一种旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法

摘要

本发明公开了一种旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法，包括：(1)提供一锥形运动机构，锥形运动机构包括一可自转地圆弧形支座，一支杆安装于圆弧形支座，所述导弹模型以可沿弹体轴自转的方式安装于所述支杆；(2)在风洞试验中，保持支座以固定的第一频率自转，且使支座的自转轴与风洞轴平行，保持导弹模型以固定的第二频率自转，以导弹模型的自转轴与支座的自转轴之间的夹角为导弹模型的锥动角；改变导弹模型的自转轴的方向，以改变锥动角，得到导弹模型的面外力和面外力矩随锥动角的变化规律；(3)如导弹面外力以及面外力矩随锥动角增大而增大，则判定锥形运动为锥形运动发散，如面外力以及面外力矩随锥动角增大而减小，判定锥形运动为锥形运动收敛。

权利要求

1.一种旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)提供一锥形运动机构，所述锥形运动机构包括一可自转地圆弧形支座，一支杆安装于所述圆弧形支座，将导弹模型同轴地安装于所述支杆，且所述导弹模型以可沿弹体轴自转的方式安装于所述支杆；

(2)在风洞试验中，保持所述支座以固定的第一频率自转，且使所述支座的自转轴与风洞轴平行，保持所述导弹模型以固定的第二频率自转，以所述导弹模型的自转轴与所述支座的自转轴之间的夹角为所述导弹模型的锥动角；改变所述导弹模型的自转轴的方向，以改变所述锥动角，得到导弹模型的面外力和面外力矩随所述锥动角的变化规律；

(3)如导弹面外力以及面外力矩随锥动角增大而增大，则判定所述导弹模型的锥形运动为锥形运动发散，如面外力以及面外力矩随锥动角增大而减小，判定所述导弹模型的锥形运动为锥形运动收敛。

2.如权利要求1所述的旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法，其特征在于，步骤(2)中，在风洞试验开始前以及风洞试验结束后，调节风洞支架，以使所述导弹模型的自转轴平行于所述风洞轴。

3.如权利要求1或2所述的旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法，其特征在于，步骤(1)中，所述支座是相对于所述风洞支架对称安装的。

4.如权利要求3所述的旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法，其特征在于，步骤(2)中，一配重安装在所述支座上，且通过调节该配重的安装位置，使所述锥形运动机构的质量分布平衡。

5.如权利要求1或2所述的旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法，其特征在于，步骤(2)中，改变所述导弹模型在所述支座上的安装位置，从而改变所述导弹模型的自转轴的方向。

6.如权利要求1或2所述的旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法，其特征在于，所述导弹模型的自转是由第一旋转驱动机构驱动实现，或者，是通过以下过程实现：设计导弹模型的尾翼斜置角，使所述导弹模型受空气动力作用产生滚转力矩，从而使所述导弹模型旋转。

说明书

一种旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法

技术领域

[0001] 本发明属于试验空气动力学领域，尤其涉及一种旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法。

背景技术

[0002] 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，会产生新的不对称气动力和力矩。旋转导弹气动力特性的获得方式中，数值计算和风洞试验最为关键，尤其是风洞试验，是相对最为接近实际飞行试验状态的地面模拟手段。

[0003] 旋转飞行引起新的不对称气动力和力矩，其中最突出的就是面外力和面外力矩。马格努斯力和力矩是由旋转一攻角或旋转一侧滑角耦合产生的一种面外力和面外力矩。当攻角较大时，非对称体涡也能诱导产生面外力和面外力矩。导弹在旋转飞行中，由于存在面外力与面外力矩，导致了锥形运动的产生。当出现锥形运动的不稳定时，导弹锥形运动的锥动角增大严重影响导弹的射程与命中精度，严重时导致导弹的发射失败。

