本發(fā)明屬于飛行器風(fēng)洞試驗(yàn)領(lǐng)域，可用于高速飛行器外掛物，內(nèi)埋武器彈射投放模型試驗(yàn)，特別涉及一種補(bǔ)償高速風(fēng)洞彈射投放模型垂直加速度不足的方法。

背景技術(shù)：

飛行器外掛物如副油箱、火箭、導(dǎo)彈、炸彈、魚雷、空運(yùn)物資等，第四代戰(zhàn)斗機(jī)的內(nèi)埋武器從飛機(jī)上投放時(shí)，這些投放物在離開飛機(jī)的初期處于飛機(jī)的干擾流場中，它們的運(yùn)動軌跡和姿態(tài)對保證飛機(jī)安全尤為重要。干擾流場的特性與飛機(jī)的外形、飛行速度、飛行高度、飛機(jī)的姿態(tài)、外掛物的外形及其在飛機(jī)上的安裝位置和姿態(tài)等很多因素有關(guān)，所以投放物離開飛機(jī)初始瞬間的運(yùn)動軌跡和投放物的姿態(tài)很難用理論方法準(zhǔn)確地計(jì)算出來，特別是隨著電子工業(yè)的發(fā)展，作戰(zhàn)中的空襲和突防技術(shù)有新的發(fā)展，高馬赫數(shù)彈射投放炸彈和發(fā)射導(dǎo)彈的越來越多，由于壓縮性的影響和激波的干擾，使飛機(jī)附近的干擾流場變得更加復(fù)雜，更增加理論計(jì)算投放物軌跡和姿態(tài)的難度。

因而為了獲取高速飛機(jī)彈射投放在投放初始階段的運(yùn)動姿態(tài)和軌跡，研究各種參數(shù)(如飛機(jī)外形、飛機(jī)姿態(tài)、飛行高度和速度，投放物外形以及懸掛位置等)對投放物軌跡和姿態(tài)的影響，從而判定投放初始瞬間的安全性和可靠性，確定安全投放的參數(shù)范圍等，為外掛物的布局和投放參數(shù)控制提供可靠的數(shù)據(jù)，通常需在風(fēng)洞中進(jìn)行彈射投放試驗(yàn)。

對于高速風(fēng)洞彈射投放試驗(yàn)，必須考慮空氣壓縮性對投放物運(yùn)動軌跡和姿態(tài)的影響，馬赫數(shù)Ma成為主要的相似參數(shù)，高速風(fēng)洞彈射投放中用的最多是輕模型法。

采用量綱分析方法推導(dǎo)輕模型法試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c飛行器實(shí)物的因次關(guān)系時(shí)發(fā)現(xiàn)：模型的重力與氣動力之比和實(shí)物的重力與氣動力之比不一致，模型的垂直加速度不足導(dǎo)致其垂直方向的位移與實(shí)物有所差別，有可能導(dǎo)致高速風(fēng)洞彈射投放模型試驗(yàn)結(jié)果的失真。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的一個(gè)目的是解決至少上述問題和/或缺陷，并提供至少后面將說明的優(yōu)點(diǎn)。

本發(fā)明還有一個(gè)目的是提供一種補(bǔ)償高速風(fēng)洞彈射投放試驗(yàn)?zāi)Ｐ痛怪狈较蚣铀俣炔蛔愕姆椒?，以縮小試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷拇怪狈较蚣铀俣炔蛔銓?dǎo)致其垂直方向運(yùn)動位移與實(shí)物的差距。

為此，本發(fā)明提供的技術(shù)方案為：

一種補(bǔ)償高速風(fēng)洞彈射投放模型垂直加速度不足的方法，包括：在高速風(fēng)洞彈射投放模型運(yùn)動過程中始終在所述高速風(fēng)洞彈射投放模型上施加一豎直向下的外加恒力G_N，以補(bǔ)償所述高速風(fēng)洞彈射投放模型垂直加速度的不足。

優(yōu)選的是，所述的補(bǔ)償高速風(fēng)洞彈射投放模型垂直加速度不足的方法中，所述外加恒力為：

$G_N=(\frac{T_m}{T_s{k}_l}-1)m_m{g}_s---\left(4\right)$

其中，T_m為所述高速風(fēng)洞彈射投放模型流場溫度，T_s為飛行器實(shí)物流場溫度，k_l為模型的縮尺比，等于L_s/L_m，L_s為所述飛行器實(shí)物的特征長度，L_m為所述高速風(fēng)洞彈射投放模型的特征長度，m_m為所述高速風(fēng)洞彈射投放模型的質(zhì)量，g_s為所述飛行器實(shí)物的垂直加速度。

