為了給高馬赫數(shù)飛行器多體分離安全評(píng)估提供有效的風(fēng)洞試驗(yàn)預(yù)測手段,提出了Φ1m高超聲速風(fēng)洞多體分離試驗(yàn)系統(tǒng)研制的關(guān)鍵技術(shù)及解決辦法。通過"風(fēng)洞前室總溫總壓信號(hào)及模型天平測力信號(hào)等的數(shù)據(jù)采集、氣動(dòng)及動(dòng)力學(xué)解算、機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)控制"三位一體的設(shè)計(jì)方式,建立了Φ1m高超聲速風(fēng)洞多體分離軌跡捕獲試驗(yàn)技術(shù)平臺(tái)。結(jié)合高馬赫數(shù)飛行器開展了馬赫數(shù)5條件下的網(wǎng)格測力試驗(yàn)和典型狀態(tài)的捕獲軌跡系統(tǒng)（Captive trajectory system,CTS）試驗(yàn)驗(yàn)證。驗(yàn)證結(jié)果表明,研制的Φ1m高超聲速風(fēng)洞多體分離試驗(yàn)系統(tǒng)較好地獲得了飛行器分離軌跡及氣動(dòng)特性,可以滿足高馬赫數(shù)多體分離試驗(yàn)的網(wǎng)格測力、捕獲軌跡等功能需求,且在一次吹風(fēng)捕獲35個(gè)軌跡點(diǎn)的情況下,連續(xù)軌跡控制模式相較位置控制模式節(jié)約了42.5%的風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)間,提高了試驗(yàn)效率。 

【文章來源】：推進(jìn)技術(shù). 2020,41(04)北大核心EICSCD

【文章頁數(shù)】：9 頁

【文章目錄】：
1 引言
2 主要技術(shù)難點(diǎn)與解決措施
    2.1 分離體模型六自由度機(jī)構(gòu)研制
    2.2 控制系統(tǒng)研制
    2.3 氣動(dòng)解算軟件研制
    2.4 捕獲軌跡控制策略
    2.5 安全防護(hù)設(shè)計(jì)
3 風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證
    3.1 試驗(yàn)條件與試驗(yàn)?zāi)Ｐ?br>    3.2 流場結(jié)構(gòu)分析
    3.3 試驗(yàn)結(jié)果分析
        3.3.1 網(wǎng)格測力試驗(yàn)結(jié)果分析
        3.3.2 捕獲軌跡試驗(yàn)結(jié)果分析
4 結(jié)論


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]串聯(lián)布局飛行器級(jí)間冷分離氣動(dòng)特性研究[J]. 秦永明,田曉虎,董金剛,張江.  實(shí)驗(yàn)流體力學(xué). 2014(01)
[2]多噴流干擾級(jí)間熱環(huán)境風(fēng)洞試驗(yàn)研究[J]. 林敬周,曹程,吳彥森,張紹武.  實(shí)驗(yàn)流體力學(xué). 2012(03)
[3]高超聲速多體干擾與分離試驗(yàn)[J]. 王元靖,吳繼飛,陶洋,羅新福,錢豐學(xué).  航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2010(04)
[4]火箭級(jí)間冷分離過程后期階段的耦合數(shù)值模擬[J]. 高立華,張兵,權(quán)曉波,符松.  推進(jìn)技術(shù). 2010(02)
[5]某運(yùn)載火箭級(jí)間分離噴流干擾風(fēng)洞試驗(yàn)研究[J]. 王志堅(jiān),伍貽兆,林敬周.  實(shí)驗(yàn)流體力學(xué). 2009(02)
[6]FL-24風(fēng)洞新型捕獲軌跡系統(tǒng)設(shè)計(jì)與發(fā)展[J]. 黃敘輝,羅新福,于志松.  空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào). 2008(02)
[7]布撒器—子彈氣動(dòng)干擾風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究[J]. 雷娟棉,吳甲生,肖雅彬.  兵工學(xué)報(bào). 2005(04)
[8]兩種特殊CTS試驗(yàn)技術(shù)的研究[J]. 于志松,王發(fā)祥,羅新福.  流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測量. 2004(04)
[9]高超聲速風(fēng)洞子母彈分離干擾測力試驗(yàn)技術(shù)[J]. 趙忠良,龍堯松,余立,王玉花,白本奇.  流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測量. 2004(03)
[10]級(jí)間分離的流場及熱流分析研究[J]. 張文普,豐鎮(zhèn)平.  推進(jìn)技術(shù). 2003(03)



本文編號(hào)：3118047