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1、(10)申请公布号 CN 104198153 A (43)申请公布日 2014.12.10 CN 104198153 A (21)申请号 201410465068.7 (22)申请日 2014.09.12 G01M 9/06(2006.01) (71)申请人 北京电子工程总体研究所 地址 100854 北京市海淀区永定路 52 号院 (72)发明人 左应朝 王吉飞 李芸 朱瑾 (74)专利代理机构 北京正理专利代理有限公司 11257 代理人 张雪梅 (54) 发明名称 一种细长体导弹突起物热环境的测试方法 (57) 摘要 本发明公开一种细长体导弹突起物热环境的 测试方法， 该方法先根据细长体。
2、导弹飞行空域和 飞行弹道确定热环境试验的试验工况 ； 然后计算 细长体导弹在飞行条件下的流动状态和流场参 数 ； 对正常缩比模型在风洞条件下的流场进行数 值模拟 ； 最后对弹身大比例缩比， 根据第二步、 第 三步中计算得到的弹身各部位流场参数， 把弹身 部位流场参数基本不变的部位进行裁截得到新模 型， 新模型代替第三步中的模型进行试验。采用 本发明方法获得的突起物及其干扰区的试验结果 能代表原外形导弹突起物及其干扰区的热环境关 系使用该方法测到的试验数据应用到导弹防热设 计中， 经过导弹飞行试验考核， 证实该方法的有效 性。 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 4 页 附图 1。
3、 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书1页 说明书4页 附图1页 (10)申请公布号 CN 104198153 A CN 104198153 A 1/1 页 2 1. 一种细长体导弹突起物热环境的测试方法， 其特征在于， 包括以下步骤 ： 第一步， 根据细长体导弹飞行空域和飞行弹道确定热环境试验的试验工况 ； 第二步， 计算细长体导弹在飞行条件下的流动状态和流场参数 ； 第三步， 对正常缩比模型在风洞条件下的流场进行数值模拟 ； 第四步， 对弹身进行大比例缩比， 根据第二步、 第三步中计算得到的弹身各部位流场参 数， 把弹身部位流场参数基本不变的部位进行裁。
4、截得到新模型， 新模型代替第三步中的模 型进行试验。 2. 根据权利要求 1 所述的细长体导弹突起物热环境的测试方法， 其特征在于 ： 第二步 所述流动状态包括导弹在不同飞行空域的流动状态 ； 所述流场参数包括导弹各特征点在各 特征状态的速度、 密度和压力参数。 3. 根据权利要求 1 所述的细长体导弹突起物热环境的测试方法， 其特征在于 ： 第三步 所述正常缩比模型的缩比比例为 ： 1:5 1:10。 4. 根据权利要求 1 所述的细长体导弹突起物热环境的测试方法， 其特征在于 ： 第三步 所述数值模拟是针对缩比模型生成网格， 进行流场计算时加载的外流条件为试验风洞参数 条件， 得到缩比模型。
5、在风洞条件下各位置的流场参数。 5. 根据权利要求 4 所述的细长体导弹突起物热环境的测试方法， 其特征在于 ： 所述流 场参数包括速度、 密度和压力参数。 6. 根据权利要求 1 所述的细长体导弹突起物热环境的测试方法， 其特征在于 ： 第四步 所述大比例是指按照突起物缩比后能安装传感器的尺寸需求确定全弹模型的缩尺比例。 权 利 要 求 书 CN 104198153 A 2 1/4 页 3 一种细长体导弹突起物热环境的测试方法 技术领域 0001 本发明涉及细长体导弹测试的技术领域。更具体地， 涉及一种细长体导弹突起物 热环境的测试方法。 背景技术 0002 导弹以高超音速穿越大气层时弹体表。
6、面气动加热严酷， 准确预估导弹热环境参 数， 为导弹防热设计提供输入条件， 成为高速导弹研制成功的必要保证。 如何在地面风洞试 验中较精确地测得导弹特别是突起物及其干扰区的热环境参数， 利用风洞试验结果分析高 速导弹飞行条件下气动热环境分布规律， 考核分析模型和完善计算方法， 为导弹防热设计 提供满足设计精度要求的热环境参数成为型号研制过程中遇到的难题。 0003 国内承担热环境试验的风洞主要有激波风洞或炮风洞 , 风洞喷管出口最大尺寸 为 2m， 不可能满足导弹全尺寸热环境试验要求， 通常采用的试验方法是进行缩比模型试 验。 根据风洞的出口尺寸， 对细长体导弹通常需要的缩比比例为1 ： (5。