優(yōu)選的是，所述的補(bǔ)償高速風(fēng)洞彈射投放模型垂直加速度不足的方法中，在高速風(fēng)洞彈射投放實(shí)驗(yàn)中，采用輕模型法。

優(yōu)選的是，所述的補(bǔ)償高速風(fēng)洞彈射投放模型垂直加速度不足的方法中，得到外加恒力的步驟包括：

步驟一、計(jì)算得出所述高速風(fēng)洞彈射投放模型與所述飛行器實(shí)物的垂直加速度之間的關(guān)系為：

g_m＝(T_m/T_sk_l)g_s (3)

g_m為所述高速風(fēng)洞彈射投放模型需要發(fā)到達(dá)到的垂直加速度；以及

步驟二、由加速度公式知：

$g_m=\frac{G_N+m_m{g}_s}{m_m}=\frac{T_m}{T_s{k}_l}{g}_s\⇒G_N=(\frac{T_m}{T_s{k}_l}-1)m_m{g}_s---\left(4\right)$

優(yōu)選的是，所述的補(bǔ)償高速風(fēng)洞彈射投放模型垂直加速度不足的方法中，得到所述步驟一中的公式(3)的具體步驟包括：

在輕模型法中，應(yīng)滿足所述高速風(fēng)洞彈射投放模型與所述飛行器實(shí)物的馬赫相等，且認(rèn)為所述高速風(fēng)洞彈射投放模型流場與所述飛行器實(shí)物流場的垂直加速度相等；

(1)速度關(guān)系

根據(jù)馬赫數(shù)的定義，馬赫數(shù)可定義為：

$M=\frac{V}{\sqrt{\mathrm{\γ}RT}}$

其中，M為馬赫數(shù)，γ為氣體比熱比，R為氣體常數(shù)，T為氣流靜溫風(fēng)洞試驗(yàn)的氣流介質(zhì)也是空氣，因此，所述高速風(fēng)洞彈射投放模型流場與所述飛行器實(shí)物的氣體比熱比和氣體常數(shù)都相同，所述高速風(fēng)洞彈射投放模型和所述飛行器實(shí)物馬赫數(shù)相等，可得：

$V_m=V_s\sqrt{\frac{T_m}{T_s}}---\left(1\right)$

(2)時(shí)間關(guān)系

在模型和實(shí)物的運(yùn)動軌跡相似的情況下，所述高速風(fēng)洞彈射投放模型和所述飛行器實(shí)物在水平方向移動的距離與特征長度之比應(yīng)相等，即：

$\frac{V_m{t}_m}{L_m}=\frac{V_s{t}_s}{L_s}$

將公式(1)代入上式可得：

$t_m=k_l{t}_s\sqrt{\frac{T_s}{T_m}}---\left(2\right)$

(3)垂直加速度關(guān)系

若高速風(fēng)洞彈射投放模型的運(yùn)動軌跡與飛行器實(shí)物相似，則高速風(fēng)洞彈射投放模型模型和飛行器實(shí)物在垂直方向移動的距離與特征長度之比應(yīng)相等，即：

$\frac{\frac{1}{2}{g}_m{t}_m^2}{L_m}=\frac{\frac{1}{2}{g}_s{t}_s^2}{L_s}$

將時(shí)間關(guān)系公式(2)代入上式可得：

$g_m=\frac{T_m}{T_s{k}_l}{g}_s---\left(3\right)$

優(yōu)選的是，所述的補(bǔ)償高速風(fēng)洞彈射投放模型垂直加速度不足的方法中，得到步驟二中的公式(4)中的g_s和T_s的方法為：獲取高速飛機(jī)彈射投放時(shí)飛行器實(shí)物的馬赫數(shù)M與飛行高度H，投放物的質(zhì)量m_s，進(jìn)而查國際標(biāo)準(zhǔn)大氣表得出飛行器實(shí)物的流場參數(shù)g_s和T_s。

優(yōu)選的是，所述的補(bǔ)償高速風(fēng)洞彈射投放模型垂直加速度不足的方法中，所述外加恒力在施加過程中不改變所述高速風(fēng)洞彈射投放模型的質(zhì)量。

