QJ 2871-1997 弹道导弹和运载火箭空气动力试验方法.pdf

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1、L.J 中国航天工业总公司院天工业行业标准QJ 2871-97 弹道导弹和运载火箭空气动力试验方法1997-03-10发布1997-10-01实施中国航天工业总公司发布E次1 范围“.”. . H (1) 2 引用文件. (1) 3定义. . .(2) 4 一般要求.，. . . . . ( 2) 5 详级要求. （在方法l1弹箭选形漠i力试验，.7)方法102弹（箭加凸起物测力试验.（8)方法103空气舵选形漠i力试验“.(10)方法104燃气量在选形测力试验.(12)方法105弹箭滤力试验.u. . (14) 方法106咳管气动佼链力短试验.”（16)方法107擂绑火箭测为试验.(18)

2、方法I白8弹箭动导数试验.(20) 方法201弹箭体测压试验.“. . (22) 方法202尾翼测压试验. . . . (24) 方法301弹箭跨声速脉动压力试验.(26) 方法401弹曹营弹性模型气动温尼试验.（29)方法501弹箭两级串联分离试验.，. . . (31) 方法5白2助推火箭分离模拟试验.(34) 方法601外流与破流干扰试验. (36) 方法创2簇式喷管底部流动特性试验c.H (39) 中盟航天工业总公司航天工业行业标准弹道导弹和运载火箭空气动力试验方法QJ 2871 97 E范围1.1 主题内容本标准规定了弹道导弹和运载火箭空气动力试验的分类及其各项试验的目的、设备和测量

3、仪器及模型要求、试验条件、试验程序及数据处理要求等。1. Z适用范理本标准适用于战路、战术弹道导弹简称弹和运载火箭（简称箭空气动力只洞试验。I. 3分类1. 3. 1 测力试验za.弹箭选形苦磁力试验3b.弹（箭加凸起物测力试验事空气舵选形测力试验pd.燃气舵选形澳i力试验pe.弹（费苦测力试验zf.喷管气功饺链力矩试验丰富捆绑火箭测力试验zh.弹（苦苦动导数试验。1. 3. 2 测压试验za.弹（箭体测压试验。尾翼测压试验。1.J.J 弹（箭跨声速脉动压力试验。1. 3. 4弹箭弹性模型气功阻尼试验1. J. 5 弹箭两级串联分离试验。1. J.岳助推火箭分离模拟试验。1. J. 7外流与喷

4、流干扰试验。I. J. 8簇式瘦管底部流动特性试验。2主rm文件中毒航天工业总公司199703 IO批准”97-10-01实施1 QJ 2871 97 GJB 1179 高速风洞和低速风病流场品质规范QJ 1637 跨超声速风病模型通用规范QJ 1884 风满应变天平通用规范QJ 2119 跨、超声速风满导弹测力试验结果应用与分析QJ 2283 高超声速风满测力标准模型试验规范Q 2593 航天飞行器跨超声速风满测应试验方法QJ 2721 航天飞行器跨超声速风满测力试验方法Q 2798航天飞行器炮风满满力试验方法3定义3. 1 芯级掘绑火箭的中心主火箭。3.2纵向气动力通常指输向力、法向力和俯

5、仰力矩的总和。3. 3 纵向气动系数通常指辙向力系数、法向力系数、俯电力量E系数和压心系数的总和3. 4横向气动力通常指横向力、偏航力量E和滚转力矩的总和。3. s 横向气动系数通常指横向力系数、偏就为矩系数和滚转力量巨系数的总和。4 般要求4. l试验文件4. 1. 1 由委托试验单位提出试验任务书。4. 1. 2 试验单位应根据试验任务书编写试验大纲4. 2 凤洞4. 2.1 按弹箭飞行参数马赫数、雷诺数、攻角等和试验内容选择凤泪。4.2.2 风洞流场品质合格对于低、跨、超声速风洞流场品质，应符合GJB1179的规定。常规高超声速风洞马赫数分布的均方根偏差应符合下表要求表Ma 5 6 7

6、自2 10 量军方根镰盖的马幸事；! 0. 020o. 025 I o. 025o. 030 I o. oaoo. 035 I o. 035o. 040 I o 0400.045 数分布 4.3那量晏置和仪器4. 3.1 对测力试验，首先应根据试验内容选择测力天平试验模型气动力的最大筐与天平实用量程前关系，应符合QJ1637 ft 6. 2. 7条的有关规定e如果需重新设计天平时，应符合2 QJ 2871 97 QJ 1884中第5、6,7章的规定。对测量装置的要求应符合QJ2721中第6章的有关规定。4.3.2测应试验对测量装置的要求，应符合QJ2593中6.1条和6.2条的规定。4. 3.

