再入風洞試驗

簡介

再入太空飛行器的返回過程就是指再入太空飛行器脫離原來的運行軌道，再入到地球大氣層並在地面安全著陸的的過程，在航空航天領域具有重大意義。目前國內外通常採用風洞試驗來研究返回艙的動穩定特性。其中，就包括再入的試驗。

背景

對於載人飛船返回艙等再入飛行器來說，其長細比和升阻比都比較小，如“聯盟”、“雙子星座”、“阿波羅”等，其升阻比為0.1～0.5，長細比為0.88～1.53。而對於小升阻比載人返回飛行器的再入流譜比較複雜，在配平攻角下，迎風區一般為附著流，背風區和底部一般為分離流區，繞流流場記憶體在駐點區、亞聲速流區、超聲速流區、無粘激波層、粘性混合區、尾渦區、頭激波、尾激波和壓縮波、邊界層等。這些流譜對載人返回飛行器表面的壓力分布有直接影響，而壓力中心的位置會影響飛行器的配平攻角及穩定性。

對於小升阻比飛行器，壓心的位置對飛行器性能影響較大，如減小壓心位置調整係數對末制導炮彈的捕獲區域的增大有利；準確地確定彈體壓心位置是編制高精度射表的前提條件之一；質量矩控制對飛行器對壓心最大容許偏差範圍也提出了更高的要求，等等。

再入風洞試驗內容

1）質心位置對配平攻角和動導數試驗結果影響很大，因此在模型加工和設計時必須保證質心位置與真實質心儘可能一致；

返回艙的短鈍體外形特徵，質心位置是影響運動穩定性的主要偏差因素之一，它會直接影響配平攻角值和動導數值。返回艙的氣動配平狀態,是指繞返回艙質心的俯仰力矩係數為0時的狀態，這時所對應的俯仰角度定義為配平攻角 αt。為了便於再入姿態控制，返回艙的質心一般適當地偏離幾何軸，以提供配平攻角並產生升力，改變阻力，提高機動性能。

風洞試驗時，通過一系列偏心襯套，將模型與彈性鉸鏈相連。通過更換偏心不同的偏心襯套，由三坐標儀實時測量彈性鉸鏈中心（振動中心）與模型的質心偏差，直至二者完全重合。

地面風洞試驗時，質心位置不但對配平角影響很大，也會直接影響試驗結果。

2）返回艙尾部會產生分離流動，形成回流區，尾部迎風面與背風面造成壓差而形成附加後體力，加大試驗支撐系統的干擾，有可能改變阻尼性質；

在地面風洞試驗中，為避免激波干擾，多採取尾支撐的方式將模型支撐在風洞中。由於返回艙尾流對動穩定性影響較大，支桿的存在往往會改變尾流，從而改變試驗結果，在大攻角下支桿對返回艙動穩定性的影響更加明顯。

3）短鈍外形在亞跨超聲速區域可能出現極限環運動，從而影響返回艙的動穩定特性試驗結果。

自由振動動穩定試驗，可以直接獲取失穩邊界。在大部分穩定區域，返回艙受到小擾動後，其振幅會逐漸減小直至趨向平衡狀態，這時可以獲取飛行器動穩定導數。動穩定導數絕對值越大，其阻尼值越大，越穩定；但在部分馬赫數和攻角下，尤其是在配平攻角下，返回艙出現了失穩，出現兩種運動形式發散振動極和極限環振動。發散失穩狀態下，通過控制系統可能已經不能達到增穩的目的，應該儘量避免在該狀態下飛行，而小角度極限環振動，即當返回艙受到一個小擾動時，會逐漸發展成為以某個角度θ為幅值的正弦等幅振動，當擾動引起的角位移大於θ時，會自動收斂到θ角，當擾動的角位移小於θ時，會很快發散到θ角並等幅振動，對再入有很大的影響。

再入風洞試驗

基本介紹

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再入風洞試驗內容

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