技术摘要：
本发明公开了一种用于带栅格舵垂直回收火箭子级全速域气动特性风洞试验设计方法，包括以下步骤：按照第一缩比比例将火箭子级缩小后处理形成等效模型外形；按照第二缩比比例将栅格舵缩小后处理形成等效模型外形；将缩比后的栅格舵等效模型安装在缩比后的火箭子级等效模  全部
背景技术：
发展基于栅格舵的火箭垂直回收技术是降低天地往返成本、有效应对空间威胁、 提高快速进出空间能力的重要技术途径，具有广阔的民用市场需求和巨大的军事、经济、社 会效益。以SpaceX为代表的商业航天公司率先实现了基于栅格舵的火箭子级可重复使用， 大大降低了航天运输的成本。准确可靠的气动力数据是实现火箭子级稳定控制飞行和垂直 定点回收的基础和前提，风洞试验是气动特性数据获取的重要手段之一。由于火箭上升段 栅格舵处于折叠状态，为尽可能减小对火箭运载能力的影响，要求栅格舵的格片厚度较薄， 而火箭一子级的箭体尺度往往较大，约在20m～100m的量级，在现有常规亚、跨、超和高超声 速风洞尺寸下，如此小尺度的栅格舵安装在大尺度箭体上按照常规完全缩比的气动力风洞 试验方法存在试验模型结构无法加工、强度无法满足要求等问题。 针对带栅格舵飞行器气动特性局部小尺度风洞试验模拟问题，现有技术主要有以 下三种技术方法：第一种方法是通过局部放宽格片厚度的模拟方法，但该方法适用范围有 局限性，在格片厚度变化较大时，会对栅格舵的法向力特性产生明显的影响；第二种方法是 采用栅格舵全尺寸等效试验的方法，利用线性叠加的理论，获得带栅格舵飞行器的气动特 性，但对于带栅格舵的火箭子级来说，该方法也不适用，原因是火箭子级头部具有非规则钝 体特征，使得栅格舵前的局部马赫数与自由来流相差较大，全尺寸栅格舵风洞试验数据无 法准确修正到整个飞行器上；第三种方法是采用栅格舵等效的模拟方式，在保证栅格翼外 框高度和宽度不变的情况下，通过减少格子数目、增大格壁厚度和弦长来实现气动特性的 等效(如公开的专利CN102829948B和公开的专利CN103592100A)，但该方法主要针对超声速 来流，栅格舵内流动处于斜激波穿透状态，对于跨声速和亚声速时效果较差，且未考虑等效 过程中由于外框尺寸变化而带来的升力面积变化，而火箭子级垂直回收过程属于高速再入 飞行，会经历从亚声速到高超声速等不同飞行速度范围，需要准确获得亚、跨、超和高超声 速阶段的气动特性。。
技术实现要素：
本发明的目的是为了有效解决带栅格舵的火箭子级垂直回收构型宽速域飞行带 来的气动特性风洞试验无法准确预测的难题，提出一种全速域气动特性模拟的风洞试验的 设计方法。 为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案： 一种用于带栅格舵垂直回收火箭子级全速域气动特性风洞试验设计方法，包括以 下步骤： 4 CN 111551343 A 说　明　书 2/4 页 S1:按照第一缩比比例k1将火箭子级缩小后处理形成等效模型外形； S2:按照第二缩比比例k2将栅格舵缩小后处理形成等效模型外形； S3:将缩比后的栅格舵等效模型安装在缩比后的火箭子级等效模型上，开展气动 力风洞试验，获取带栅格舵的火箭子级气动特性数据； 其中：第一缩比比例k1与第二缩比比例k2不相等，且第二缩比比例k2值小于第一缩 比比例值。 在上述技术方案中，栅格舵的缩比包括以下步骤： S21:根据第一缩比比例，获取缩比后的栅格舵厚度dsb、弦长bsb、格宽tsb、外边框厚 度hsb、高度方向栅格数目Msb和宽度方向栅格数目Nsb的理论值； S22:根据风洞试验需求和被测模型的变形量要求确定栅格舵的格片气动载荷、冲 击载荷以及栅格舵格片最小厚度dmin的真实值； S23:确定栅格舵局部的第二缩比比例值k2＝k1×dsb/dmin； S24:根据第二缩比比例和第一缩比比例之比定义转换系数K＝k2/k1,从而确定等 效栅格舵高度方向的栅格数目Msb×K和宽度方向的栅格数目Nsb×K，当计算出来的等效栅 格舵高度方向和宽度方向格子数目非整数时，按照舍去取整的原则，确定风洞试验等效栅 格舵高度方向格子数目M2和宽度方向格子数目N2； S25:将栅格舵进行等效处理,确定等效栅格舵的新弦长b2、格子宽度t2和外边框厚 度h2。 在上述技术方案中，所述栅格舵在第一缩比比例下的迎风面积、升力面积、格弦比 与所述栅格舵在第二缩比比例后的迎风面积、升力面积、格弦比保持一致。 在上述技术方案中，栅格舵的等效过程包括： 在第一缩比比例下： 栅格舵迎风面积为：Sdsb＝S栅格片dsb S外框dsb，升力面积为：SLsb＝S栅格片Lsb S外框Lsb 格弦比为：bsb/tsb。 在第二缩比比例下： 栅格舵迎风面积为：Sd2＝S栅格片d2 S外框d2，升力面积为：SL2＝S栅格片L2 S外框L2， 格弦比为：b2/t2； Sdsb＝Sd2，SLsb＝SL2，bsb/tsb＝b2/t2。 上式联立求解，即可求解得到等效栅格舵弦长b2、格子宽度t2和外框厚度h2。 第二缩比比例下等效栅格舵的外轮廓宽度W2和高度H2可根据格子宽度t2、高度方 向格子数目M2和宽度方向格子数目N2、外框厚度h2、格壁厚度dmin共同确定，其中外框宽度方 向尺寸 外框高度方向尺度 在上述技术方案中，在第二缩比比例后的栅格 舵，其法向力和轴向力特性与原栅格舵一致，栅格舵的对应的临界马赫数缩比前后一致，全 速域下的栅格舵流态缩比先后相一致。 综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是： 本发明将全局大比例缩比和栅格舵局部等效的风洞试验方法相结合，栅格舵等效 过程中考虑了等效过程栅格舵外边框对升力、阻力的贡献，将栅格翼与箭体的二次气动干 5 CN 111551343 A 说　明　书 3/4 页 扰量适当放宽，相关数值仿真和风洞试验结果表明，此种局部等效模拟的方法在低速、亚声 速、超声速和高超声速时法向力和轴向力的误差在5％以内，跨声速时的等效误差略大，法 向力和轴向力的误差在10％以内，满足工程应用要求。 附图说明 本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中： 图1为本发明提出的带栅格舵的火箭子级垂直回收构型全速域气动特性模拟风洞 试验方法流程图； 图2为栅格舵局部等效前后的外形对比； 图3a、图3b为栅格舵局部等效前后气动特性随马赫数的变化曲线； 图4为等效栅格舵安装在火箭子级箭体上的外形图； 图5a、图5b为带栅格舵的火箭子级构型全速域气动特性模拟方法的风洞试验验 证。