一種高空高馬赫數(shù)條件下的氣動(dòng)誤差確定方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于飛行器結(jié)構(gòu)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種高空高馬赫數(shù)條件下的氣動(dòng)誤差 確定方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 為了對(duì)飛行器氣動(dòng)特性合理預(yù)示，需要給出相應(yīng)的氣動(dòng)誤差，明確預(yù)示偏差，指導(dǎo) 氣動(dòng)特性預(yù)示結(jié)果的使用?，F(xiàn)有公開文獻(xiàn)對(duì)氣動(dòng)誤差帶確定方法介紹較少。由于傳統(tǒng)飛行 器剖面可被地面風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰λ采w，因此傳統(tǒng)氣動(dòng)誤差帶主要基于地面風(fēng)洞試驗(yàn)給出， 具體包括預(yù)示方法與試驗(yàn)結(jié)果的偏差和試驗(yàn)測量偏差兩部分。而在高空高馬赫數(shù)條件下 (高度大于50km，馬赫數(shù)大于15)，現(xiàn)有國內(nèi)試驗(yàn)?zāi)芰σ呀?jīng)不能覆蓋飛行工況，僅靠風(fēng)洞試 驗(yàn)無法給出高空高馬赫數(shù)條件下氣動(dòng)特性預(yù)示結(jié)果對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)誤差。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明的目的在于針對(duì)地面風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰Φ牟蛔?，提出可適用于高空高馬赫數(shù)條 件下的氣動(dòng)誤差確定方法，W滿足工程研制需求。
[0004] 為達(dá)到上述目的，本發(fā)明所采取的技術(shù)方案為：
[0005] -種高空高馬赫數(shù)條件下的氣動(dòng)誤差確定方法，包括如下步驟：
[0006] (1)基于完全氣體NS方程給出實(shí)際高空高馬赫數(shù)飛行條件下飛行器六分量氣動(dòng) 特性預(yù)示設(shè)計(jì)結(jié)果C。。；
[0007] (2)選取典型飛行攻角、側(cè)滑角和飛行器控制駝駝偏狀態(tài)，在不少于2座的多座高 超聲速風(fēng)洞中，針對(duì)馬赫數(shù)8的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰ι舷?，開展相同狀態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)，且在單座風(fēng)洞 同狀態(tài)重復(fù)性試驗(yàn)不少于3次，獲取多座風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)；
[000引做獲得風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)均值Cexp_ave和上偏差Δ exp up、下偏差Δ exp_d。? ;
[0009] (4)基于氣動(dòng)特性預(yù)示方法，計(jì)算給出風(fēng)洞狀態(tài)下的氣動(dòng)數(shù)據(jù)Cpxp tp ;
[0010] (5)計(jì)算獲得飛行器設(shè)計(jì)工況條件下相同狀態(tài)的氣動(dòng)特性計(jì)算校驗(yàn)結(jié)果Ctp i~ C。t。；WC。p為基準(zhǔn)，給出高空高馬赫數(shù)條件下計(jì)算偏差Δ。p。p和Δ。pd。《。；
[0011] (6)將風(fēng)洞條件下預(yù)示方法偏差Δρχρ。。和高空條件下預(yù)示方法Δ。。偏差取均方 和，獲得完全氣體條件下預(yù)示方法偏差
[0012] (7)若飛行馬赫數(shù)大于10 W上，計(jì)算獲得考慮真實(shí)氣體效應(yīng)的氣動(dòng)系數(shù)Cw，并與 對(duì)應(yīng)狀態(tài)完全氣體結(jié)果相減，獲得真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)特性影響量Afg ;
[0013] (8)若飛行高度達(dá)于70km W上，計(jì)算獲得考慮稀薄氣體效應(yīng)的氣動(dòng)系數(shù)Cid，并與 對(duì)應(yīng)狀態(tài)完全氣體結(jié)果相減，獲得真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)特性影響量Aid ;
[0014] (9)針對(duì)典型偏差外形，采用設(shè)計(jì)使用的完全氣體NS方程，計(jì)算獲得各類外形偏 差條件下的氣動(dòng)系數(shù)Cptl~Cp。。，并與對(duì)應(yīng)狀態(tài)理論外形氣動(dòng)系數(shù)結(jié)果相減，獲得各類外形 偏差對(duì)氣動(dòng)特性影響量Apti~Δρ。。。將Apti~Δρ。。取均方和，獲得外形偏差對(duì)氣動(dòng)特性 影響量
[0015] (10)將完全氣體預(yù)示方法偏差Δ pg、真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)特性影響量Δ fg、稀薄氣 體效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)特性影響量Aid和外形偏差對(duì)氣動(dòng)特性影響量Δρ。取均方和，獲得氣動(dòng)系數(shù) C的誤差值
[001引所述步驟（3)具體為：將在多座風(fēng)洞中開展的相同狀態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)按t分布進(jìn)行數(shù) 學(xué)統(tǒng)計(jì)，獲得風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)均值和上偏差下偏差
