本发明属于风洞试验，具体涉及一种考虑干扰流场非定常效应的双体捕获轨迹风洞试验方法。
背景技术：
1、双体捕获轨迹风洞试验技术是在单体捕获轨迹（ captive trajectory simulation，cts）技术基础上发展而来的，它能够在风洞中同步模拟分离体与主体在双体分离时各自的运动轨迹和气动特性。
2、双体同步分离捕获轨迹风洞试验技术是一种可控轨迹试验技术，它能通过计算机软件在风洞试验中模拟主体和分离体复杂的分离条件和特殊的飞行状态，可在风洞试验中直接给出主体和分离体的分离轨迹，及时评定分离特性。双体同步分离捕获轨迹风洞试验技术不仅可以得到分离轨迹，还可以直接测量主体和分离体在各分离轨迹点上的气动载荷，有利于主体和分离体气动特性的分析，且它的预测准确性高，通常风洞试验结果可以作为多体分离问题研究的基准数据（benchmark）。
3、尽管有上述优点，但双体同步分离捕获轨迹风洞试验技术本质上是一项定常技术，它不能测出主体和分离体的角运动诱导影响，尤其是对于带喷流动力的主体和分离体，在双体分离过程中，当出现角速度较大导致的非定常效应影响明显的情况，捕获轨迹试验结果作为一种定常结果，不能够真实反映双体分离过程中的非定常特性，容易导致模拟失真。
4、为了实现对上述带喷流且非定常效应影响明显的双体分离过程的模拟，亟需发展一种考虑干扰流场非定常效应的双体捕获轨迹风洞试验方法。
技术实现思路
1、本发明所要解决的技术问题是基于非定常效应的重要表征参数动导数，提供一种考虑干扰流场非定常效应的双体捕获轨迹风洞试验方法，用以克服现有技术的缺陷。
2、本发明的考虑干扰流场非定常效应的双体捕获轨迹风洞试验方法，基于现有的双体捕获轨迹试验系统，双体捕获轨迹试验系统用于支撑主体和分离体的双体模型并进行轨迹模拟；双体捕获轨迹试验系统包括位于上部的六自由度cts机构、位于下部的五自由度cts机构、上位机、下位机、数据采集系统、实时气动解算模块和控制系统；其中，六自由度cts机构的六个自由度，分别是 x1轴移动、 y1轴移动、 z1轴移动、 α1角转动、 β1角转动和 γ1角转动；五自由度cts机构的五个自由度，分别是 x2轴移动、 y2轴移动、 α2角转动、 β2角转动和 γ2角转动；包括以下步骤：
3、s10.确定需要模拟的动导数；
4、根据分离体与主体分离过程中的运动特征，确定需要模拟的动导数，动导数包括直接阻尼导数、时差导数和交叉导数；
5、s20.采用数值强迫振荡法计算干扰流场下的动导数；
6、采用数值强迫振荡法计算带喷流双体分离干扰流场下的动导数；
7、s30.设计制作试验装置；
8、试验装置包括分离体模型、分离体模型支撑、分离体模型六分量测力天平、分离体模型喷流模拟装置，以及主体模型、主体模型支撑、主体模型六分量测力天平；
9、s40.安装试验装置；
10、将分离体模型通过分离体模型支撑正装在五自由度cts机构上，分离体模型内置分离体模型喷流模拟装置及分离体模型六分量测力天平；将主体模型通过主体模型支撑正装在六自由度cts机构上，主体模型内置主体模型六分量测力天平；分别给定分离体模型和主体模型的位置和姿态角，将分离体模型运动至分离初始位姿点s1，主体模型运动至分离初始位姿点x1；将分离体模型和主体模型统称为双体模型；
11、s50.启动分离体模型喷流模拟装置；
12、启动分离体模型喷流模拟装置进行喷流，直至喷流流场稳定；
13、s60.启动风洞，进行双体捕获轨迹风洞试验；
14、启动风洞，风洞来流流场稳定后，从 t1时刻开始，同时采集双体模型在分离初始位姿点s1和x1的气动数据；再对双体模型从各自的分离初始位姿点s1和分离初始位姿点x1开始进行连续轨迹控制，并同步采集双体模型的气动数据；连续轨迹控制过程如下：
15、首先，根据分离初始位姿点s1和x1的气动数据气动解算出下一个时刻 t2对应的轨迹点s2和x2的位姿和速度，进行运动分配；规划s1~s2段轨迹和x1~x2段轨迹，在s1~s2段轨迹和x1~x2段轨迹内分别设置n个测量点，n≥10；其次，六自由度cts机构、五自由度cts机构分别驱动分离体模型和主体模型按规划轨迹运动，并在双体模型从分离初始位姿点s1和x1运动到轨迹点s2和x2之前的第n个测量点进行数据采集、气动解算、运动分配并采用与s1~s2段轨迹和x1~x2段轨迹相同的方式规划s2~s3段轨迹和x2~x3段轨迹；再次，在未达到轨迹点s2和x2时，双体模型始终按照之前各自规划的轨迹运动，当运动到轨迹点s2和x2时，双体模型按照各自规划的s2~s3段和x2~x3轨迹运动；然后，采用相同方式，直至双体模型运动至最终轨迹点sn和xn；最后，双体捕获轨迹风洞试验结束，关闭风洞；
16、s70.分析和处理双体捕获轨迹风洞试验数据；
