运载火箭嵌入式大气数据测量系统.pdf
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1、第 卷 第 期 年 月气 体 物 理 .:./.运载火箭嵌入式大气数据测量系统程 川 刘 阳(北京跟踪与通信技术研究所 北京)()摘 要:针对运载火箭主动飞行段 设计一种适用于球头双锥整流罩的嵌入式大气数据测量系统()并进行运载火箭 实施方案和求解精度研究 采用风洞试验手段对迎角误差、侧滑角误差以及形压系数进行标定 结果表明:在飞行 数.范围内能够较为准确辨识出实时风场参数变化 攻角、侧滑角测量绝对误差小于.数测量绝对误差小于.静压相对误差小于 嵌入式大气数据测量技术在运载火箭风场实时修正、飞行控制和主动减载等专业领域具有广泛的应用前景关键词:嵌入式大气数据测量系统 测量方案 解算精度 风洞试
2、验 中图分类号:文献标志码:().:收稿日期:修回日期:第一作者简介:程川()男 博士 工程师 主要研究运载火箭总体和气动设计:.引用格式:程川 刘阳.运载火箭嵌入式大气数据测量系统.气体物理 ():.:.():.引 言运载火箭的飞行载荷取决于飞行攻角 而飞行状态实时攻角由弹道设计中的程序攻角和大气环境中风干扰产生的攻角两部分组成 一般采用惯性导航系统()获取飞行位置和速度信息 即程序攻角 由于大气风场等扰动和大气模型的不确定性 采用惯性导航技术测量的大气参数和飞行姿态难以满足高精度的要求 对于风干扰攻角一般采用大气数据测量系统 而嵌入式大气数据系统()通过分布在飞行器前端的压力传感器阵列来测
3、量飞行器表面的压力分布 并按照一定的算法解算 间接获得飞行攻角、侧滑角、数、动压等大气参数信息 为了使运载火箭在跨声速段和最大动压区以较小的飞行攻角穿越稠密大气层 将飞行中受到的气动载荷减少到最小 获取火箭在飞行状态中的当地实时姿态角和风场参数十分重要 系统是由美国 于 世纪 年代提出的在飞机头部布置大量压力传感器 通过测量压力来推算大气数据的技术 即嵌入式大气数据测量技术 世纪 年代 研究中心开展了 系统在航天飞机上的应用研究 并在哥伦比亚航天飞机上完成了首次飞行试验 世纪 年代末至 年代 美国将 应用于、/等高性能战斗机 验证了 可适应于大攻角测量和实时解算能力 世纪 年代后期 开始应用于
4、、和 等高超声速试验飞行器 验证了 系统一系列气 体 物 理 年 第 卷关键技术 覆盖亚跨超声速飞行范围 获取的 数、攻角、侧滑角等大气数据达到了较高的精度取得了大量的研究成果 截至目前 技术已成功应用于高超声速飞行器、空天往返飞行器、高性能战斗机等各种型号的飞行器中 甚至应用于火星探测项目中火星大气数据测量任务中 国内对 系统的研究也在逐步开展 主要集中在 系统的工作原理、测压孔布局、解算算法和 系统风洞试验标等研究方面 相关技术研究尚未达到工程应用阶段 还有很多技术细节和工程问题亟须解决基于以往研究工作 钝头外形的 气动模型已经被证明非常可靠 在飞行器平稳飞行或者中等机动条件下可以达到较高
5、的测量精度 对于运载火箭而言 通常整流罩头部呈现为轴对称球头型 飞行攻角一般在 以内 姿态控制平稳无较大尺度机动 头部尺度大 局部流场稳定 重点关注在跨声速段全箭飞行姿态和 以内大气风场条件 理论上较为适合采用 系统进行大气参数测量 为了验证在运载火箭整流罩上采用 系统进行飞行攻角等大气数据测量的可行性 本文开展了运载火箭 系统方案设计 并进行了火箭缩比模型风洞标定试验研究 完成了 系统算法精度分析 气动模型本文中运载火箭头部整流罩为球头双锥外形如图 所示为典型的钝头旋成体构形 依据文献中描述 钝头体气动模型在不可压缩速度段时服从位势流理论 在可压缩速度段时服从修正后的 流理论 利用形压系数
6、结合两种气动模型 可以得到钝头体表面测压孔 的压力满足如下()()式中()为第 个测压孔的压力值 为动压为静压 为第 点的入射角(该点的曲面法线方向与来流速度矢量的夹角)为形压系数 用于修正实际模型与气动模型的差异 由几何关系可知第 点的入射角由下式确定式中 和 分别为当地迎角和当地侧滑角 和 分别为该点的圆周角和圆锥角 形压系数 综合考虑了气流的压缩效应、气动外形、系统误差等参数 根据上述气动模型及公式 采用“三点法”结合本实验中选取的十字形测压孔布局 对当地迎角或侧滑角进行解算 来流的迎角 和侧滑角 与孔位压力值之间存在一定的函数关系 可通过风洞校准试验或者飞行试验手段得到对应的函数关系曲
7、线图 钝头体气动模型示意图.动静压之比与 数之间的关系根据一维等熵流体力学关系可得到(.).().()测压孔配置方案测压孔位布局选择目前应用广泛、简单高效的十字形布局 为考核整流罩上对压力感知较为敏感的区域 如图 所示 布局了 种不同孔位组合方案 中心孔为“”其余孔位以“”形式排布“”表示圆周角方位 其中、以及 方案在整流罩的球头面上、以及 方案布置在整流罩第一锥面上 方案布置在整流罩第二锥面上 在运载火箭实际飞行中 整流罩呈现为两瓣合拢状态 在某一高度时通过控制指令进行整流罩分离抛罩 因两半罩合拢状态之间仍然会存在对分离界面处有一定尺度的安装缝隙 故总压驻点无法布置在整流罩的球头面前缘尖点处
8、 需要对总压驻点进行偏置布置(见图中 测点)考核前缘总压孔偏置对 系统解算的影响 因涉及超声速段测量 在静压测点布置时须考虑头部激波的影响 为了尽可能准确测量波后静压 静压孔位需布置在整流罩的柱段上靠后位置(见图中、测点)第 期程川 等:运载火箭嵌入式大气数据测量系统()()图 运载火箭 系统测压孔位布置示意图.试验模型及设备试验在南京航空航天大学 和 风洞中完成 风洞是一座暂冲式直流下吹型亚/跨/超三声速风洞 试验 数范围为.试验段尺寸为.试验 数范围为.流场 数分布均方根偏差 不大于.模型区平均气流偏角不大于.风洞变攻角机构角度范围为 变侧滑角机构可使模型最大侧滑角达到 其中攻角满量程最大
9、误差不大于.侧滑角满量程最大误差不大于.风洞是一座采用高压下吹真空吸气运行方式和金属板蓄热式加热器加热方式的高超声速风洞 试验 数为、试验段出口直径为.运行稳定时间 试验 数范围为.流场 数分布均方根偏差 不大于.模型区平均气流偏角不大于.风洞变攻角机构角度范围为 攻角满量程最大误差不大于.试验模型在风洞中安装见图 试验状态见表 在校准过程中 分别对迎角和侧滑角状态独立进行试验研究 只考虑迎角的影响将模型的侧滑角调至 同理 在只考虑侧滑角的影响时将模型的迎角调至 既有侧滑角又有迎角的耦合工况 将根据角度大小取权重进行 数修正()()图 试验模型在 和 风洞中安装情况.表 试验测试状态表 ./(
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