CN105628333B - 一种高空高马赫数条件下的气动误差确定方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于飞行器结构技术领域，具体涉及一种高空高马赫数条件下的气动误差确定方法。本发明提出的高空高马赫数条件下的气动误差确定方法，从气动预示影响因素出发，解决了地面风洞试验能力不足问题，反映了高马赫数低雷诺数流动下的特殊物理现象，将飞行器理论外形气动预示结果和受实际加工制造水平及飞行环境的影响进行了联系，全面综合了气动误差影响源，弥补了传统方法的不足，所获结果具有可信性，可解决工程实际问题。本发明给出超出风洞能力条件下的高空高马赫数状态飞行器气动系数误差值，为飞行器控制系统设计提供依据，提高成功飞行概率。
Description
技术领域
本发明属于飞行器结构技术领域，具体涉及一种高空高马赫数条件下的气动误差确定方法。
背景技术
为了对飞行器气动特性合理预示，需要给出相应的气动误差，明确预示偏差，指导气动特性预示结果的使用。现有公开文献对气动误差带确定方法介绍较少。由于传统飞行器剖面可被地面风洞试验能力所覆盖，因此传统气动误差带主要基于地面风洞试验给出，具体包括预示方法与试验结果的偏差和试验测量偏差两部分。而在高空高马赫数条件下(高度大于50km，马赫数大于15)，现有国内试验能力已经不能覆盖飞行工况，仅靠风洞试验无法给出高空高马赫数条件下气动特性预示结果对应的气动误差。
发明内容
本发明的目的在于针对地面风洞试验能力的不足，提出可适用于高空高马赫数条件下的气动误差确定方法，以满足工程研制需求。
为达到上述目的，本发明所采取的技术方案为：
一种高空高马赫数条件下的气动误差确定方法，包括如下步骤：
(1)基于完全气体NS方程给出实际高空高马赫数飞行条件下飞行器六分量气动特性预示设计结果Ccp；
(2)选取典型飞行攻角、侧滑角和飞行器控制舵舵偏状态，在不少于2座的多座高超声速风洞中，针对马赫数8的风洞试验能力上限，开展相同状态风洞试验，且在单座风洞同状态重复性试验不少于3次，获取多座风洞试验数据；
(3)获得风洞试验数据均值Cexp_ave和上偏差Δexp_up、下偏差Δexp_down；
(4)基于气动特性预示方法，计算给出风洞状态下的气动数据Cexp_cp；
(5)计算获得飞行器设计工况条件下相同状态的气动特性计算校验结果Ccp_1～Ccp_n；以Ccp为基准，给出高空高马赫数条件下计算偏差Δcp_up和Δcp_down；
(6)将风洞条件下预示方法偏差Δexp_cp和高空条件下预示方法Δcp偏差取均方和，获得完全气体条件下预示方法偏差
(7)若飞行马赫数大于10以上，计算获得考虑真实气体效应的气动系数Crg，并与对应状态完全气体结果相减，获得真实气体效应对气动特性影响量Δrg；
(8)若飞行高度达于70km以上，计算获得考虑稀薄气体效应的气动系数Cld，并与对应状态完全气体结果相减，获得真实气体效应对气动特性影响量Δld；
(9)针对典型偏差外形，采用设计使用的完全气体NS方程，计算获得各类外形偏差条件下的气动系数Cpc1～Cpcn，并与对应状态理论外形气动系数结果相减，获得各类外形偏差对气动特性影响量Δpc1～Δpcn。将Δpc1～Δpcn取均方和，获得外形偏差对气动特性影响量
所述步骤(3)具体为：将在多座风洞中开展的相同状态试验数据按t分布进行数学统计，获得风洞试验数据均值Cexp_ave和上偏差Δexp_up、下偏差Δexp_down。
所述步骤(4)具体为：若Cexp_cp与Cexp_ave量值接近，则以Cexp_cp为基准，根据Δexp_up、Δexp_down获得风洞条件下的气动预示方法误差上、下限Δexp_cp_up和Δexp_cp_down；否则应对气动特性预示方法进行确认和修正，直至Cexp_cp与Cexp_ave量值接近为止。
所述步骤(5)具体为：针对实际飞行剖面下的高度和马赫数，选取与风洞试验状态相同的攻角、侧滑角和飞行器控制舵舵偏状态，采用不同于设计使用的经过校验、有一定可信度的不少于7的多套完全气体NS方程气动数值模拟方法，计算获得飞行器设计工况条件下相同状态的气动特性计算校验结果Ccp_1～Ccp_n；以Ccp为基准，给出高空高马赫数条件下计算偏差Δcp_up和Δcp_down。