本發(fā)明至少包括以下有益效果：

本發(fā)明在試驗(yàn)過程中只要多施加一個(gè)作用在模型質(zhì)心上等同于大小的作用力G_N即可，既可以準(zhǔn)確模擬試驗(yàn)?zāi)Ｐ徒怄i瞬時(shí)的分離速度和分離角速度，又可克服高速風(fēng)洞彈射投放模型垂直加速度不足的缺陷。

本發(fā)明在高速風(fēng)洞彈射投放模型運(yùn)動過程中一直在模型的質(zhì)心處施加一個(gè)不變的力—“虛擬重力”，從而達(dá)到克服高速風(fēng)洞彈射投放模型垂直加速度不足的缺點(diǎn)，縮小風(fēng)洞投放試驗(yàn)結(jié)果與實(shí)際投放結(jié)果的失真度。

本發(fā)明的其它優(yōu)點(diǎn)、目標(biāo)和特征將部分通過下面的說明體現(xiàn)，部分還將通過對本發(fā)明的研究和實(shí)踐而為本領(lǐng)域的技術(shù)人員所理解。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合實(shí)施例對本發(fā)明做進(jìn)一步的詳細(xì)說明，以令本領(lǐng)域技術(shù)人員參照說明書文字能夠據(jù)以實(shí)施。

應(yīng)當(dāng)理解，本文所使用的諸如“具有”、“包含”以及“包括”術(shù)語并不配出一個(gè)或多個(gè)其它元件或其組合的存在或添加。

本方法是基于高速風(fēng)洞彈射投放試驗(yàn)?zāi)Ｐ痛怪奔铀俣炔蛔愣岢龅摹?/p>

本發(fā)明提供一種補(bǔ)償高速風(fēng)洞彈射投放模型垂直加速度不足的方法，包括：在高速風(fēng)洞彈射投放模型運(yùn)動過程中始終在所述高速風(fēng)洞彈射投放模型上施加一豎直向下的外加恒力G_N，以補(bǔ)償所述高速風(fēng)洞彈射投放模型垂直加速度的不足。

在上述方案中，所述外加恒力為：

$G_N=(\frac{T_m}{T_s{k}_l}-1)m_m{g}_s---\left(4\right)$

其中，T_m為所述高速風(fēng)洞彈射投放模型流場溫度，T_s為飛行器實(shí)物流場溫度，k_l為模型的縮尺比，等于L_s/L_m，L_s為所述飛行器實(shí)物的特征長度，L_m為所述高速風(fēng)洞彈射投放模型的特征長度，m_m為所述高速風(fēng)洞彈射投放模型的質(zhì)量，g_s為所述飛行器實(shí)物的垂直加速度。

在上述方案中，在高速風(fēng)洞彈射投放實(shí)驗(yàn)中，采用輕模型法。

在本發(fā)明的其中一個(gè)實(shí)施例中，得到外加恒力的步驟包括：

步驟一、計(jì)算得出所述高速風(fēng)洞彈射投放模型與所述飛行器實(shí)物的垂直加速度之間的關(guān)系為：

g_m＝(T_m/T_sk_l)g_s (3)

g_m為所述高速風(fēng)洞彈射投放模型需要發(fā)到達(dá)到的垂直加速度；以及

步驟二、由加速度公式知：

$g_m=\frac{G_N+m_m{g}_s}{m_m}=\frac{T_m}{T_s{k}_l}{g}_s\⇒G_N=(\frac{T_m}{T_s{k}_l}-1)m_m{g}_s---\left(4\right)$

在上述方案中，得到所述步驟一中的公式(3)的具體步驟包括：

在輕模型法中，應(yīng)滿足所述高速風(fēng)洞彈射投放模型與所述飛行器實(shí)物的馬赫相等，且認(rèn)為所述高速風(fēng)洞彈射投放模型流場與所述飛行器實(shí)物流場的垂直加速度相等；

(1)速度關(guān)系

根據(jù)馬赫數(shù)的定義，馬赫數(shù)可定義為：

$M=\frac{V}{\sqrt{\mathrm{\γ}RT}}$

其中，M為馬赫數(shù)，γ為氣體比熱比，R為氣體常數(shù)，T為氣流靜溫

風(fēng)洞試驗(yàn)的氣流介質(zhì)也是空氣，因此，所述高速風(fēng)洞彈射投放模型流場與所述飛行器實(shí)物的氣體比熱比和氣體常數(shù)都相同，所述高速風(fēng)洞彈射投放模型和所述飛行器實(shí)物馬赫數(shù)相等，可得：

