[发明专利]一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统及方法

说明书

一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统及方法，属于常规高超声速风洞试验技术领域。本发明提出了一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验方法。该方法首先根据高超声速风洞堵塞比要求确定火箭橇模型的大小，获得火箭撬真实外形与风洞模型的缩放比例。采用攻角机构上的支杆对火箭橇模型进行尾支撑水平固定，火箭橇模型位于风洞喷管的中心线上。火箭橇模型正下方放置平板，平板作用是用来模拟真实火箭橇试验的地面，平板的位置和大小尺寸经过计算获得。根据相对运动原理，试验过程中，火箭橇模型为静止，喷管中高速气流以真实火箭撬相同马赫数的速度吹过模型、平板。以此来模拟真实火箭橇在地面上高速滑行。

技术领域

本发明涉及一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统及方法，属于常规高超声速风洞试验技术领域。

背景技术

高超声速火箭橇是采用固体火箭作动力，火箭橇车体搭载试验件，在专用轨道上高速滑行，获得一系列飞行状态参数的动态试验过程。

由于火箭橇在地面轨道上高速滑行在橇体、连接和测试同时橇体产生的激波将在橇体和地面间来回反射，引起气动力和表面压力的非定常振荡，当振荡的频率同火箭橇结构固有频率相同时，将对橇体产生重大的破坏；同时气动力的变化将引起火箭橇在垂直方向上对滑轨冲击，过高的冲击载荷将造成滑靴和滑轨之间的刨削现象。为了准确获得火箭橇在高超声速条件下的气动载荷，为火箭橇的外形设计提供数据支撑，需要在对火箭橇地面效应进行准确的模拟。

图2给出了火箭橇在地面轨道上高速滑行的流场示意图。可以从图2中看出，火箭橇前方的未受扰动的流场与火箭橇后方的受到扰动的流场是以火箭橇头部产生的头激波为界线。头激波打到地面上，会产生激波反射，头激波会在高速滑行火箭橇腹部与地面之间交替反射，同时这些激波会产生激波－激波干扰、激波－边界层干扰等。火箭橇腹部流场主要由反射激波串和滑翘产生的激波来主导。采用风洞试验方式来模拟火箭橇在地面轨道上高速滑行，必须要准确的模拟火箭橇在地面轨道上滑行的独特运行方式带来了地面效应。

目前，国内外的大部分研究人员大都是采用CFD数值计算来模拟火箭撬在地面轨道上高速滑行的地面效应。但是由于数值计算模型的缺陷，对于复杂的激波干扰和大分离流动还不能准确的模拟。同时在数值计算中有些采用无粘流动定常计算，而真实的空气流动是有粘性的。国外的也有采用高速风洞试验来模拟火箭撬在地面轨道上高速滑行的地面效应。但是对于地面的模拟一般采用长和宽尺寸较大的平板来模拟真实火箭橇试验的地面，平板的前缘通常距离模型头部较近，有时候位于模型头部前方，这导致气流过早的接触到平板，使得平板上的边界层变得较厚，影响后方的流场。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种更能真实的模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统及方法，根据高超声速风洞试验堵塞比要求，确定火箭橇模型大小和火箭撬真实外形与风洞模型的缩放比例。根据相对运动原理，风洞试验过程中，火箭橇模型为静止，采用平板来等效地面，平板的位置和大小尺寸经过计算获得。喷管中高速气流以真实火箭撬相同的马赫数速度吹过模型、平板。以此来模拟真实火箭橇在地面上高速滑行，见图3。

本发明的技术解决方案是：一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统，包括火箭橇模型、平板、支杆、支架、试验段喷管、攻角机构和超扩段；

所述支架底部固定安装在试验支撑平台上，平板水平安装在支架顶部；

所述火箭橇模型安装在平板上表面；

所述支杆一端连接火箭橇模型尾部，用于对火箭橇模型进行尾支撑水平固定，另一端固定连接攻角机构下部；

所述试验段喷管和超扩段分别布置在火箭橇模型的头部一侧和尾部一侧，且试验段喷管和超扩段的中心线与火箭橇模型的中心线重合。

进一步地，根据预设高超声速风洞试验堵塞比要求确定火箭橇模型的直径D和总长L，并获得火箭撬真实外形与风洞模型的缩放比例A。