7、 3动态测量采集系统精密度应满足试验要求。4.3.4泌量装置的灵敏度、量程的选取应与试验要求相匹配。4.3.5 马赫数和模型姿态角控制精密度，应符合QJ2593中第7章的规定。4.3.6测量仪器和设备均应校混合格，并符合周检时间要求。4.4确定试验项吕和内容的主要依据4.4. I 弹（箭总体技术要求和参数，主要有3也外形尺寸zd.弹（箭）质量、质心和转动惯量隧飞行时间的变化zc，推力矢量控制方式zd.发射方式。4. 4. 2 多级弹箭）级间段参数，主要有2a.两级分离方式和程序3也两级分离面位置z级！可距离乡d.排焰孔形式、位置、形状、尺寸和个数事e.上面级后底和下在吉级前底的外形尺寸及附加物

8、的位置和外形尺寸。4.4.3 助推火箭总体参数，主要有2a.各助推火箭的质量、质心及转动惯量3b.助推火箭与芯级连结支点的位置及支点处分离力和作用对问a4.4.4发动机类型和参数，主要有2也液体或固体sb.喷管型式、尺寸和布局3性能参数z燃烧室压力布温度，喷管出口马赫数、压力、温度、比热比和气体常数4.4.S弹道和姿态控制参数，主要有2a.弹道参数z飞行马赫数辛苦离度事b.姿态控费参数z飞行攻角、滚转角、矢量控制力和执行机构摆角。4.4.6结构特性参数，主要有2沿轴肉的质量分布和限度分布；磊.00有振动频率、摄望及结构应尼对应亮体温度。4.S模型模型设计原则是根据空气动力学招似准则，在保证试验

9、设备运转良好始条件下，模拟或部分模拟弹（箭或其部件在飞行时的绕流情况。4. 5. I外形模拟4. s. I. 1 几何外形相似。4. s. 1. 2模拟弹（箭体上凸起物应考虑试验雷诺数和飞行雷诺数的差别对凸起物离度模3 QJ 2871 97 算计式公列下用采以可件时度UU离队物坦起bL凸响型影模当TJ 白”拟hF垂泪=.,. l m /JF 当芋在.5时乱F(h,-0. SBF) hm二0.5B”十二三7万？一，.4 .(2) 0. 37L /Jm一-0.2. ( 3) 且o,_口，31LB一一一H.“）F R:1 式14中：hm一模型凸起物高度，m号hF 弹（箭上凸起物高度，m; Bm一模型

10、建靖西边界层厚度，m/JF一一弹箭忌端面边界层厚度，四FN.模型缩尺比锦z， 模型沃度，m;L 弹箭体长度，m;R一一以弹（箭体t主度为参考长度的雷诺数事R，.一一以模型长度为参考沃度的雷诺数。4.5.2 囔流模拟4. s. 2. 1 模拟喷管出口附近啧流边界形状及气流参数。4. s. 2. 2 测力试验不包括底压可用冷喷流模拟e要求保持喷管出口马赫数M町、暖流出口膨胀角或压缩角）u相同。R贯流出口膨胀角的函数关系为z时玄机，矶，凡巧，即. (5) 式中，p，一一哥哥口静压，Pa;p一一外流静压，Pa;Y；一一喷口流比热比gr一一外流比热比2M.; 喷管出口马赫数zM.= 外流马赫数z6” 喷

11、管出口半角，。）。4.5.2.3用小火箭发动机模拟喷流可同时滤力、澳压、测熟，但应对热流进行全尺寸换算。4. s. 3 缩尺比例4 QJ 2871 97 在跨、超声速情况下，缩尺比例应符合QJ1637中6.2条的规定在高超声速情况下，缩尺比钝应符合QJ2283中第7章灼规定4.5.4质量和质心在跨、超声速情况下，模型的质量应符合QJ1637中6.3条的规定e在离超声速情况下，模型的质量应符合QJ2798中6.z. 1条的规定要求模型的质心靠近给定试验件的质心e4. s. s 强度和翻度在踌、超声速情况下强度和限度应符合QJ1637中6.4条和第9章的规定在高超声速情况下，强度和副度应符合QJ2