$V_m=V_s\sqrt{\frac{T_m}{T_s}}---\left(1\right)$

(2)時(shí)間關(guān)系

在模型和實(shí)物的運(yùn)動軌跡相似的情況下，所述高速風(fēng)洞彈射投放模型和所述飛行器實(shí)物在水平方向移動的距離與特征長度之比應(yīng)相等，即：

$\frac{V_m{t}_m}{L_m}=\frac{V_s{t}_s}{L_s}$

將公式(1)代入上式可得：

$t_m=k_l{t}_s\sqrt{\frac{T_s}{T_m}}---\left(2\right)$

(3)垂直加速度關(guān)系

若高速風(fēng)洞彈射投放模型的運(yùn)動軌跡與飛行器實(shí)物相似，則高速風(fēng)洞彈射投放模型模型和飛行器實(shí)物在垂直方向移動的距離與特征長度之比應(yīng)相等，即：

$\frac{\frac{1}{2}{g}_m{t}_m^2}{L_m}=\frac{\frac{1}{2}{g}_s{t}_s^2}{L_s}$

將時(shí)間關(guān)系公式(2)代入上式可得：

$g_m=\frac{T_m}{T_s{k}_l}{g}_s---\left(3\right)$

在上述方案中，得到步驟二中的公式(4)中的g_s和T_s的方法為：獲取高速飛機(jī)彈射投放時(shí)飛行器實(shí)物的馬赫數(shù)M與飛行高度H，投放物的質(zhì)量m_s，進(jìn)而查國際標(biāo)準(zhǔn)大氣表得出飛行器實(shí)物的流場參數(shù)g_s和T_s。

在上述所有方案中，所述外加恒力在施加過程中不改變所述高速風(fēng)洞彈射投放模型的質(zhì)量。

以往克服采用輕模型法導(dǎo)致垂直加速度不足的方法主要有三種：

(1)使載機(jī)模型以(T_m/T_skl-1)g_s的加速度向上運(yùn)動，這就使投放物模型的相對重力加速度為(T_m/T_sk_l-1)g_s，從而保證了投放物模型與實(shí)物運(yùn)動動力學(xué)相似；

(2)將模型置于外加的磁場中，使模型的垂直加速度為(T_m/T_sk_l-1)g_s；

(3)模型投放時(shí)，加大模型的彈射力，使模型上產(chǎn)生一個(gè)附加的彈射速度。

在以上三種方法，第(1)、(2)種方法都需要增加一套復(fù)雜的裝置，而當(dāng)試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比k_l＝1/10～1/20時(shí)，實(shí)現(xiàn)起來很困難；第(3)種方法中加大彈射力可彌補(bǔ)垂直加速度不足導(dǎo)致的模型下落時(shí)垂直位移與水平位移不成比例使模型投放軌跡偏離實(shí)物軌跡的缺陷，但其最主要的缺點(diǎn)是不能準(zhǔn)確地模擬試驗(yàn)?zāi)Ｐ徒怄i瞬時(shí)的分離速度和分離角速度。

本方法主要特征在于高速風(fēng)洞彈射投放模型運(yùn)動過程中一直在模型的質(zhì)心處施加一個(gè)不變的力—“虛擬重力”，從而達(dá)到克服高速風(fēng)洞彈射投放模型垂直加速度不足的目的。

“虛擬重力”的大小是嚴(yán)格按照量綱分析推導(dǎo)出的高速風(fēng)洞彈射投放采用輕模型法時(shí)的模型與實(shí)物的垂直加速度之間的關(guān)系gm＝(Tm/Tskl)gs，進(jìn)而采用牛頓第二定律得出：在試驗(yàn)過程中只要多施加一個(gè)作用在模型質(zhì)心上等同于GN大小的作用力即可，既可以準(zhǔn)確模擬試驗(yàn)?zāi)Ｐ徒怄i瞬時(shí)的分離速度和分離角速度，又可克服高速風(fēng)洞彈射投放模型垂直加速度不足的缺陷。

本發(fā)明主要特征在于高速風(fēng)洞彈射投放模型運(yùn)動過程中一直在模型的質(zhì)心處施加一個(gè)不變的力—“虛擬重力”，從而達(dá)到克服高速風(fēng)洞彈射投放模型垂直加速度不足的缺點(diǎn)，縮小風(fēng)洞投放試驗(yàn)結(jié)果與實(shí)際投放結(jié)果的失真度。