所述步骤(7)具体为：若飞行马赫数大于10以上，则针对实际飞行剖面下的高度和马赫数，选取与风洞试验状态相同的攻角、侧滑角和飞行器控制舵舵偏状态，采用平衡/非平衡气体模型，计算获得考虑真实气体效应的气动系数Crg，并与对应状态完全气体结果相减，获得真实气体效应对气动特性影响量Δrg。
所述步骤(8)具体为：若飞行高度达于70km以上，则针对实际飞行剖面下的高度和马赫数，选取与风洞试验状态相同的攻角、侧滑角和飞行器控制舵舵偏状态，采用完全气体NS方程滑移边界条件(70km～80km)/桥函数、DSMC方法(大于80km)，计算获得考虑稀薄气体效应的气动系数Cld，并与对应状态完全气体结果相减，获得真实气体效应对气动特性影响量Δld。
所述步骤(9)具体为：根据飞行器实际加工制造偏差、烧蚀可能性和结构弹性变形情况，确定典型偏差外形，外形偏差的选取应具有独立性。
本发明所取得的有益效果为：
本发明提出的高空高马赫数条件下的气动误差确定方法，从气动预示影响因素出发，解决了地面风洞试验能力不足问题，反映了高马赫数低雷诺数流动下的特殊物理现象，将飞行器理论外形气动预示结果和受实际加工制造水平及飞行环境的影响进行了联系，全面综合了气动误差影响源，弥补了传统方法的不足，所获结果具有可信性，可解决工程实际问题。本发明给出超出风洞能力条件下的高空高马赫数状态飞行器气动系数误差值，为飞行器控制系统设计提供依据，提高成功飞行概率。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。
本发明所述高空高马赫数条件下的气动误差确定方法如下：
(1)基于完全气体NS方程给出实际高空高马赫数飞行条件下飞行器六分量气动特性预示设计结果Ccp。
(2)选取典型飞行攻角、侧滑角和飞行器控制舵舵偏状态，在不少于2座的多座高超声速风洞中，针对马赫数8的风洞试验能力上限，开展相同状态风洞试验，且在单座风洞同状态重复性试验不少于3次，获取多座风洞试验数据。
(3)将在多座风洞中开展的相同状态试验数据按t分布进行数学统计，获得风洞试验数据均值Cexp_ave和上偏差Δexp_up、下偏差Δexp_down；
(4)基于气动特性预示方法，计算给出风洞状态下的气动数据Cexp_cp。若Cexp_cp与Cexp_ave量值接近，则以Cexp_cp为基准，根据Δexp_up、Δexp_down获得风洞条件下的气动预示方法误差上、下限Δexp_cp_up和Δexp_cp_down。否则应对气动特性预示方法进行确认和修正，直至Cexp_cp与Cexp_ave量值接近为止。
(5)针对实际飞行剖面下的高度和马赫数，选取与风洞试验状态相同的攻角、侧滑角和飞行器控制舵舵偏状态，采用其他(不同于设计使用的)经过校验、有一定可信度的多套(不少于7)完全气体NS方程气动数值模拟方法，计算获得飞行器设计工况条件下相同状态的气动特性计算校验结果Ccp_1～Ccp_n。以Ccp为基准，给出高空高马赫数条件下计算偏差Δcp_up和Δcp_down。
(6)将风洞条件下预示方法偏差Δexp_cp和高空条件下预示方法Δcp偏差取均方和，获得完全气体条件下预示方法偏差
(7)若飞行马赫数大于10以上，则针对实际飞行剖面下的高度和马赫数，选取与风洞试验状态相同的攻角、侧滑角和飞行器控制舵舵偏状态，采用平衡/非平衡气体模型，计算获得考虑真实气体效应的气动系数Crg，并与对应状态完全气体结果相减，获得真实气体效应对气动特性影响量Δrg。
(8)若飞行高度达于70km以上，则针对实际飞行剖面下的高度和马赫数，选取与风洞试验状态相同的攻角、侧滑角和飞行器控制舵舵偏状态，采用完全气体NS方程滑移边界条件(70km～80km)/桥函数、DSMC方法(大于80km)，计算获得考虑稀薄气体效应的气动系数Cld，并与对应状态完全气体结果相减，获得真实气体效应对气动特性影响量Δld。
Claims (7)
1.一种高空高马赫数条件下的气动误差确定方法，其特征在于：包括如下步骤：