[0004] 20世纪60年代，美国的奈特霍克(Nite-hawk)探空火箭，在50 余次飞行试验中曾有近20次出现了发散的锥形运动。西班牙的140mm 火箭弹在28次飞行试验中出现了9次锥形运动。美国、英国、澳大利亚联合进行无控炸弹飞行动力学研究时，专题研究了炸弹在下落过程中产生锥形运动的原因及抑制锥形运动的措施。我国在无控火箭弹的飞行试验中也有类似现象发生，使射程大大降低。

发明内容

[0005] 针对上述技术问题，本发明提供了一种可预测旋转飞行导弹锥形运动稳定性风洞试验方法。

[0006] 本发明的技术方案为：

[0007] 一种旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法，包括以下步骤：

[0008] (1)提供一锥形运动机构，所述锥形运动机构包括一可自转地圆弧形支座，一支杆安装于所述圆弧形支座，将导弹模型同轴地安装于所述支杆，且所述导弹模型以可沿弹体轴自转的方式安装于所述支杆；

[0009] (2)在风洞试验中，保持所述支座以固定的第一频率自转，且使所述支座的自转轴与风洞轴平行，保持所述导弹模型以固定的第二频率自转，以所述导弹模型的自转轴与所述支座的自转轴之间的夹角为所述导弹模型的锥动角；改变所述导弹模型的自转轴的方向，以改变所述锥动角，得到导弹模型的面外力和面外力矩随所述锥动角的变化规律；

[0010] (3)如导弹面外力以及面外力矩随锥动角增大而增大，则判定所述导弹模型的锥形运动为锥形运动发散，如面外力以及面外力矩随锥动角增大而减小，判定所述导弹模型的锥形运动为锥形运动收敛。

[0011] 优选的是，所述的旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法中，步骤(2)中，在风洞试验开始前以及风洞试验结束后，调节风洞支架，以使所述导弹模型的自转轴平行于所述风洞轴。

[0012] 优选的是，所述的旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法中，步骤(1)中，所述支座是相对于所述风洞支架对称安装的。

[0013] 优选的是，所述的旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法中，步骤(2)中，一配重安装在所述支座上，且通过调节该配重的安装位置，使所述锥形运动机构的质量分布平衡。

[0014] 优选的是，所述的旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法中，步骤(2)中，改变所述导弹模型在所述支座上的安装位置，从而改变所述导弹模型的自转轴的方向。

[0015] 优选的是，所述的旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法中，所述导弹模型的自转是由第一旋转驱动机构驱动实现，或者，是通过以下过程实现：设计导弹模型的尾翼斜置角，使所述导弹模型受空气动力作用产生滚转力矩，从而使所述导弹模型旋转。

[0016] 本发明的技术效果为：

[0017] 本发明能够在风洞中实现旋转飞行导弹的锥形运动模拟试验，并对旋转飞行导弹的锥形运动稳定性进行判断，可以在风洞试验中对旋转飞行导弹在飞行过程中是锥形运动收敛还是锥形运动发散做出预测。

附图说明

[0018] 图1为本发明所述的锥形运动机构的结构示意图；

[0019] 图2为本发明所述的旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法的原理框图；

[0020] 图3为本发明所述的锥形运动的示意图；

[0021] 图4为本发明所述的旋转导弹模型面外力矩随锥动角变化曲线图。

具体实施方式

[0022] 为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施方式做详细的说明。

[0023] 请参阅图1、图2和图3，本发明提供了一种旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法，包括以下步骤：

[0024] (1)提供一锥形运动机构，所述锥形运动机构包括一可自转地圆弧形支座3，所述支座3通过后端安装的电机驱动其旋转。一支杆 4安装于所述支座，将导弹模型5同轴地安装于所述支杆，且所述导弹模型5以可沿弹体轴6自转的方式安装于所述支杆。该锥形运动机构可以实现导弹模型绕弹体轴系旋转以及绕风洞轴系的旋转。导弹模型的锥动角就是弹体轴与风洞轴的夹角，也就是导弹模型的自转轴与支座的自转轴之间的夹角。

