法满足重力方向的加速度相似要求，以往的风洞试验加速度等于重力加速度，从而导致模型竖直方向运动的线位移与角位移不对应。在重点考虑的模型分离区内，存在着复杂的激波干扰流动，线位移直接影响模型处在哪个干扰区，而角位移在气动领域则是非常重要的一个参数，直接影响模型气动力的大小。因此以往试验并不能完全满足相似律要求，且试验误差较大，试验结果精度及准度一直深受外界质疑。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法，根据动力学及运动学推导出无风状态针对高速风洞分离自由飞试验的运动方程，得到保证风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹相似所需的模型质量特性参数及初始分离速度的求解方程。

本发明的技术解决方案是：飞机挂载物分离风洞自由飞试验相似律设计方法，用来确定风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动相似所需的模型质量特性缩比及初始分离速度，该方法包括如下步骤：

(1)、基于风洞试验分离与真实飞行器分离运动轨迹角位移相等，得到风洞实验模型与真实飞行器的角加速度缩比和时间缩比k_t的关系式，再根据角加速度缩比与质量缩比k_m的关系式，推算出风洞实验模型与真实飞行器时间缩比k_t与质量缩比k_m的关系式；

(2)、根据风洞实验模型与真实飞行器的时间缩比k_t和密度缩比k_ρ，风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹水平线位移相似，计算出风洞实验模型质量缩比k_m；

(3)、根据风洞试验分离轨迹与真实飞行器分离运动轨迹竖直位移相似、风洞实验模型长度缩比k_l与时间缩比k_t的关系式，推导风洞实验模型初始分离速度v_0m与真实飞行器分离运动时间t_s的关系；