12、283中第7章部规定4. s.岳结构和制造精度4.S.6.1 在跨、超声速情况下，结构和创造精度应符合QJ1637中第8章的有关规定。在高超声速情况下，结构和秘造精度应符合QJ2283夺第7章的规定4. s. 6. 2高超声速风满模型的测压孔内径不大于2m血。4. s. 7验收与安装验收与安装应符合QJ1637中第12章始规定。4.6戴德采集和处理4.6.1 jg力试验事睡力试验应符合QJ2721中第8章始有关规定4. 6. 2 i则应试验事曾压试验应符合QJ2593中6.3条、9.l条、9.2条的规定4.7气流参数计算和数据修正4.7.1气流参数计算气流参数计算应符合QJ2593中9.l条和

13、9.2条的规定。4. 7. 2 ill力试验数据修正测力试验数据修正应符合QJ2721中第9章的规定4.8测力试验结果精密度和不确定度的计算方法测力试验结果精密度和不确定度的计算方法，可参照QJ2721中附录B（参考件的方法计算，但重复试验子祥应包括不同魏试验测量始气动力数据。4.，试验程序4.9. 1 1则力试驻程序事睡力试验程序按QJ2721中第11章的统定。4. 9. 2 测压试验程序喜酷压试验程序按QJ2593中第8章的规定。4.10试验结果评定试军主结果评定内容包括2a.评定模拟条件满足的程度并分析对试验结果的影响sb.分析试验数据与理论计算或估算数据的差别，对试验数据进行评估s5

14、QJ 2871 97 在使用参数范围内，若气功特性变化规律异常，需对试验各环节进行评定，并提出解决办法3d.若未能达到试验目的李必须分析原因，得出确切的结论：评定试验精密度gf.对试验结果作出评价，并指出试验结果可用、基本可用或不可用。4.11 试验报告编写由试验单位按QJ2721中第12章的格式，并结合具体试验内容编写。其主要内容包括摘要、符号、引言、试验描述设备和仪器、模型等、试验条件与数据处理、试验误差、试验结果和讨论。4. 12试验结果分析报告编写自委托试验单位编写。报告内容包括2a.试验目的和情况简介gb.修正风满试验与飞行条件差别对气功力系数的影响，按QJ2119中第5章和第E章的

15、方法处理。修正由于试验未完全模拟对其它试验数据的影响z各方案气功特性分析与比较、试验数据与理论计算数据的比较2d.在使用参数范围内，气功将在变化规律异常现象分析等z指出存在问题z包括未能达到l试验目的的原因，对试验精密度、方案及异常现象分析结论说明，并提出初步解决办法zf.对气功设计方案和试验结果盖住评定。推荐最优气功设计方案，并指出试验结果可用、基本可用或不可用。s 详细要求6 QJ 2871 )7 方法101弹箭）选形渎tl力试验1 目的在满足总体要求下，优选弹（箭的气功外形和尺寸。试验在方案论证阶段进行。2 设备和测量仪器2. 1 设备试验设备为跨、超声速风洞。2. 2 llll量仪器主

16、要测量仪器有za三至六分量天平gb.压力汁。3 模型根据预选的几种外彩方案设计模型。模型的设计和制j造要求应符合QJ1637中第6章和第8章的有关规定。4试验条件试验条件一般为ga.马慈数，o.4 4. “ h攻角，210,c.边界层为满流。5 J量参数主要测量在罚一马赫数下，底部压力和纵向气动力磁攻角的变化。6试验程序试验程序按QJ2721第11章的规定。7数据处理要求试验数据处理按QJ2721中8.2. l条的统定每8试验结果评定试验结果评定按一般要求中4.10条的规定。7 QJ 2事7197 方法102弹箭）加凸起物的测力试验1 目部选择弹箭体上凸起物布局方案及其尺寸。试验一般在方案阶段

17、进行。此项试验在条件具备时，可与弹（箭选形试验合并进行。2选择原则通过撼力试验，2题量弹（箭）滚转力短路马赫数、攻角积滚转角的变化，以最大滚转力矩系数不超过滚动控制设计允许值为原则，确定凸起物布局方案及尺寸。3设备和测量仪器3. 1设备试验设备为跨、超声速JXl.,i阁。3.2测量仪器主要测量仪器为六分量天平。4模型在弹箭）模型上，用安装不同布局和尺寸的凸起物来实现各种凸起物方案漠！力试验。因此，凸起物模型必须是可拆卸的。模型的设计和创造要求应符合QJ1637中第6章和第8章的有关规定。5试验条件试验条件一般为za.马赫数，o.4 4. O; b.攻角，210勺滚转角，o。350。或根据经验绘

