CN105628325A - 一种锥型面气动压力场实时高精度获取方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及气动压力场高精度测量技术领域，具体公开了一种锥型面气动压力场实时高精度获取方法。该方法包括：1、建立高精度头锥型面及测压孔结构模型及测压模型；2、获得不同高度、马赫数、攻角、侧滑角状态飞行器表面压力场数据；3、通过风洞试验吹风获得1：1头锥型面及测压孔高精度压力数据；4、将飞行器表面压力场数据与风洞吹风高精度测压数据转换获得不同状态高精度基准压力数据库；5、将实时测量压力与基准压力数据库进行差值比较，剔除异常压力，为大气参数解算提供可靠的高精度压力分布数据。该方法解决了气动压力场高精度测量难题，在飞行高度0～20km、马赫数2～4Ma、攻角-12°～+12°范围内，压力场数据获取精度高，压力偏差可小于±300Pa。
Description
技术领域
本发明属于气动压力场高精度测量技术领域，具体涉及一种锥型面气动压力场实时高精度获取方法。
背景技术
嵌入式大气数据测量装置(FlushAirDataSystem，简称“FADS”)通过直接测量飞行器表面压力解算飞行来流马赫数、攻角、侧滑角、气压等大气参数，具有精度高且能满足超/高超声速飞行条件的特点。
传统测量技术一般通过探出式空速管和角度传感器组合实现对上述数据的测量。探针式测量技术发展比较成熟，但是随着航空航天技术的发展，其技术方案的局限性愈加明显。例如，当飞行器处于较高马赫数飞行状态时，其前端突出的测量装置难以适应头部极高温度，并且其与周围大气相互作用形成的激波干扰将影响飞行器的气动性能；另外，飞行器在大攻角飞行状态下，前端大气数据测量装置将可能成为引起头部涡流及侧向不稳定的主要因素，导致飞行器控制品质下降。
大气层内超声速/高超声速飞行器的吸气式动力系统工作控制、气动热管理与控制、高精度飞行控制等领域对高精度飞行来流参数均有迫切需求，FADS在临近空间超声速/高超声速飞行器上有广泛的应用前景。嵌入式大气数据测量装置技术新、难度大，国内相关技术刚起步不久，还面临一系列关键技术需要攻克。
获得高精度的局部压力场数据是嵌入式大气数据测量装置进行高精度大气参数解算的前提，飞行器外表面局部气动压力场实时高精度获取方法是嵌入式大气数据测量装置的核心技术之一。影响超声速/高超声速飞行器局部压力场获取精度的因素较为复杂，包括飞行器外形结构偏差、复杂力热环境的影响等，采用何种方法可获得实时的、持续的、高精度的局部压力场数据是嵌入式大气数据测量装置研制必须解决的重要问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种锥型面气动压力场实时高精度获取方法，可以解决嵌入式大气测量技术气动压力场高精度测量难题。
本发明的技术方案如下：一种锥型面气动压力场实时高精度获取方法，该方法具体包括如下步骤：
步骤1、建立高精度头锥型面及测压孔结构模型及测压模型；
步骤2、利用气动仿真，在有限马赫数及攻角状态下，获得不同高度、马赫数、攻角、侧滑角状态飞行器表面压力场数据；
步骤3、通过风洞试验吹风获得1：1头锥型面及测压孔高精度压力数据；
步骤4、将步骤2获得的飞行器表面压力场数据与步骤3获得的风洞吹风高精度测压数据转换获得不同状态高精度基准压力数据库；
步骤5、将基准压力数据库装订在飞行器计算机中，将实时测量压力与基准压力数据库进行差值比较，剔除异常压力，为大气参数解算提供可靠的高精度压力分布数据。
所述的步骤1中建立高精度头锥型面及测压孔结构模型及测压模型具体包括：
测压孔位于头锥尖及锥面象限线上，其中，锥面上的8个测压孔相对于轴线严格对称分布，周向位置偏差小于10′；
第一排锥面测压孔距尖端的距离L，与尖端倒角R满足：L>17R；
每个测压孔直径小于2.0mm；
锥面及测压孔光滑，粗糙度不大于0.8；
头锥型面结构采用高温合金钢或陶瓷材料，保证头锥外型面及测压孔在飞行力热载荷下不变形；