[0017] 所述步驟（4)具體為巧Cpxp。。與Cpxp we量值接化則W Cpxp。。為基準(zhǔn)，根據(jù)Δ UP、ΔMp_dc?獲得風(fēng)洞條件下的氣動(dòng)預(yù)示方法誤差上、下限Δ。yp。p。p和ΛMp_。p dw。；否則應(yīng)對(duì) 氣動(dòng)特性預(yù)示方法進(jìn)行確認(rèn)和修正，直至與Cpyp w。量值接近為止。
[0018] 所述步驟（5)具體為：針對(duì)實(shí)際飛行剖面下的高度和馬赫數(shù)，選取與風(fēng)洞試驗(yàn)狀 態(tài)相同的攻角、側(cè)滑角和飛行器控制駝駝偏狀態(tài)，采用不同于設(shè)計(jì)使用的經(jīng)過校驗(yàn)、有一定 可信度的不少于7的多套完全氣體NS方程氣動(dòng)數(shù)值模擬方法，計(jì)算獲得飛行器設(shè)計(jì)工況條 件下相同狀態(tài)的氣動(dòng)特性計(jì)算校驗(yàn)結(jié)果Ctp i~C。。。；W C。。為基準(zhǔn)，給出高空高馬赫數(shù)條件 下計(jì)算偏差Δ。^。。和Attd。?。
[0019] 所述步驟（7)具體為：若飛行馬赫數(shù)大于10 W上，則針對(duì)實(shí)際飛行剖面下的高度 和馬赫數(shù)，選取與風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)相同的攻角、側(cè)滑角和飛行器控制駝駝偏狀態(tài)，采用平衡/ 非平衡氣體模型，計(jì)算獲得考慮真實(shí)氣體效應(yīng)的氣動(dòng)系數(shù)Cfg，并與對(duì)應(yīng)狀態(tài)完全氣體結(jié)果 相減，獲得真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)特性影響量Δ W。
[0020] 所述步驟（8)具體為：若飛行高度達(dá)于70km W上，則針對(duì)實(shí)際飛行剖面下的高度 和馬赫數(shù)，選取與風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)相同的攻角、側(cè)滑角和飛行器控制駝駝偏狀態(tài)，采用完全氣 體NS方程滑移邊界條件（70km~80km) /橋函數(shù)、DSMC方法（大于80km)，計(jì)算獲得考慮稀 薄氣體效應(yīng)的氣動(dòng)系數(shù)Cid，并與對(duì)應(yīng)狀態(tài)完全氣體結(jié)果相減，獲得真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)特 性影響量Aid。
[0021] 所述步驟（9)具體為：根據(jù)飛行器實(shí)際加工制造偏差、燒蝕可能性和結(jié)構(gòu)彈性變 形情況，確定典型偏差外形，外形偏差的選取應(yīng)具有獨(dú)立性。
[0022] 本發(fā)明所取得的有益效果為：
[0023] 本發(fā)明提出的高空高馬赫數(shù)條件下的氣動(dòng)誤差確定方法，從氣動(dòng)預(yù)示影響因素出 發(fā)，解決了地面風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰Σ蛔銌栴}，反映了高馬赫數(shù)低雷諾數(shù)流動(dòng)下的特殊物理現(xiàn)象， 將飛行器理論外形氣動(dòng)預(yù)示結(jié)果和受實(shí)際加工制造水平及飛行環(huán)境的影響進(jìn)行了聯(lián)系，全 面綜合了氣動(dòng)誤差影響源，彌補(bǔ)了傳統(tǒng)方法的不足，所獲結(jié)果具有可信性，可解決工程實(shí)際 問題。本發(fā)明給出超出風(fēng)洞能力條件下的高空高馬赫數(shù)狀態(tài)飛行器氣動(dòng)系數(shù)誤差值，為飛 行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供依據(jù)，提高成功飛行概率。
【具體實(shí)施方式】
[0024] 下面結(jié)合具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說明。
[00巧]本發(fā)明所述高空高馬赫數(shù)條件下的氣動(dòng)誤差確定方法如下：
[0026] (1)基于完全氣體NS方程給出實(shí)際高空高馬赫數(shù)飛行條件下飛行器六分量氣動(dòng) 特性預(yù)示設(shè)計(jì)結(jié)果C。。。
[0027] (2)選取典型飛行攻角、側(cè)滑角和飛行器控制駝駝偏狀態(tài)，在不少于2座的多座高 超聲速風(fēng)洞中，針對(duì)馬赫數(shù)8的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰ι舷?，開展相同狀態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)，且在單座風(fēng)洞 同狀態(tài)重復(fù)性試驗(yàn)不少于3次，獲取多座風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)。
[0028] (3)將在多座風(fēng)洞中開展的相同狀態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)按t分布進(jìn)行數(shù)學(xué)統(tǒng)計(jì)，獲得風(fēng)洞 試驗(yàn)數(shù)據(jù)均值和上偏差下偏差
[002引 （4)基于氣動(dòng)特性預(yù)示方法，計(jì)算給出風(fēng)洞狀態(tài)下的氣動(dòng)數(shù)據(jù)Cmp。。。若與 C。,。。,。量值接化則W C。,。。。為基準(zhǔn)，根據(jù)Λ Λ pyp d。?獲得風(fēng)洞條件下的氣動(dòng)預(yù)示方法 誤差上、下限Δμρ。。up和d。?。否則應(yīng)對(duì)氣動(dòng)特性預(yù)示方法進(jìn)行確認(rèn)和修正，直至 。。與Ceyp^。?量值接近為止。
[0030] (5)針對(duì)實(shí)際飛行剖面下的高度和馬赫數(shù)，選取與風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)相同的攻角、側(cè)滑 角和飛行器控制駝駝偏狀態(tài)，采用其他（不同于設(shè)計(jì)使用的）經(jīng)過校驗(yàn)、有一定可信度的多 套（不少于7)