具體實(shí)施步驟如下：

步驟一：通過量綱分析方法推導(dǎo)出高速風(fēng)洞彈射投放采用輕模型法時(shí)的模型與實(shí)物的垂直加速度之間的關(guān)系。輕模型法大多數(shù)用于有彈射投放的情況，在進(jìn)行高速投放試驗(yàn)時(shí)，應(yīng)滿足模型與實(shí)物的馬赫數(shù)相等。

(1)速度關(guān)系

$M=\frac{V}{\sqrt{\mathrm{\γ}RT}}$

通常，風(fēng)洞試驗(yàn)的氣流介質(zhì)也是空氣，因此，模型和實(shí)物的氣體比熱比和氣體常數(shù)都相同，由模型和實(shí)物的馬赫數(shù)相等，可得：

$V_m=V_s\sqrt{\frac{T_m}{T_s}}---\left(1\right)$

(4)時(shí)間關(guān)系

在模型和實(shí)物的運(yùn)動軌跡相似的情況下，模型和實(shí)物在水平方向移動的距離與特征長度之比應(yīng)相等，即：

$\frac{V_m{t}_m}{L_m}=\frac{V_s{t}_s}{L_s}$

將公式(1)代入上式可得：

$t_m=k_l{t}_s\sqrt{\frac{T_s}{T_m}}---\left(2\right)$

(3)垂直加速度關(guān)系

若模型的運(yùn)動軌跡與實(shí)物相似，則模型和實(shí)物在垂直方向移動的距離與特征長度之比應(yīng)相等，即：

$\frac{\frac{1}{2}{g}_m{t}_m^2}{L_m}=\frac{\frac{1}{2}{g}_s{t}_s^2}{L_s}$

將時(shí)間關(guān)系公式(2)代入上式可得：

$g_m=\frac{T_m}{T_s{k}_l}{g}_s---\left(3\right)$

由公式(3)可知，雖然實(shí)物的氣流靜溫比模型試驗(yàn)時(shí)大，但因?yàn)槟Ｐ涂s比是一個(gè)比較大的數(shù)，故要保證模型與實(shí)物重心運(yùn)動的軌跡相似，模型的垂直加速度應(yīng)比實(shí)物大很多，故需要找到垂直加速度不足的解決措施。

步驟二：假設(shè)施加的虛擬重力為G_N，由加速度公式知：

$g_m=\frac{G_N+m_m{g}_s}{m_m}=\frac{T_m}{T_s{k}_l}{g}_s\⇒G_N=(\frac{T_m}{T_s{k}_l}-1)m_m{g}_s---\left(4\right)$

在高速風(fēng)洞彈射投放模型運(yùn)動過程中一直在模型的質(zhì)心處施加一個(gè)公式(4)中一個(gè)大小不變的力—“虛擬重力”，即可彌補(bǔ)垂直加速度不足帶來的模型垂直位移與實(shí)物的差距。

步驟三：由步驟二中的公式可以看出：必須事先已知高速飛機(jī)彈射投放時(shí)飛機(jī)的馬赫數(shù)Ma與飛行高度H，投放物的質(zhì)量m_s，進(jìn)而查標(biāo)準(zhǔn)大氣表得出飛行器實(shí)物的流場參數(shù)g_s，T_s；(2)根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)段的尺寸確定試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷目s尺比k_l；(3)根據(jù)選取的高速風(fēng)洞確定相應(yīng)試驗(yàn)段的流場參數(shù)T_m等，最終計(jì)算出需要施加的“虛擬重力”的大小。

這里說明的模塊數(shù)量和處理規(guī)模是用來簡化本發(fā)明的說明的。對本發(fā)明的公式(4)的應(yīng)用、修改和變化對本領(lǐng)域的技術(shù)人員來說是顯而易見的。

如上所述，根據(jù)本發(fā)明，由于應(yīng)該該發(fā)明的方法，因此具有縮小試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷拇怪狈较蚣铀俣炔蛔銓?dǎo)致其垂直方向運(yùn)動位移與實(shí)物的差距的效果。

盡管本發(fā)明的實(shí)施方案已公開如上，但其并不僅僅限于說明書和實(shí)施方式中所列運(yùn)用，它完全可以被適用于各種適合本發(fā)明的領(lǐng)域，對于熟悉本領(lǐng)域的人員而言，可容易地實(shí)現(xiàn)另外的修改，因此在不背離權(quán)利要求及等同范圍所限定的一般概念下，本發(fā)明并不限于特定的細(xì)節(jié)和這里示出與描述的實(shí)施例。