测压管路内径小于2mm，测压传感器精度达到万分之三。
所述的步骤2具体为：
利用CFD气动仿真，在马赫数Ma＝2.0、2.25、2.5、2.75、3.0、3.25、3.5、3.75、4.0，攻角＝0°、2°、4°、6°、8°、10°、12°的状态下，获得63个不同高度、马赫数、攻角、侧滑角状态飞行器表面压力场数据。
所述的步骤3具体为：
在马赫数Ma＝2.0、2.25、2.5、3.0、3.5、4.0，攻角＝-8°、-6°、-4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°，侧滑角＝0°、4°的状态下，通过风洞试验吹风获得1：1头锥型面及测压孔高精度压力数据。
所述的步骤4具体为：
利用公式cosη＝cosα·cosβ、sinβ＝sinη·sinφ、tgα＝cosφ·tgη，从有限状态的CFD气动仿真计算压力数据和风洞吹风高精度测压数据转换获得不同状态高精度基准压力数据库，状态包括：Ma＝2.0、2.25、2.5、2.75、3.0、3.25、3.5、3.75、4.0，侧滑角＝-8°、-7°、-6°、-5°、-4°、-3°、-2°、-1°、0°、1°、2°、3°、4°、5°、6°、7°、8°，攻角＝-12°、-10°、-8°、-7°、-6°、-5°、-4°、-3°、-2°、-1°、0°、1°、2°、3°、4°、5°、6°、7°、8°、10°、12°，共3825(9*17*25)个状态，获得基准压力数据库。
本发明的显著效果在于：本发明所述的一种锥型面气动压力场实时高精度获取方法，解决了嵌入式大气测量技术气动压力场高精度测量难题，在飞行高度0～20km、飞行马赫数2～4Ma、攻角-12°～+12°范围内，头锥表面压力场数据获取精度高，压力偏差可小于±300Pa。
附图说明
图1为本发明所述的一种锥型面气动压力场实时高精度获取方法个锥型面及测压孔布局模型结构示意图；
图2为图1的左视图；
图3为本发明所述的一种锥型面气动压力场实时高精度获取方法流程图。
具体实施方式
下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步详细说明。
如图1～3所示，一种锥型面气动压力场实时高精度获取方法，该方法具体包括如下步骤：
步骤1、建立高精度头锥型面及测压孔结构模型及测压模型；
建立如图1、图2所示的高精度头锥型面及测压孔结构模型和测压模型，具体包括：
测压孔位于头锥尖及锥面象限线上，其中，锥面上的8个测压孔相对于轴线严格对称分布，周向位置偏差小于10′；
第一排锥面测压孔距尖端的距离L，与尖端倒角R满足：L>17R；
每个测压孔直径小于2.0mm；
锥面及测压孔光滑，粗糙度不大于0.8；
头锥型面结构采用高温合金钢或陶瓷材料，保证头锥外型面及测压孔在飞行力热载荷下不变形；
测压管路内径小于2mm，测压传感器精度达到万分之三；
步骤2、利用气动仿真，在有限马赫数及攻角状态下，获得不同高度、马赫数、攻角、侧滑角状态飞行器表面压力场数据；
利用CFD气动仿真，在马赫数Ma＝2.0、2.25、2.5、2.75、3.0、3.25、3.5、3.75、4.0，攻角＝0°、2°、4°、6°、8°、10°、12°的状态下，获得63个不同高度、马赫数、攻角、侧滑角状态飞行器表面压力场数据；
步骤3、通过风洞试验吹风获得1：1头锥型面及测压孔高精度压力数据；
在马赫数Ma＝2.0、2.25、2.5、3.0、3.5、4.0，攻角＝-8°、-6°、-4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°，侧滑角＝0°、4°的状态下，通过风洞试验吹风获得1：1头锥型面及测压孔高精度压力数据；
步骤4、将步骤2获得的飞行器表面压力场数据与步骤3获得的风洞吹风高精度测压数据转换获得不同状态高精度基准压力数据库；