7、10)， 在细长的缩比 模型上布置测热点不仅困难， 而且能布置的测点少， 特别是弹体表面突起物及其干扰区的 某些局部部位， 缩比后根本无法安装测热传感器， 往往这些局部部位的热环境变化剧烈， 需 要了解和测定。 如何在已有的风洞条件基础上， 尽可能把试验模型设计成大比例， 有利于布 置测点， 尽可能全面地获得热环境试验结果成为热环境风洞试验方案设计时研究的难题。 0004 目前常规所采用的突起物热环境试验方法为 ： 在平板上单独放大突起物进行试 验， 该方法能满足突起物上多布点的条件， 但该方法测到的热环境数据与弹体 - 突起物干 扰的规律不十分吻合。 “平板 + 突起物” 的干扰规律与 “弹。
8、体 + 突起物” 的干扰规律缺乏一 致性。 0005 目前国内突起物热环境试验采用局部放大突起物尺寸的方法， 该方法虽然能满足 布点和多布测点的需求， 但该方法破坏了突起物和弹体相对尺寸关系， 试验测得的结果不 能代表原外形的热环境关系。 发明内容 0006 本发明要解决的技术问题是提供一种细长体导弹突起物热环境的测试方法 , 该 方法解决目前突起物热环境试验测点布置少、 难以捕捉热环境分布规律的难题， 成功获取 突起物及其干扰区的热环境参数， 达到热环境试验要求， 为导弹热环境与防热设计提供地 面试验依据。 0007 为解决上述技术问题， 本发明采用下述技术方案 ： 0008 一种细长体导弹。
9、突起物热环境的测试方法， 包括以下步骤 ： 0009 第一步， 根据细长体导弹飞行空域和飞行弹道确定热环境试验的试验工况 ； 0010 第二步， 计算细长体导弹在飞行条件下的流动状态和流场参数 ； 0011 第三步， 对正常缩比模型在风洞条件下的流场进行数值模拟 ； 0012 第四步， 对弹身进行大比例缩比， 根据第二步、 第三步中计算得到的弹身各部位流 说 明 书 CN 104198153 A 3 2/4 页 4 场参数， 把弹身部位流场参数基本不变的部位进行裁截得到新模型， 新模型代替第三步中 的模型进行试验。 0013 优选地， 第一步， 确定热环境试验的试验工况 0014 根据导弹飞行。
10、空域和飞行弹道确定热环境试验的试验工况， 确保所选择的工况能 涵盖该导弹的所有飞行空域 ( 所述飞行空域是指导弹的飞行范围， 是指导弹从地面逐渐飞 到高空， 涵盖超低空、 低空、 中空、 高空。)， 不漏典型空域特征点 ； 同时在试验工况设计时要 尽可能综合、 归类、 协调好参数之间的间隔， 以减少试验经费。 0015 优选地， 第二步对导弹在飞行条件下的流动状态和流场参数进行计算 0016 计算导弹在飞行条件下各典型特征状态的流场参数， 确定导弹在不同飞行空域的 流态， 确定导弹各特征点在各特征状态的速度、 密度、 压力等参数。 所述特征状态是指 ： 不同 的飞行高度、 不同流态。所述特征点。
11、包括弹身、 空气舵、 天线等。 0017 优选地， 第三步对正常缩比模型在风洞条件下的流场进行数值模拟 0018 确定试验风洞， 了解要做试验的风洞参数条件 ； 根据风洞设备能力和要求， 对准备 进行热环境试验的导弹外形进行常规缩比模型设计， 对缩比后的试验模型进行风洞试验条 件下的数值模拟。 进行该数值模拟时， 针对缩比模型生成网格， 进行流场计算时加载的外流 条件为试验风洞参数条件， 得到缩比模型在风洞条件下各位置的流场参数， 如 ： 速度、 密度、 压力等参数。 0019 优选地， 第四步对试验模型进行特殊设计 0020 为获得局部小尺寸突起物的热环境参数， 必须使得缩比后的模型部位能安。
12、装测热 流、 测压力传感器， 比如在出口为 800mm 风洞 ( 要求试验模型长度不超过 900mm) 中进行 导弹长 6m、 突起物高 10mm 的热环境试验， 1:7 缩比后的突起物尺寸不到 1.5mm， 而安装传感 器最小需要的尺寸为 3mm， 导致突起物无法安装传感器， 为此， 要在缩比后的突起物外形上 安装尽可能多的传感器， 以获得突起物及其干扰区的热环境测量参数， 应对模型进行特殊 设计， 模型缩比为 1:3， 而导弹 1:3 缩比后的长度为 2m， 不可能安装到风洞中。 0021 为解决上述矛盾， 本发明采取的方法是 ： 为了在缩比的突起物上安装传感器， 试验 模型设计缩比为 1。
13、 ： 3， 对弹身 1:3 缩比后根据第二步、 第三步中计算得到的弹身各部位流场 参数关系， 把弹身部位流场参数基本不变的长度截短一段， 使得设计后的缩比模型长度满 足风洞设备安装要求 ( 模型长度不超过 900mm)， 新模型在风洞条件下的流场参数与第三步 中模型各部位的流场参数相当， 新模型能代替第三步中的模型进行试验。 0022 通过上述步骤， 破解了细长体导弹突起物热环境试验测点布置难、 可布置测点少 的难题， 成功获取突起物及其干扰区的热环境参数， 达到热环境试验需求， 为导弹热环境与 防热设计提供地面试验依据。 0023 本发明的有益效果如下 ： 0024 1、 本发明方法简单， 。