18、出范围）; d.边界层为端流。岳测量参数主要测量在向一马赫数下，滚转力短和纵向气动力随攻角和滚转角的变化e7试验程序试验程序按QJ2721第11章的规定es测量步骤8 QJ 287呈918. 1 确定滚转角在最大攻角和跨、超声速状态下，测量滚转力矩施滚转兔的变化，找出对应最大滚转力矩的滚转角事.2酒量滚转力短对应上述滚转角，测量滚转力短跑马赫数、攻角始变化若满足滚动控制设计要求，则可确定已超物方案9数据处理要求试验数据处理要求为za.给出量重大攻角和跨、超声速状态下，滚转力矩系数施滚转角的变化，我出对应最大滚转力矩的马赫数和滚转角zb.在上述马赫数和滚转角状态下，给出各方案的滚转力矩系数磁攻角

19、的变化事绘出最大攻角和确定的滚转角状态下，滚转力矩系数随马赫数的变化gd.给出弹（箭的轴向力系数、法向力系数、俯仰力矩系数磁马赫数和攻角的变化e10试验结果评定试验结果评定按一般要求中4.10条的规定9 QJ 2871 97 方法103空气舵选形那为试验1 EIB9 选择空气舵面类型翼端舵后缘舵、全动舵）及尺寸，提供弹在飞行时，可能的最大能王军控制力矩试验在方案设计阶段进行2选择原则2. 1舵面效率高舵面效率以相同舵面军央情况下，向一攻角，有、无舵偏角的法向力系数或俯仰力短系数的差值除以舵偏角的值来衡量。2. 2转轴位置通过测量舵峦压心，确定合适的转轴位置a3 设备和那量仪量3. 1设备试验设

20、备为药、超声速风洞3. 2 Z题量仪器主要测量仪器为六分量天平4模型模型为单独舵面与部分弹体、尾翼与舵面的组合体。要求按QJ1637中7.3条半模型的设计方法设计。模型创造要求符合QJ1637中第8章的有关规定。5试验条件试验条件一般为2a.马藩数，o.4 4. O; b.攻角，2十四气滚转角，o350。或根据经验绘出范围）I d.舵偏角，o30;边界层为满流6 测量参数主要测量在同一马赫数下，纵向气动力、滚转力短、钱链力矩随攻角、滚转角和舵偏角的变化。10 QJ 2871 97 7试验程序试验程序按QJ2721中第ll章的规定。8数据处理要求将试主主数据处理为纵向气动系数、绞链力短系数、滚转

21、力矩系数随马赫数、攻角、滚转角和能偏角的变化。9 试毒量结果评定试验结果评定按一您要求中4.10条的规定。11 QJ 2871-97 方法104煤气舵选形测力试验1 目的通过滤力，优选升力梯度满足姿态控制系统设计要求的阻力小、饺链力矩小的燃气舵部外形尺寸试验在方案阶段进行2设备和那蠢仪器2. 1设备试验设备为半开口自由射流越声速风满2. 2 jg量仪器主要事售量仪器为三至六分量天平。3模型及囔滚模拟3. 1 模型模型要求为2a.燃气舵商及其相对发动机喷管出口部位置，按同一比例缩尺，b.风混喷管出口半角与发动机理雷管出口半角相同乡c，模型的设计和创造要求应符合QJ1637中第6章和第8章的有关规

22、定。3.2 喷流模拟模拟要求为za.发动机喷管出口马赫数zb.尽可能模拟喷流比热比3c.发动机喷管出口静压与环境压力之比（以下简称压力比4试磁条件试验条件一般为za.马赫数z发动机喷口马赫数sb.燃气舵铺角，o30勺压力比e5 测量参数主要测量在同一压力比下，纵向气动力随燃气舵偏角的变化6 试验程序试验程序按QJ2721中第11章的规定12 QJ 2嚣7197 7 数据处理要求试验数据处理要求为za.绘出盟主力系数、升力系数、压心系数（或绞链力量E系数随压力比和燃气舷偏角的变化$b.如用空气模拟喷流，对比热比影响应进行修正。8试验结果评定试验结果评定按一般要求中4.10条的规定。13 QJ 2