17、在双体捕获轨迹风洞试验中双体模型完成了各自的分离轨迹捕获，给出了双体模型各自质心相对分离初始位姿点s1和x1的姿态角及位移（θ、ψ、φ、 x、 y、 z）随分离时间t的分离轨迹以及气动特性；其中，θ为俯仰角，ψ为偏航角，φ为滚转角， x为轴向位移， y为法向位移， z为侧向位移；通过分析和处理获得了考虑干扰流场非定常效应的分离体模型和主体模型各自气动特性和分离轨迹。
18、进一步地，双体捕获轨迹试验系统将五自由度cts机构的z向位移分配给六自由度cts机构的z向位移，解决了五自由度cts机构不具备 z向自由度的问题，在保证双体模型z向相对运动位置关系不变的基础上，实现了双体模型各自的六自由度运动，即双体模型总体的十二自由度的轨迹捕获。
19、进一步地，s20所述的数值强迫振荡法，包括以下步骤：
20、s21.通过求解喷流双体分离干扰流场下的时间精确的非定常rans方程，得到体轴系下的气动力和力矩；
21、s22.将自由来流密度、自由来流速度、参考长度和参考面积作为参考量，对体轴系下的气动力和力矩进行无量纲化，得到气动力系数和力矩系数；
22、s23.对气动力系数和力矩系数采用线性飞行力学理论进行线性处理，得到需要模拟的干扰流场下的动导数。
23、进一步地，s20所述的动导数为阻尼导数。
24、进一步地，s60所述的气动解算，包括以下步骤：
25、双体捕获轨迹试验系统进行数据采集时，通过双体模型各自的六分量测量天平测量喷流干扰下的双体模型各自的气动载荷，通过下位机计算双体模型各自的气动系数，并根据双体模型各自的初始条件和输入参数，通过下位机解算全尺寸双体模型各自的六自由度刚体运动方程，获得双体模型在初始位置和姿态角下的加速度并经积分获得时间间隔δt后双体模型的速度以及位置和姿态角，再通过天地转换至风洞中双体模型的轨迹点s2和x2的位姿和速度。
26、进一步地，所述的初始条件为起始位置、角度和速度；输入参数为双体模型各自的姿态角、飞行高度、马赫数，以及双体模型各自的质量、惯性矩、阻尼导数、推力和弹射力。
27、进一步地，所述的六自由度刚体运动方程中增加直接阻尼力矩，直接阻尼力矩由直接阻尼力矩系数结合对应的参考尺寸计算，直接阻尼力矩系数由对应的动导数和无因次角速度计算。
28、进一步地，s70所述的轨迹捕获根据试验要求设定重力影响量。
29、本发明的考虑干扰流场非定常效应的双体捕获轨迹风洞试验方法，在精度较高的捕获轨迹试验过程中耦合以关键动导数为表征参数的动态特性影响量，从而获得与真实分离过程更为接近的双体动态气动特性及分离轨迹，提高了试验模拟精准度，具有工程实用价值。
1.考虑干扰流场非定常效应的双体捕获轨迹风洞试验方法，基于现有的双体捕获轨迹试验系统，双体捕获轨迹试验系统用于支撑主体和分离体的双体模型并进行轨迹模拟；双体捕获轨迹试验系统包括位于上部的六自由度cts机构、位于下部的五自由度cts机构、上位机、下位机、数据采集系统、实时气动解算模块和控制系统；其中，六自由度cts机构的六个自由度，分别是x1轴移动、y1轴移动、z1轴移动、α1角转动、β1角转动和γ1角转动；五自由度cts机构的五个自由度，分别是x2轴移动、y2轴移动、α2角转动、β2角转动和γ2角转动；其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的考虑干扰流场非定常效应的双体捕获轨迹风洞试验方法，其特征在于，双体捕获轨迹试验系统将五自由度cts机构的z向位移分配给六自由度cts机构的z向位移，解决了五自由度cts机构不具备z向自由度的问题，在保证双体模型z向相对运动位置关系不变的基础上，实现了双体模型各自的六自由度运动，即双体模型总体的十二自由度的轨迹捕获。
3.根据权利要求1所述的考虑干扰流场非定常效应的双体捕获轨迹风洞试验方法，其特征在于，s20所述的数值强迫振荡法，包括以下步骤：
4.根据权利要求1所述的考虑干扰流场非定常效应的双体捕获轨迹风洞试验方法，其特征在于，s20所述的动导数为阻尼导数。
5.根据权利要求1所述的考虑干扰流场非定常效应的双体捕获轨迹风洞试验方法，其特征在于，s60所述的气动解算，包括以下步骤：
6.根据权利要求5所述的考虑干扰流场非定常效应的双体捕获轨迹风洞试验方法，其特征在于，所述的初始条件为起始位置、角度和速度；输入参数为双体模型各自的姿态角、飞行高度、马赫数，以及双体模型各自的质量、惯性矩、阻尼导数、推力和弹射力。
7.根据权利要求5所述的考虑干扰流场非定常效应的双体捕获轨迹风洞试验方法，其特征在于，所述的六自由度刚体运动方程中增加直接阻尼力矩，直接阻尼力矩由直接阻尼力矩系数结合对应的参考尺寸计算，直接阻尼力矩系数由对应的动导数和无因次角速度计算。
8.根据权利要求1所述的考虑干扰流场非定常效应的双体捕获轨迹风洞试验方法，其特征在于，s70所述的轨迹捕获根据试验要求设定重力影响量。