14、易于实现。 无需重新改造风洞设备， 在原有风洞设备基础上实 现试验， 节约试验成本。 0025 2、 采用本发明方法， 可以获得较多测点热环境试验参数， 成功实现突起物干扰区 剧烈变化的热环境捕捉。 0026 3、 本发明采用的方法解决了小尺寸突起物缩比后不能安装传感器的难题， 可以准 确测量小尺寸突起物局部热环境。 说 明 书 CN 104198153 A 4 3/4 页 5 0027 4、 采用本发明方法获得的突起物及其干扰区的试验结果能代表原外形导弹突起 物及其干扰区的热环境关系使用该方法测到的试验数据应用到导弹防热设计中。 附图说明 0028 下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步。
15、详细的说明。 0029 图 1 示出本发明实施例 1 的细长体导弹突起物热环境试验方案设计流程图。 具体实施方式 0030 为了更清楚地说明本发明， 下面结合优选实施例对本发明做进一步的说明。流程 图见图 1。本领域技术人员应当理解， 下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的， 不 应以此限制本发明的保护范围。 0031 实施例 1 0032 一种细长体导弹突起物热环境试验方案设计方法的具体步骤为 ： 0033 第一步确定热环境试验的试验工况 0034 根据导弹飞行空域和飞行弹道确定热环境试验的试验工况， 确保所选择的工况能 涵盖该导弹的所有飞行空域， 不漏典型空域特征点 ( 比如一个高度区。
16、间应该综合考虑不同 马赫数、 不同攻角、 不同舵偏角、 不同雷偌数等。 ) ； 同时在试验工况设计时要尽可能综合、 归 类、 协调好参数之间的间隔， 以减少试验经费。 0035 第二步对导弹在飞行条件下的流动状态和流场参数进行计算 0036 计算导弹在飞行条件下各典型状态的流场参数 ( 比如在每一个飞行弹道点上飞 行的流场参数不同， 且在一个特定飞行点， 导弹每一个部位都有它特定的马赫数、 速度、 密 度、 压力等。)， 确定导弹在不同飞行空域的流态， 确定导弹各特征点在各特征状态的速度、 密度、 压力等参数。 0037 第三步对正常缩比模型在风洞条件下的流场进行数值模拟 0038 确定试验风。
17、洞， 了解要做试验的风洞参数条件 ； 根据风洞设备能力和要求， 对准备 进行热环境试验的导弹外形进行常规缩比模型设计， 对缩比后的试验模型进行风洞试验条 件下的数值模拟。 进行该数值模拟时， 针对缩比模型生成网格， 进行流场计算时加载的外流 条件为试验风洞参数条件， 得到缩比模型在风洞条件下各位置的流场参数， 如 ： 速度、 密度、 压力等参数。 0039 第四步对试验模型进行特殊设计 0040 为获得局部小尺寸突起物的热环境参数， 必须使得缩比后的模型部位能安装测热 流、 测压力传感器， 比如在出口为 800mm 风洞 ( 要求试验模型长度不超过 900mm) 中进行 导弹长 6m、 突起物。
18、高 10mm 的热环境试验， 1:7 缩比后的突起物尺寸不到 1.5mm， 而安装传感 器最小需要的尺寸为 3mm， 导致突起物无法安装传感器， 为此， 要在缩比后的突起物外形上 安装尽可能多的传感器， 以获得突起物及其干扰区的热环境测量参数， 应对模型进行特殊 设计， 模型缩比为 1:3， 而导弹 1:3 缩比后的长度为 2m， 不可能安装到风洞中。 0041 为解决上述矛盾， 本发明采取的方法是 ： 为了在缩比的突起物上安装传感器， 试验 模型设计缩比为 1 ： 3， 对弹身 1:3 缩比后根据第二步、 第三步中计算得到的弹身各部位流场 参数关系， 把弹身部位流场参数基本不变的长度截短一段。
19、， 使得设计后的缩比模型长度满 说 明 书 CN 104198153 A 5 4/4 页 6 足风洞设备安装要求 ( 模型长度不超过 900mm)， 新模型在风洞条件下的流场参数与第三步 中模型各部位的流场参数相当， 新模型能代替第三步中的模型进行试验。图 1 示出本发明 实施例 1 的细长体导弹突起物热环境试验方案设计流程图。 0042 通过上述步骤， 破解了细长体导弹突起物热环境试验测点布置难、 可布置测点少 的难题， 成功获取突起物及其干扰区的热环境参数， 达到热环境试验需求， 为导弹热环境与 防热设计提供地面试验依据。 0043 显然， 本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例， 而并非是对 本发明的实施方式的限定， 对于所属领域的普通技术人员来说， 在上述说明的基础上还可 以做出其它不同形式的变化或变动， 这里无法对所有的实施方式予以穷举， 凡是属于本发 明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。 说 明 书 CN 104198153 A 6 1/1 页 7 图 1 说 明 书 附 图 CN 104198153 A 7 。