利用公式cosη＝cosα·cosβ、sinβ＝sinη·sinφ、tgα＝cosφ·tgη，从有限状态的CFD气动仿真计算压力数据和风洞吹风高精度测压数据转换获得不同状态高精度基准压力数据库，状态包括：Ma＝2.0、2.25、2.5、2.75、3.0、3.25、3.5、3.75、4.0，侧滑角＝-8°、-7°、-6°、-5°、-4°、-3°、-2°、-1°、0°、1°、2°、3°、4°、5°、6°、7°、8°，攻角＝-12°、-10°、-8°、-7°、-6°、-5°、-4°、-3°、-2°、-1°、0°、1°、2°、3°、4°、5°、6°、7°、8°、10°、12°，共3825(9*17*25)个状态，获得基准压力数据库；
步骤5、将基准压力数据库装订在飞行器计算机中，将实时测量压力与基准压力数据库进行差值比较，剔除异常压力，为大气参数解算提供可靠的高精度压力分布数据。
Claims (5)
1.一种锥型面气动压力场实时高精度获取方法，其特征在于：该方法具体包括如下步骤：
步骤1、建立高精度头锥型面及测压孔结构模型及测压模型；
步骤2、利用气动仿真，在有限马赫数及攻角状态下，获得不同高度、马赫数、攻角、侧滑角状态飞行器表面压力场数据；
步骤3、通过风洞试验吹风获得1：1头锥型面及测压孔高精度压力数据；
步骤4、将步骤2获得的飞行器表面压力场数据与步骤3获得的风洞吹风高精度测压数据转换获得不同状态高精度基准压力数据库；
步骤5、将基准压力数据库装订在飞行器计算机中，将实时测量压力与基准压力数据库进行差值比较，剔除异常压力，为大气参数解算提供可靠的高精度压力分布数据。
2.根据权利要求1所述的一种锥型面气动压力场实时高精度获取方法，其特征在于：所述的步骤1中建立高精度头锥型面及测压孔结构模型及测压模型具体包括：
测压孔位于头锥尖及锥面象限线上，其中，锥面上的8个测压孔相对于轴线严格对称分布，周向位置偏差小于10′；
第一排锥面测压孔距尖端的距离L，与尖端倒角R满足：L>17R；
每个测压孔直径小于2.0mm；
锥面及测压孔光滑，粗糙度不大于0.8；
头锥型面结构采用高温合金钢或陶瓷材料，保证头锥外型面及测压孔在飞行力热载荷下不变形；
测压管路内径小于2mm，测压传感器精度达到万分之三。
3.根据权利要求1所述的一种锥型面气动压力场实时高精度获取方法，其特征在于：所述的步骤2具体为：
利用CFD气动仿真，在马赫数Ma＝2.0、2.25、2.5、2.75、3.0、3.25、3.5、3.75、4.0，攻角＝0°、2°、4°、6°、8°、10°、12°的状态下，获得63个不同高度、马赫数、攻角、侧滑角状态飞行器表面压力场数据。
4.根据权利要求1所述的一种锥型面气动压力场实时高精度获取方法，其特征在于：所述的步骤3具体为：
在马赫数Ma＝2.0、2.25、2.5、3.0、3.5、4.0，攻角＝-8°、-6°、-4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°，侧滑角＝0°、4°的状态下，通过风洞试验吹风获得1：1头锥型面及测压孔高精度压力数据。
5.根据权利要求1所述的一种锥型面气动压力场实时高精度获取方法，其特征在于：所述的步骤4具体为：
利用公式cosη＝cosα·cosβ、sinβ＝sinη·sinφ、tgα＝cosφ·tgη，从有限状态的CFD气动仿真计算压力数据和风洞吹风高精度测压数据转换获得不同状态高精度基准压力数据库，状态包括：Ma＝2.0、2.25、2.5、2.75、3.0、3.25、3.5、3.75、4.0，侧滑角＝-8°、-7°、-6°、-5°、-4°、-3°、-2°、-1°、0°、1°、2°、3°、4°、5°、6°、7°、8°，攻角＝-12°、-10°、-8°、-7°、-6°、-5°、-4°、-3°、-2°、-1°、0°、1°、2°、3°、4°、5°、6°、7°、8°、10°、12°，共3825(9*17*25)个状态，获得基准压力数据库。
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