旋转导弹风洞动态测力试验技术研究

发布时间：2021-03-08 21:33

　　常规风洞静态气动力测量技术无法得到旋转导弹的非定常气动特性数据,需要研究在风洞中模拟旋转导弹运动特征以及对气动力实现动态测量的试验技术。在1.2m量级超声速风洞中,研究了大长细比导弹模型旋转运动主动控制技术以及与旋转运动对应的动态测量试验技术。采用旋转导弹模型（长细比为20）对建立的试验技术进行了风洞试验验证。结果表明:采用微型驱动系统并对旋转组件与导弹模型进行一体化设计,可以对大长细比导弹模型转速进行稳定控制;建立的风洞动态测力试验技术可以对导弹模型旋转运动下的动态数据进行测量,试验数据重复性精度良好。 

【文章来源】：实验流体力学. 2020,34(04)北大核心

【文章页数】：6 页

【部分图文】：

试验系统组成图

在风洞试验中模拟旋转导弹模型的转速，要求斯特劳哈尔数Sr(Strouhal number）相似，Sr=ωl/2v，其中ω为弹体绕体轴的旋转速度，l为飞行器特征长度，v为来流速度。由于风洞中采用缩比模型，所以要求模型转速比实际飞行时更高。受风洞模型弹体直径的限制，大长细比旋转导弹的可控高速旋转存在一定技术难度。常规方法是使用尾翼斜置角，利用弹体自身气动力使模型旋转，其缺点在于试验过程中不能连续稳定控制模型转速，且转速会随迎角和马赫数的改变出现较大波动。主动旋转模型结构以及实物如图3和4所示。模型外形与实际导弹几何相似，模型壁厚在保证刚度的条件下尽量薄，内部安装旋转组件（如图3放大图所示）。微型电机安装于旋转组件内，电机传动轴伸出旋转组件端面与模型连接，另一端与测力天平连接并以支杆固定安装。试验时，以微型电机驱动模型高速旋转，旋转组件固定不转，模型所受气动力通过轴承传递至测力天平。

主动旋转模型结构以及实物如图3和4所示。模型外形与实际导弹几何相似，模型壁厚在保证刚度的条件下尽量薄，内部安装旋转组件（如图3放大图所示）。微型电机安装于旋转组件内，电机传动轴伸出旋转组件端面与模型连接，另一端与测力天平连接并以支杆固定安装。试验时，以微型电机驱动模型高速旋转，旋转组件固定不转，模型所受气动力通过轴承传递至测力天平。图4 导弹模型旋转组件实物图

【参考文献】：
期刊论文
[1]近程/末端防御旋转导弹发展及关键技术综述[J]. 王波兰,李克勇,杨永强.  上海航天. 2017(S1)
[2]舰载末端防御导弹及其技术发展[J]. 张宏俊,吴强,张铁兵.  上海航天. 2013(05)
[3]鸭式布局旋转导弹气动特性研究[J]. 张平峰,周志超.  上海航天. 2013(03)
[4]拉姆导弹总体构型设计分析[J]. 任天荣,马建敏.  弹箭与制导学报. 2013(03)
[5]旋转尾翼鸭式布局导弹数值模拟[J]. 余奇华,敬代勇.  战术导弹技术. 2012(02)
[6]便携式红外寻的防空导弹——气动外形[J]. 杨安生.  上海航天. 1998(02)
[7]旋转导弹的气动布局[J]. 李惠芝,成楚之.  战术导弹技术. 1989(03)
[8]低阻增程弹风洞实验研究[J]. 吴甲生,徐文熙,居贤铭.  北京理工大学学报. 1989(02)
[9]旋转弧翼身组合体空气动力特性实验研究[J]. 吴甲生,徐文熙.  气动实验与测量控制. 1988(01)
[10]BS-7基本旋转模型magnus风洞实验（一）[J]. 吴甲生,徐文熙.  兵工学报. 1987(04)



本文编号：3071706