[0025] (2)在风洞试验中，保持所述支座3以固定的第一频率自转，且使所述支座的自转轴与风洞轴平行，保持所述导弹模型5以固定的第二频率自转，以所述导弹模型5的自转轴与所述支座的自转轴之间的夹角为所述导弹模型的锥动角；改变所述支杆的自转轴的方向，以改变所述锥动角，通过变换不同的锥动角，得到导弹模型的面外力和面外力矩随所述锥动角的变化规律，导弹模型的面外力与面外力矩由风洞测力天平测量得到。

[0026] (3)如导弹面外力以及面外力矩随锥动角增大而增大，则判定所述导弹模型的锥形运动为锥形运动发散，如面外力以及面外力矩随锥动角增大而减小，判定所述导弹模型的锥形运动为锥形运动收敛。

[0027] 如图2所示，导弹旋转飞行时，由于旋转效应会诱导产生面外力与面外力矩，面外力与面外力矩和导弹自旋运动的耦合效应会使旋转导弹产生锥形运动。旋转导弹飞行时，如果发生锥形运动，锥动角一直增大则出现锥动(即锥形运动)发散，会影响旋转导弹的射程与命中精度，严重时会出现发射失败的情况，如果锥动角减小或稳定在一个较小的角度，则认为锥动收敛，此种情况不影响导弹的精度与射程。

[0028] 图3中为本发明中导弹模型的锥形运动示意图，其中，轴x4为风洞轴，轴xc为弹体轴，ω2为导弹模型绕风洞轴的旋转频率(也就是第一频率)，ωx为导弹模型绕弹体轴的旋转频率(也就是第二频率)，θ就是锥动角。在风洞中利用本发明的锥形运动机构，得到导弹模型的面外力以及面外力矩随锥动角的变化规律，如图4所示，可以根据面外力以及面外力矩随锥动角的变化规律判断旋转导弹模型的锥形运动稳定性，判据为：导弹面外力以及面外力矩随锥动角增大而增大则锥动发散，面外力以及面外力矩随锥动角增大而减小则锥动收敛。

[0029] 上述支座的自转可以通过第二旋转机构驱动实现。

[0030] 进一步地，所述的旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法中，步骤(2)中，在风洞试验开始前以及风洞试验结束后，调节所述支架 2，以使所述导弹模型5的自转轴平行于所述风洞轴7。具体来说，风洞试验开始之前，需要先通过风洞1中的攻角机构调节锥形运动机构的攻角(也就是使支座的自转轴相对于风洞轴的夹角)，用于补偿锥动角，使导弹模型处于与风洞轴系平行的角度，试验结束在风洞关车前需要重复以上操作，这样可以有效的避免暂冲式风洞启动与关车时的冲击载荷。

[0031] 进一步地，所述的旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法中，步骤(1)中，所述支座3是相对于所述风洞支架2对称设置的。

[0032] 进一步地，所述的旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法中，步骤(2)中，一配重8安装在所述支座3上，且通过调节该配重的安装位置，使所述锥形运动机构的质量分布平衡。即配重可以调节锥形运动机构的静平衡。

[0033] 进一步地，所述的旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法中，步骤(2)中，改变所述支杆4在所述圆弧形支座3上的安装位置，从而改变所述导弹模型的自转轴的方向。另外，支杆可以是安装在一个固定的位置，比如通过一安装座枢接在支座的一端，该安装座以枢接点为中心旋转时，就改变了导弹模型的自转轴的方向。

[0034] 所述的旋转导弹锥形运动稳定性风洞试验方法中，所述导弹模型的自转是由第一旋转驱动机构驱动实现，或者，是通过以下过程实现：设计导弹模型的尾翼斜置角，使所述导弹模型受空气动力作用产生滚转力矩，从而使所述导弹模型和所述支杆旋转。

[0035] 本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，因此，本发明的保护范围应当以本发明权利要求所界定的范围为准。