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-攻角或旋转-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，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⑴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，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减小，判定所述导弹模型的锥形运动为锥形运动收敛。