23、871 97 方法105弹（箭翼I力试验1 13的提供弹（箭初样设计使用的气功特性试验数据。试验在方案阶段进行。2设备和测量仪器2. 1设备试验设备为2a.低速风满sb. i智、超声速风洞zc.离超声速凤涡。2. 2测量仪器主要泌量仪器有zL六分量天乎gb.压力计。J 穰型接经选形试验确定的弹（箭外形尺寸进行模拟。模型的设计和制造要求应符合QJ1637中第章和第8章的有关规定。4试验条件4.1 低速成i同试验试验条件一般为2a.速度：10 lOOm/s; b.攻角，o。钩。事息滚转角z白。350。或根据经验绘出范围订边界层为端流。4.2 哥哥、超声速凤混试验试验条件一般为2a.马赫数：0.4

24、4. 5; b.攻角22十10飞滚转角：J渭由方法102中8.1条确定的滚转角$d.边界层为满流。4.3 高超声速凤混试验试验条件一般为214 QJ 2871 97 .马赫数，510;b.攻角$2十io0 5 3睡量参数5.1 低速黑洞和E毒、超声速只i同试验主要测量在同一马赫数下，纵向气动力、滚转力短跑攻角和滚转角的变化。5.2 高超声速风满试验主要测量在同一马辈辈数下，纵向气动力施攻角的变化。岳试验程序试验程序按QJ2721中第11章的规定e7数据处理要求7. 1低速试验给出纵、横向气动系数随试验风速、攻角和滚转角的变化。7. 2药、超声速试验绘出纵、横向气动系数随马赫数、攻角和滚转角的变

25、化37. 3 惠超声速试草草绘出纵向气动系数随马辈辈数和攻角的变化。8试验结果评定试验结果评定按一般要求中4.10条的统定15 QJ 2871 97 方法106喷警气动绞链力短试验1 El的可控喷管受外流影响时，需测量气功力产生的啧管绞链力矩，为喷管和信服机构设计提供原始数据。试验在方案阶段进行。z设备和ill仪器2. 1 设备试验设备为z鑫跨、超声速只洞多b.高压气瓶z必要时共模拟喷流J!L2.2测量仪器主要测量仪器为绞链力矩天孚。3模型模型设计与制造要求为2a.按弹箭和咳管的部位安排及尺寸进行模型设计zb.建支喷流模型，应符合QJ2721中7.5条的魏定各模型的设计和制造要求应符合QJ16

26、37中第章和第8章的有关绞定。4试验条件试验条件一般为g马赫数，o.4 4. O; b.攻角，o。10多喷管摆角z白s,d.喷流压力比大时，绘出压力比变化范围。5 测量参数测量参数为咳管绞链力矩隧马赫数、攻角、喷管摆角和压力比的变化。6试验程序试验程序按QJ2721中第11章的规定。7数据处理要求将测量数据处理成饺链力短系数跑马赫数、攻角、喷管摆角和压力比的变化16 QJ 2871-97 事试验结果评定试验结果评定按一般要求中4.10条的统定。17 QJ 2871 97 方法107揭绑火箭双力试验1 的确定芯级、助推火箭和全箭的气功得性以及芯级与助费主火箭之间的气动干扰力事选择芯级与助推火箭之

27、i司的相对距离。试验在方案或初撑阶段进行。2设备和那量仪器2. 1 设备试验设备为跨、超声速风润。2.2测量仪器主要测量仪器有3a.多台六分量天平事b.压力计3模型模型自芯级、助推火箭及连接件经残。模型的设计和制造要求应符合QJ1637中第章和第8章的有关规定。4试验要求试验条件一般为za.乌赫数，o.4 4. O; b.攻角s2。10,滚转角：0。350。（或根据经验绘出范围） d.助推火箭与芯级距离根据设计确定ge.边界层为满流。s 测量参数s. 1 擂绑火箭主要测量在同一马赫数下，底部压力、纵向气功力、横向气动力隧攻角、滚转角、助推火箭与芯级距离约变化。s. 2 芯级或助推火箭主要测量在

28、同一马赫数下，底部压力、纵向气动力、横向气动力挂在攻角和滚转角的变化。6试验程序试验程序按QJ2721中第11章的奴定。18 QJ 2871 97 7数据处理要求7.1 将芯级或助推火箭测量数据处理成前部和底部阻力系数、法向力系数、横向力系数、压力中心系数随马赫数、攻角剥滚转角的变化。7.2 将辈革绑火箭测量数据处理成前部和底部阻力系数、纵向气功系数、横向气功系数跑马赫数、攻角、滚转角、助推火箭与芯级距离的变化。s试验结果评定试验结果评定按一般要求中4.10条的规定。19 QJ 2871 97 方法108弹（箭）动导数试验1 吕的提供控制系统设计使用部气功数据。试验在方案或初样阶段进行ez设备