(1)基于完全气体NS方程给出实际高空高马赫数飞行条件下飞行器六分量气动特性预示设计结果Ccp；
(2)选取典型飞行攻角、侧滑角和飞行器控制舵舵偏状态，在不少于2座的多座高超声速风洞中，针对马赫数8的风洞试验能力上限，开展相同状态风洞试验，且在单座风洞同状态重复性试验不少于3次，获取多座风洞试验数据；
(3)获得风洞试验数据均值Cexp_ave和上偏差Δexp_up、下偏差Δexp_down；
(4)基于气动特性预示方法，计算给出风洞状态下的气动数据Cexp_cp；
(5)计算获得飞行器设计工况条件下相同状态的气动特性计算校验结果Ccp_1～Ccp_n；以Ccp为基准，给出高空高马赫数条件下计算偏差Δcp_up和Δcp_down；
(6)将风洞条件下预示方法偏差Δexp_cp和高空条件下预示方法Δcp偏差取均方和，获得完全气体条件下预示方法偏差
(7)若飞行马赫数大于10以上，计算获得考虑真实气体效应的气动系数Crg，并与对应状态完全气体结果相减，获得真实气体效应对气动特性影响量Δrg；
(8)若飞行高度达于70km以上，计算获得考虑稀薄气体效应的气动系数Cld，并与对应状态完全气体结果相减，获得真实气体效应对气动特性影响量Δld；
(9)针对典型偏差外形，采用设计使用的完全气体NS方程，计算获得各类外形偏差条件下的气动系数Cpc1～Cpcn，并与对应状态理论外形气动系数结果相减，获得各类外形偏差对气动特性影响量Δpc1～Δpcn；将Δpc1～Δpcn取均方和，获得外形偏差对气动特性影响量
(10)将完全气体预示方法偏差Δpg、真实气体效应对气动特性影响量Δrg、稀薄气体效应对气动特性影响量Δld和外形偏差对气动特性影响量Δpc取均方和，获得气动系数C的误差值
2.根据权利要求1所述的高空高马赫数条件下的气动误差确定方法，其特征在于：所述步骤(3)具体为：将在多座风洞中开展的相同状态试验数据按t分布进行数学统计，获得风洞试验数据均值Cexp_ave和上偏差Δexp_up、下偏差Δexp_down。
3.根据权利要求1所述的高空高马赫数条件下的气动误差确定方法，其特征在于：所述步骤(4)具体为：若Cexp_cp与Cexp_ave量值接近，则以Cexp_cp为基准，根据Δexp_up、Δexp_down获得风洞条件下的气动预示方法误差上、下限Δexp_cp_up和Δexp_cp_down；否则应对气动特性预示方法进行确认和修正，直至Cexp_cp与Cexp_ave量值接近为止。
4.根据权利要求1所述的高空高马赫数条件下的气动误差确定方法，其特征在于：所述步骤(5)具体为：针对实际飞行剖面下的高度和马赫数，选取与风洞试验状态相同的攻角、侧滑角和飞行器控制舵舵偏状态，采用不同于设计使用的经过校验、有一定可信度的不少于7的多套完全气体NS方程气动数值模拟方法，计算获得飞行器设计工况条件下相同状态的气动特性计算校验结果Ccp_1～Ccp_n；以Ccp为基准，给出高空高马赫数条件下计算偏差Δcp_up和Δcp_down。
5.根据权利要求1所述的高空高马赫数条件下的气动误差确定方法，其特征在于：所述步骤(7)具体为：若飞行马赫数大于10以上，则针对实际飞行剖面下的高度和马赫数，选取与风洞试验状态相同的攻角、侧滑角和飞行器控制舵舵偏状态，采用平衡/非平衡气体模型，计算获得考虑真实气体效应的气动系数Crg，并与对应状态完全气体结果相减，获得真实气体效应对气动特性影响量Δrg。
6.根据权利要求1所述的高空高马赫数条件下的气动误差确定方法，其特征在于：所述步骤(8)具体为：若飞行高度达于70km以上，则针对实际飞行剖面下的高度和马赫数，选取与风洞试验状态相同的攻角、侧滑角和飞行器控制舵舵偏状态，采用完全气体NS方程滑移边界条件、DSMC方法，计算获得考虑稀薄气体效应的气动系数Cld，并与对应状态完全气体结果相减，获得真实气体效应对气动特性影响量Δld。
7.根据权利要求1所述的高空高马赫数条件下的气动误差确定方法，其特征在于：所述步骤(9)具体为：根据飞行器实际加工制造偏差、烧蚀可能性和结构弹性变形情况，确定典型偏差外形。
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