一种利用激波测量超音速弹丸飞行轨迹的方法与流程

本发明涉及弹道靶实验空气动力学领域，具体是一种利用超音速弹丸产生的激波来测量其飞行轨迹的方法。

背景技术：

高速自由飞弹道靶是研究高速弹丸、导弹、火箭、飞船以及其他高速飞行器气动力和再入物理现象的重要地面实验设备之一，其特点是实验模型没有支架，而是处于自由飞行状态。弹丸飞行轨迹是高速自由飞弹道靶实验的重点关注对象，目前测量弹丸飞行轨迹就是由一系列测量数据推算作用在模型上的气动力，这些实验测量数据通常来自于模型沿靶室纵向飞行过程中，通过沿若干正交摄影站拍摄的照片判读获得的姿态角和线性位置，它们是飞行距离和时间的函数。

由这些数据推算作用在飞行模型上的气动力，一般有两种方法：第一种方法是考虑描述模型运动的微分方程，获得作为时间或距离函数的位置和角度的近似解，然后利用这些近似解去拟合实验数据，进而求得实验模型的气动力特性。这种方法在数学上存在问题，因为微分方程是高度非线性的，一般不可能得到精确解。第二种方法是曲线拟合模型位置数据，并两次微分拟合的曲线来获得相应的加速度，然后通过牛顿定理反推作用在模型的气动力和力矩。第二种方法在数学上是严谨的，但要求有很精确的实验数据。一般来说，弹道靶实验数据主要来自于正交拍摄站拍摄的照片信息，然而，拍摄站由于其高昂的价格在实验段安装的数量有限，这也就限制了实验数据采集的范围，尤其是针对超高速、飞行距离长的实验，数据采集范围的问题就更加突出。发射管内表面的直线度和粗糙度达不到要求，还会导致模型在空间上很难达到预期的位置和姿态，从而增加了实验数据的采集难度、影响实验数据的精度。此外，由底片测量模型位置和姿态角引起的误差也会降低实验数据的精度和可靠性。

技术实现要素：

为了克服现有高速弹道靶实验中成本高、数据采集范围小和采集难度大的问题，本发明提出了一种利用激波测量超音速弹丸飞行轨迹的方法，该方法采用的实验装置为：在高速弹道靶实验中，设置两块长方形压力传感器阵列(平面)，每块传感器阵列上纵横均匀、整齐地布置(两排以上)压力传感器，每个压力传感器与数据采集设备相连。该设备能够记录所有测压点处压力脉动信号，然后将这样两块压力传感器阵列沿弹丸飞行方向正交的布置于靶室内实验段，实验开始时启动压力传感器和数据采集设备。本发明的方法是利用该装置分布在弹丸飞行轨迹附近的压力传感器阵列获得时域的压力信号，通过与CFD相结合的数据处理方式来确定弹丸的飞行轨迹，从而达到降低实验成本、扩大实验数据采集范围的目的。

本发明的技术方案为：

所述一种利用激波测量超音速弹丸飞行轨迹的方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：实验弹丸被模型发射器加速到超音速状态后进入实验段；实验段的两块沿弹丸飞行方向正交布置的压力传感器阵列采集超音速弹丸经过实验段时产生激波而带来的压力脉动信号；

步骤2：根据沿弹丸飞行方向相邻的两个压力传感器之间的距离Δs和所述两个压力传感器脉动压力波峰出现的时刻t1,t2，得到超音速弹丸经过所述两个压力传感器区间的飞行速度为ν＝Δs/(t2-t1)；

步骤3：重复步骤2，得到实验段中沿弹丸飞行方向上所有相邻两排压力传感器区间对应的超音速弹丸飞行速度；

步骤4：根据步骤3得到的超音速弹丸经过沿弹丸飞行方向上所有相邻两排压力传感器区间的飞行速度、超音速弹丸几何外形和实验段流场环境，通过CFD方法模拟超音速弹丸在每个飞行速度下的流场，并从流场中提取激波外形的几何数据曲面Ω；

步骤5：对于两块沿弹丸飞行方向正交布置的压力传感器阵列中垂直于弹丸飞行方向的每排压力传感器，采用以下步骤拟合实际激波面在该排压力传感器阵列平面的交线：

对于垂直于弹丸飞行方向的某排压力传感器，以其中某一压力传感器脉动压力波峰出现的时刻作为时间参照，计算该排其余压力传感器脉动压力波峰出现的时刻与参照时刻的时间差，根据时间差和步骤3得到的弹丸对应该排压力传感器的飞行速度拟合得到实际激波面在该排压力传感器阵列平面的交线l1和l2；