29、和测量仪器2.1设备试验设备为跨、超声速风i碍。2. 2 溅量仪器试验泌量仪器应符合QJ2721中6.2条的规定。3 模型J. l 满足几何、雷诺数、斯特劳哈尔数和转动惯量的相似准则。3.2 5竞心系数与弹（箭一致.ll贯心与支承点重合3.3 模型的减缩频率尽可能接近弹f箭的值，并远离模型固有频率。3.4模型的设计和制造要求应符合QJ1637中7.4条和第6章、第8章的有关规定。4试验条件试验条件一般为ga.马赫数，o.4 4. O; b.攻角，o10飞对应随马赫数变化的质心3d.边界层为满流。s 测量参数在选定马赫数和攻角下进行测量：6s. 1 自由振动法主要测量参数有za.吹风时，系统振动

30、频率；20 b.无风时，系统振动频率gc，系统释放后。的幅值flo;d.吹风时释放后经过m.司的幅值。m:无风时释放后经过n周的值bt耀值。与1撼值。m阅波数m;恶棍筐。与幅值。n问波数hh弹性元件扭转刚度K。5.2 强迫振动法主要测量参数有：a.强迫力量巨幅值；b.振动角位移辐值事QJ 2871 97 c.强迫力矩矢量和振动角位移矢量的相位角sd.模型统仰振动因频率g.模型滚动振动因频率e6试验程序试验程序按QJ2721中第11章的规定。7数据处理要求俯仰动导数和滚转动导数计算方法按QJ2721中8.22条的规定，并整理成在同一攻角下，俯仰动导数和滚转动导数路马越数的变化。8试验结果评定试验

31、结果评定按一般要求中4.10条的规远。21 QJ 2871 97 方法201弹（箭）体测压试验l 13的为结构强度及弹性振动计算提供气功载荷数据。试验在方案或初样阶段进行。2设备和测量仪器2. 1 设备试验设备为跨、超声速风洞和高超声速风洞。2. 2测量仪器主要测量仪器为压力传感器。3模型3.1 模型有点要求模型布点要求为2a.为了增加压力急剧变化部位的测点，可用缩短弹（箭）体往段长度后自号外形进行设计gb.对称模型测点分布在一个或两个象限中，用正、负攻角试验状态进行试验取得整个戴商周边的压力分布3c.测压孔分布原则按QJ2593中5.2. 1条的规定。3.2模型设计与部造模型的设计和制造要求

32、应符合QJ1637中第6章和第8章豹有关规定。4试验条件试验条件一般为za.马赫数2根据载荷计算情况确定pb.攻角z在飞行攻角范围内选二至囚个Bc，对跨、超声速风满试验要求边界层为满流。s 那最参数主要测量参数有ga.自由流静压（M.=l.4）或总温和总压（M.二三I.4); b.弹（箭体表丽压力c6试验程序试验程序按QJ2593中第8章部级定。22 QJ 2871-97 7数锺处理要求弹曹营体表i!ii压力系数和裁面法i句力系数，按QJ2593中第9章的规定。要求整理成下列形式za.沿输肉和周向各点压力系数跑马赫数和攻角的变化zb.最大攻角状态，沿弹曹营体轴向各横截面法向力系数磁马辈辈数的变

33、化。S试验结果评定试验结果评定按一般要求中4.10条的规定23 1 吕的QJ 2871 97 方法202尾翼那压试驻为结构强度计算提供气功载荷数据e试验在方案阶段进行。此试验也可与弹箭体溃i压试验合并进行。2设备和测量仪器2.1设备试验设备为跨、超声速风泪。2. 2测量仪器主要溃量仪器为压力传感器。3模型3. 1模型布点要求3. 1. 1 按部分弹箭）体和不同层翼的组合体进行半模型设计。3.1.2 对称组合体，布点在尾翼上表面或下表涩。3.2模型设计和制造模型设计和制造要求应符合QJ1637中第吕章和第8章的有关规定。4试验条件试验条件一般为军也马赫数z根据载荷计算情况确定5b.攻角g在飞行攻

