基本介紹
- 中文名：彈道風洞
- 外文名：Ballistic wind tunnel
- 一級學科：航空航天
- 二級學科：空氣動力學
- 風洞：飛行器研製中不可缺少的部分
- CTS技術：捕獲彈道試驗技術
風洞,捕獲彈道試驗(CTS)技術,CTS技術,雙支撐試驗台(TSR),CTS技術的優缺點,遭毀傷巡航飛彈氣動特性風洞實驗,
風洞
風洞實驗指在風洞中安置飛行器或其他物體模型，研究氣體流動及其與模型的相互作用，以了解實際飛行器或其他物體的空氣動力學特性的一種空氣動力實驗方法。
風洞實驗的理論依據是運動相對性原理和流動相似性原理。根據相對性原理，飛機在靜止空氣中飛行所受到的空氣動力，與飛機靜止不動、空氣以同樣的速度反方向吹來，兩者的作用是一樣的。但飛機迎風面積比較大，如機翼翼展小的幾米、十幾米，大的幾十米（波音747是60米），使迎風面積如此大的氣流以相當于飛行的速度吹過來，其動力消耗將是驚人的。根據相似性原理，可以將飛機做成幾何相似的小尺度模型，只要保持某些相似參數一致，試驗的氣流速度在一定範圍內也可以低于飛行速度，並可以根據試驗結果推算出真實飛行時作用於飛機的空氣動力。
捕獲彈道試驗(CTS)技術
CTS技術
所謂CTS(Captive trajectory simulation)技術，就是在風洞中測量載機和外掛物(如飛彈)模型在初始發射狀態下的氣動力，由測得的氣動力通過計算機中的數學模型計算出下一時刻外掛物應處的位置和姿態，然後把外掛物移到這一位置，再測量此位置下外掛物所受的氣動力，再計算下一個位置點，如此反覆直到初始彈道結束。
此種外掛物可控軌跡試驗可以是間隙式或連續式，其外掛物的位置移動都是通過計算機自動控制的。間隙式方法是當外掛物運動到位後，風洞要停車，進行信號採集和數值計算，然後再進行到下一位置，其間外掛物的運動速度是不變的。連續式方法是在風洞不停車的情況下，由計算機依據數學模型的每一瞬時外掛物的速度分量相似到模型的速度分量，連續控制修正外掛物的運動速度，從而獲得一條完整的初始發射彈道。以上兩種方式，各有其特點，但都可以在不同條件下成功地完成需要的模擬試驗。CTS的主要組成部份如圖所示。
捕獲彈道方法
捕獲彈道方法雙支撐試驗台(TSR)
圖是英國AEA高速風洞使用的一種測量機載外掛靜態彈道和格線法測量的雙支撐試驗台（Two Sting Rig），一個尾支桿支撐的是載機模型，另一個尾支桿支撐的外掛物模型，此乃CTS技術的典型設備。
外掛模型與母機模型隨尾支架一起可以旋轉正負180度，外掛模型內裝六分量天平，由電機帶動繞支桿軸旋轉正負160度，並可獲得正負30度的俯仰與側滑角，俯仰和偏航裝置可以由平移裝置進行延伸平動以模擬有動力制導武器，並實現初始彈道瞬時位置和姿態的運動與變化。
TSR系統通過安裝在風洞試驗段前方的電視攝像機來直接測量外掛物的運動。伺服系統用聯用的計算機，依據載機發射或釋放外掛物時的速度、高度、載機攻角、爬升角和載荷係數等飛行條件的變化，在不停止風洞運行(即連續式)的條件下，隨時修正試驗彈道的初始條件。
CTS技術的優缺點
a、優點
（1）可以提供詳細的彈道數據隨時間的變化;
（2）多用途，可以隨時變化輸入;
（3）可以判斷計算方法的可靠性;
（4）可以得到釋放分離圖像的基本量級。
b、缺點
（1）靜態技術參數用於動態輸入，帶來一定的誤差;
（2）彈射釋放裝置及制導武器模擬困難;
（3）缺少機械運行的函式模型;
（4）受限於外掛物支撐系統的機械極限。
儘管CTS技術存在一定的缺點和不足，但它仍然是比較各種計算方法的基準，因為它提供了相對精確的彈道數據和直接觀察，成為機載飛彈或其它外掛物的系留、釋放和發射系統設計的最方便、經濟、可靠的試驗手段。只是在試驗過程中，對於靜態方法應給出與動態差異的修正量，如有攻角下外掛的機械變形、氣動阻尼等影響，以導數形式來計算相應的力和力矩，經修正後加到測得的相應參數上，並以此參數預測下一個彈道點，從而彌補以上缺陷引起的測量誤差，使得CTS技術更加完善和準確。
遭毀傷巡航飛彈氣動特性風洞實驗
高效毀傷和攔截巡航飛彈是當前反導技術研究領域面臨的重大課題.從目標易損性分析角度看，巡航飛彈毀傷分為KK級(摧毀)和C級(不能完成預定作戰任務)2個等級.在毀傷元作用下直接引爆戰鬥部或使之發生結構解體是KK級毀傷的主要模式，而破壞巡航飛彈氣動外形使之發生偏航而無法命中預定打擊目標，是C級毀傷的重要模式之一。李向榮等以“戰斧”多用途巡航飛彈偏航毀傷為研究套用背景，針對攔截彈藥打擊下可能出現的典型彈翼折彎毀傷模式，進行了風洞實驗模型設計及氣動特性參數測試和分析。
主要結論有：
①彈翼折彎對巡航飛彈側向力、偏航力矩有顯著影響，對升力、滾轉力矩有一定影響，但對阻力及其它氣動力特性參數影響很小；
②側向力係數隨彈翼折彎角度增大近似呈線性增長，而且這種影響隨飛行馬赫數的增大而增強；
③當彈翼折彎角增大到45度時，某些巡航飛彈氣動特性參數隨馬赫數和側滑角的變化趨勢發生明顯改變；
④彈翼折彎使飛彈所受氣動橫向載荷大大增加，這將導致巡航飛彈嚴重偏航，不能完成預定作戰任務。