步骤6：利用步骤5得到的对应每排压力传感器的交线l1和l2，以及步骤4得到的对应每排压力传感器的曲面Ω，得到压力传感器阵列平面在每排压力传感器位置处，相对实际激波曲面的位置关系；进而得到超音速弹丸在每排压力传感器位置处，相对压力传感器阵列平面的距离和姿态角，组成超音速弹丸飞行轨迹。

进一步的优选方案，所述一种利用激波测量超音速弹丸飞行轨迹的方法，其特征在于：步骤2中，对于沿弹丸飞行方向相邻两排压力传感器，存在多组相邻两个压力传感器，根据每组相邻两个压力传感器的距离和脉动压力波峰出现的时刻差，得到超音速弹丸经过该组相邻两个压力传感器区间的飞行速度；取多组相邻两个压力传感器对应求得的飞行速度平均值，得到超音速弹丸经过沿弹丸飞行方向相邻两排压力传感器区间的飞行速度。

有益效果

本发明的有益效果是，采用相对廉价的压力传感器代替原实验设备中的昂贵的拍摄站，从而实现了降低实验成本的目的，压力传感器的安装位置和密度可以根据实验要求进行布置，从而实现了扩大实验数据采集范围的初衷。此外，压力传感器在实验中的安装、调试及使用相对简单。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是本项发明的实验设备装置安装布局示意图；

图2是利用测量点位置和测量信息计算飞行速度的原理示意图；

图3是利用CFD数值模拟结果提取激波面示意图；

图4是根据测量点位置和测量信息确定激波面与传感器平面的交线原理示意图；

图5是利用当前激波面及其与传感器平面交线计算弹丸空间位置和姿态角的原理示意图；

其中：

1.发射器，2.发射器支架，3.实验数据采集设备，4.数据连接线，5.弹丸，6.压力传感器阵列，7.压力传感器。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

本发明的目的是克服现有高速弹道靶实验中成本高、数据采集范围小和采集难度大的问题，为此提出了一种利用激波测量超音速弹丸飞行轨迹的方法，如图1所示，该方法采用的实验装置为：在高速弹道靶实验中，设置两块长方形压力传感器阵列(平面)，每块传感器阵列上纵横均匀、整齐地布置(两排以上)压力传感器，每个压力传感器与数据采集设备相连。该设备能够记录所有测压点处压力脉动信号，然后将这样两块压力传感器阵列沿弹丸飞行方向正交的布置于靶室内实验段，实验开始时启动压力传感器和数据采集设备。

当弹丸被发射器加速到规定速度后进入实验段时，弹丸与空气强烈的相互作用产生激波，激波是一个随弹丸一起运动的压缩波，它在空间上是一个向远场延伸的空间曲面，激波曲面扫过空间某一点时，就会在该点处引起强烈的压力脉动(如图3所示)。根据激波的这一特征，利用压力传感器和数据采集设备分别记录下激波扫过测压点的时刻，根据飞行方向两个相邻测压点之间的距离和激波扫过的时间差，就可以计算出弹丸通过该点处的速度；根据垂直于飞行方向上的一排测压点之间的距离和激波扫过的时间差，可以确定此时激波面与两个安装传感器平面的交线，将此交线与CFD模拟当前速度下获得的激波面信息进行比对，就可以确定此时弹丸的空间位置和姿态角。以此类推，每一排垂直于飞行方向布置的传感器所记录的数据，都可以确定激波扫过这些传感器时的弹丸的位置、姿态角和速度，最终将这些数据按照时间序列组合起来，就可以描述弹丸在实验过程中的飞行信息。

总体而言，本发明的方法就是利用上述装置分布在弹丸飞行轨迹附近的压力传感器阵列获得时域的压力信号，通过与CFD相结合的数据处理方式来确定弹丸的飞行轨迹，从而达到降低实验成本、扩大实验数据采集范围的目的。

根据上述原理性描述，本发明的具体步骤为：

步骤1：实验弹丸被模型发射器加速到超音速状态后进入实验段；实验段的两块沿弹丸飞行方向正交布置的压力传感器阵列采集超音速弹丸经过实验段时产生激波而带来的压力脉动信号；

步骤2：根据沿弹丸飞行方向相邻的两个压力传感器之间的距离Δs和所述两个压力传感器脉动压力波峰出现的时刻t1,t2，得到超音速弹丸经过所述两个压力传感器区间的飞行速度为ν＝Δs/(t2-t1)；