34、角范围内选二至囚个；边界层为满流，s 漂量参数试验测量参数为军a.自由流静压（M.=l.4）或总温和总压（M.二二1.4）事b.尾翼表露压力。6试验程序试验程序按QJ2593中第8章的奴定。7数据处理要求尾翼表图压力系数和法向力系数，按QJ2593中第9章部规定。要求整理成下列形式z24 QJ 2871 97 a.沿尾翼弦向和展向各点压力系数路马赫数、攻角的变化事b.在选定马赫数的最大攻角状态下单位法向力系数沿展肉的变化3最大攻角状态，尾翼总法向力系数随马赫数的变化。事试验结果评定试验结果评定按一般要求中4.10条的规定25 QJ 2871 97 方法3015草箭）跨声速脉动压力试验1 B的为

35、弹箭体结构强度及弹性振动计算提供气功载荷数据。试验在方案阶段进行。2设备和测量仪器2.1 设备试验设备为跨声速JXl澜。2. 2测量仪器测量仪器为脉动压力传感器和动态采集系统及处理系统23模型3. 1 模型设计与有点模型设计与布点要求为2a.为了增加压力变化急部部位的演i点，可进行局部弹（箭）模化（；b.在弹（箭体横截面有急剧变化的部位，沿输肉和周向布置？那点3. 2模型制造精度模型锁造精度应符合QJ1637中8.4条的规定。4 试验条件试验条件一般为za.马赫数，o.7 1. 2，马赫数变化间隔小子。，01;b攻角根据需要选定几个攻角；c.边界层为满流s 测量参数主要测量参数有sa.脉动压力

36、手b.自由流静压g背景噪声和气动噪声。岳试验程序6. 1 试验准备源试设备和测量仪器；检查并安装模型客检查数据采集系统辛苦处理系统是否处于完好状态2岳QJ 2871 97 6.2试验6.2.1 只洞开车6.2.2在某一攻角状态，马赫数以一定的问隔增加，当达到最大脉动压力时，发出指令，数据采集系统工作e6. 2. 3 将采集部数据送入数据处理系统7数据处理要求7.1 均方根脉动压力系数7. 1.王将脉动压力传感器输出信号处理成均方根脉动压力系数形式，测点均方根脉动压力系数计算公式为2T U山占f(PL. PL .削t.(301 1) 式中（f:,.C，由一一均方根脉动压力系数zq自由流动压，Pa

37、;T一一取祥时间，s;PL.一一局部非定常压力，Pa;PL，一一局部非定常压力对伺平均值，Pa.7. 1. 2 将各裁军军周向均方根5牵动压力系数整理成剖面均方根脉动压力系数。7雹2功率谱密度7.2.1各测点功率谱密度各测点功率谱密度计算公式为zT i r P气。Cf)=lim -I一立-rdt.(301 2) T - TJ f:.f M 式中.(f）一脉动压力功率谱密度，PUHz1T一一取样时间，s;f:.f 分析带宽，Hz;pz的一一脉动压力在f:.f肉串毒时值平方，P!.7.2.2将剖面的脉动压力取其典型子样，处理成剖面功率谱密度。7.2.3将模型功率谱密度换算为弹箭功率谱密度葬箭功率谱

38、密度计算公式为za, d, V （ff,)h（.）.（！.）（）.(301 3) ; q幌d.vh fh=f, （生（立主.(301 4) F帽df.v. 式301-3,301-4中.(ff.)h、（.）细分别为弹箭与模型的功率谱密度，只丑z;ff，、人分别为弹箭与模型的减缩频率，Hz;qf,_q.一一分别为弹（箭与模型的来流动压，Pa;df,_d精分别为弹箭与模型的直径，m127 QJ 2871 97 Vr Vm 分别为弹（箭与模型的来流速度，m/so7.3抱关系数绘出轴向和周向空间相关系数7.4气动噪声绘出经背景噪声修正后的气动噪声分贝数。8试验结果评定试验结果评定按一般要求中4.10条的

39、规定。28 QJ 2871-97 方法401弹箭）弹性模型气动坦尼试验1 El的预计弹箭弹性振动部气功Ji尼，为弹俭振动计算提供气功数据。试验在方案阶段进行，2设备和测量仪器2.1设备试验设备为跨声速风哥哥。2.2测量仪器试验测量仪器为za.天平和加速度传感器；b.动态采集系统及处理系统。3模型3. 1 模拟弹（曹营外形尺寸、质量分布、刚度分布、结构应尼不磁环境温度变化和振型。3.2模型与弹箭减缩频率相同。3.3模型与支架系统振动频率远离模型固有振动频率。3.4模型支架系统，要模拟弹（箭自由飞行状态，还要承受气动载荷。3.5 模型的设汁和制造要求应符合QJ1637中第6章和第8章的有关规定4试

40、验条件试验条件一般为2a.马赫数，o.7 I. 2 b.攻角2根据需要选定几个攻角ge.边界层为端流。s 测量参数主要测量在同一马赫数下，各选定攻角状态，一阶、二阶、三阶固有振动的气功m尼。岳试验程序6.1 试验准备岳1.1 调试设备和测量仪器。岳.1. 2 数据采集积处理系统处于完好状态6.1. 3 作振动试验，检验模型和试验系统是否满足要求。内容如下z29 a.测量振型和频率pb.测量结构阻范；测量振动波形衰减的统则性。QJ 2871费7岳.1. 4将模型安装在天平支架上，按试验大纲安装并检查模型的初始状态。6.1. 5 将激振器和激振杆安装在风溺弯刀支架上。6. 2试验6.2.1 凤洞开

41、车。6. 2. 2 在同一马赫数下，词攻角到选定值后，给激振器供电，满激振器频率到模型固有频率一阶、二阶或三阶。6.2.3 调激振力使模型达到所需的振蠕后，激振器断电模型开始自由衰减振动，同时采集振动的时间历程。6.2.4给激振器供电器音电采集，重复多次。6.2.S 重复6.2.2条、6.2. 3条和6.2. 4条，直到试验结束。？数据处理要求7. 1 使用波形降值包络线法和额谱分析法，相互补充，计算气功阻尼。7. 2根据来吹风和吹风中i测得的气动温尼，计算出一阶飞二阶、三阶擎的气功阻尼跑马赫数和攻角的变化。8 试草幸结果评定试验结果评定按一般要求中4.10条的规定。30 QJ 2871 97

42、 方法501弹（箭两级事联分离试验1 吕的选择两级热分离方案龄重要参数，9P级闵距离、级闵段排馅孔形状和尺寸以及气动辛苦险数据。试验在方案阶段进行。2设备和测量仪器2. 1设备试验设备一般为2a.风满2要求具备模拟外流马赫数（分离高度低于50k阻Bt、环境压力和热喷流试验的能力z缓冲支座导向筒z需模拟下面级在喷流作用下沿轴向运动时使用z高压空气瓶罐入2. 2测量仪器主要测量仪器有za.上面级（模拟外流时人下面级模型内各装一套六分量天平$b.压力传感器及测压装置zc.对流量热计和辐射量热计；d.加速度计事数据采集和处理系统zt流场观察记录系统。3模型3. 1 模拟上面级包括发动机喷管、级问段和下

43、面级直言部自号外彩，必须以不发生因喷流引起的流场堵塞为条件，确定模型尺寸。模型的设计和制造要求应符合QJ1637中第6章和第3章约规定。3. 2 喷流模拟要求如下Ea.热暖模拟用固体小火箭发动机（团体燃科和点火药包并且模型部分结构需采用抗绕蚀和防热措施；b.冷喷模拟用高压空气瓶（或罐c3.3模型支架要求如下3也尾支s适于冷暖模拟.p采用民雪白与支杆直径成一定比例的环形殴管zb. H重支2热破模拟E寸用嫂支（冷喷也可用人3.4 模拟级1可分离轴向运动咛，必须模拟下面级质量并考虑下面级的剩余推力。31 QJ 2871 97 4试验条件试验条件一般为a.两级分离时弹箭）飞行马赫数模拟外流对）和环境压

44、力gb.上面级发动机啧流性能参数$两级分离时弹（箭飞行攻角：白。io事d.发动机啧管摆角，o。s;e.两级分离距离（Ll:0ID(D为弹箭体室径hf.下面级质量及剩余推力。5 测量参数主要测量参数有za.级闵憋气和分离过程中的级间压力zb.级i可憋气和分离过程中的对流热流和辐射热流$两级分离时下面级运动加速度事d.分离过程中上面级（模拟外流肘、下面级的纵向气动力随攻角模拟外流llt）和发动机啧管摆角的变化。6试验程序岳，1试验准备6. 1. 1 模拟外流对，按外流马赫数，安装好风洞咳管。岳.1. 2 用留体小发动机模拟唆流时，将调试地犀利直空状态）好的发动机安装在模型内sffl液体小发动机模拟电盲流肘，连绪好供氧化剂和燃料的管路。6. I. 3 按试验大纲检查和安装模型，用固体小发动机模拟喷流时