由于垂直于弹丸飞行方向有多组相邻两个压力传感器，所以对于沿弹丸飞行方向相邻两排压力传感器，根据每组相邻两个压力传感器的距离和脉动压力波峰出现的时刻差，得到超音速弹丸经过该组相邻两个压力传感器区间的飞行速度；取多组相邻两个压力传感器对应求得的飞行速度平均值，得到超音速弹丸经过沿弹丸飞行方向相邻两排压力传感器区间的飞行速度；

步骤3：重复步骤2，得到实验段中沿弹丸飞行方向上所有相邻两排压力传感器区间对应的超音速弹丸飞行速度；

步骤4：根据步骤3得到的超音速弹丸经过沿弹丸飞行方向上所有相邻两排压力传感器区间的飞行速度、超音速弹丸几何外形和实验段流场环境，通过CFD方法模拟超音速弹丸在每个飞行速度下的流场，并从流场中提取激波外形的几何数据曲面Ω；

步骤5：对于两块沿弹丸飞行方向正交布置的压力传感器阵列中垂直于弹丸飞行方向的每排压力传感器，采用以下步骤拟合实际激波面在该排压力传感器阵列平面的交线：

对于垂直于弹丸飞行方向的某排压力传感器，以其中某一压力传感器脉动压力波峰出现的时刻作为时间参照，计算该排其余压力传感器脉动压力波峰出现的时刻与参照时刻的时间差，根据时间差和步骤3得到的弹丸对应该排压力传感器的飞行速度拟合得到实际激波面在该排压力传感器阵列平面的交线l1和l2；

步骤6：利用步骤5得到的对应每排压力传感器的交线l1和l2，以及步骤4得到的对应每排压力传感器的曲面Ω，得到压力传感器阵列平面在每排压力传感器位置处，相对实际激波曲面的位置关系；进而得到超音速弹丸在每排压力传感器位置处，相对压力传感器阵列平面的距离和姿态角，组成超音速弹丸飞行轨迹。

根据上述步骤，结合附图进一步描述：

本实施例是一种利用激波测量超音速弹丸飞行轨迹方法，其实验装置如图1所示，模型发射器(1)负责将弹丸(5)加速到预定速度后进入实验段，在实验段安装两块压力传感器阵列(6)，每个传感器阵列上整齐地布置着压力传感器(7)，两块压力传感器通过数据线(4)与压力信号采集设备(3)相连。

超音速弹丸进入实验段后，由弹丸产生的激波会依次扫过所有的压力传感器，当激波扫过某个压力传感器时，激波会在压力传感器处引起强烈的压力脉动，这种压力脉动特征如图3所示，该压力信号的波峰所对应的时刻就是激波扫过当前压力传感器的时刻。按照图2所示原理，在不知道激波形状的情况下，利用沿着飞行方向相邻两个传感器的之间的距离Δs和脉动压力波峰出现的时间t1,t2，就可以获得弹丸的飞行速度ν＝Δs/(t2-t1)。

在获得弹丸飞行速度后，一方面根据弹丸的飞行速度、弹丸几何尺寸以及实验室内环境(流场)状态，利用CFD方法模拟该弹丸在当前速度下流场，从流场中提取激波外形的几何数据(如图3所示)曲面Ω；另一方面利用飞行正交方向传感器的间距和感受到激波扫略的时间差，计算激波面与压力传感器阵列平面的交线。以图4为例交线的计算方法是：在a、b、c、d、e、f、g、h、i、j中任选一个作为参照，计算其他传感器与该传感器感受到激波的时间差。如选取a为参照，其他传感器感受到激波的时间差分别为Δtb,Δtc,Δtd,Δte,Δtf,Δtg,Δth,Δti,Δtj，当激波面到达a点时，扫过其他传感器的激波面已经以弹丸飞行速度向前运动了s(s＝ν×Δt)，到达了b’、c’、d’、e’点，然后将a、b’、c’、d’、e’点拟合为双曲线l1，同样的方法可以获得双曲线l2。

如图5所示，曲线l1和曲线l2分别为曲面Ω与平面S1,S2的交线，匹配平面与激波曲线的位置关系，使曲线l1和曲线l2恰好为激波曲面与传感器平面的交线，就可以确定激波曲面与传感器平面的相对位置关系，进而可以确定此时弹丸相对两个传感器平面的为距离和姿态角。

通过上述方法，纵向每排压力传感器都可以确定一组当前时刻弹丸的飞行速度、空间位置以及姿态角数据，将这些时间序列数据组合起来，就可以获得实验中弹丸的飞行轨迹和飞行姿态。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。