CN106168529A - 一种修正飞行器刚性体升力系数的风洞试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种修正飞行器刚性体升力系数的风洞试验方法，包括步骤：风洞试验得到飞行器刚性体升力系数；所述的飞行器的展弦比大于6；由所述飞行器的数学模型通过CFD计算得到刚性体升力系数或者以法向过载n_y＝1对所述飞行器再次进行风洞试验，并得到刚性体升力系数；得到风动试验与计算量之间的差量或前后风动试验的差量；并通过差量和公式得到修正值。通过本发明能够提供给弹道仿真的数据量减少一个量级，并且升力系数气弹修正公式可以很方便嵌入到弹道仿真程序中，仿真效率至少提高2倍。

Description

一种修正飞行器刚性体升力系数的风洞试验方法

技术领域

本发明属于航空航天风动试验领域。

背景技术

大展弦比机翼的静气动弹性现象非常严重，对其气动特性、飞行性能、飞行品质及载荷分布都有很大的影响，作为载荷计算的重要的原始数据，为了获取准确的飞行运动参数和机动载荷，气动系数尤其是升力系数应采取经弹性修正的风洞试验数据。以往升力系数气弹修正结果都是增加一高度层H，即每一个高度层H给定一版升力系数，升力系数数据量将比原来增大一个数量级，数据处理困难，弹道仿真效率降低，本专利旨在发展一套可方便嵌入弹道仿真程序中的升力系数气弹修正公式，从而提高弹道仿真效率。

发明内容

本发明的目的：

为了修正飞行器的刚性体的升力系数，解决升力系数数据量过大，数据处理困难，弹道仿真效率低问题。

本发明的技术方案：

提供一种修正飞行器刚性体升力系数的风洞试验方法，包括如下步骤：

1)通过风洞试验得到飞行器刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)；所述的飞行器的展弦比大于6；

2)由所述飞行器的数学模型通过CFD计算得到刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)’或者以法向过载n_y＝1对所述飞行器再次进行风洞试验，并得到刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)”；

3)由步骤2)的刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)’或步骤2)的刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)”与步骤1)的刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)得到差量Δcl；

4)测量飞行器的质量m，并由该质量m得到飞行器的巡航法向力F_巡航＝mg；

5)由公式得到修正 后的飞行器升力系数cl_t(Ma,α,β,H)，其中：

Ma为飞行器飞行马赫数，α为飞行器飞行攻角，β为飞行器飞行侧滑角，

F_g(Ma,α,β,H)为利用刚性体升力系数得到Ma,α,β,H状态下升力，公式为

q(Ma,H)为飞行器在高度H、马赫数Ma下的动压，

S_ref为飞行器参考面积。

本发明的优点：

提供给弹道仿真的数据量减少一个量级，并且升力系数气弹修正公式可以很方便嵌入到弹道仿真程序中，仿真效率至少提高2倍。

具体实施方式：

下面提供一种修正飞行器刚性体升力系数的风洞试验方法，包括如下步骤：

1)通过风洞试验得到飞行器刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)；所述的飞行器的展弦比大于6；

2)由所述飞行器的数学模型通过CFD计算得到刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)’或者以法向过载n_y＝1对所述飞行器再次进行风洞试验，并得到刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)”；

3)由步骤2)的刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)’或步骤2)的刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)”与步骤1)的刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)得到差量Δcl；

4)测量飞行器的质量m，并由该质量m得到飞行器的巡航法向力F_巡航＝mg；

5)由公式得到修正后的飞行器升力系数cl_t(Ma,α,β,H)，其中：

Ma为飞行器飞行马赫数，α为飞行器飞行攻角，β为飞行器飞行侧滑角，

F_g(Ma,α,β,H)为利用刚性体升力系数得到Ma,α,β,H状态下升力，公式为

q(Ma,H)为飞行器在高度H、马赫数Ma下的动压，

S_ref为飞行器参考面积。

Claims (1)

1.一种修正飞行器刚性体升力系数的风洞试验方法，包括如下步骤：

1)通过风洞试验得到飞行器刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)；所述的飞行器的展弦比大于6；

2)由所述飞行器的数学模型通过CFD计算得到刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)’或者以法向过载n_y＝1对所述飞行器再次进行风洞试验，并得到刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)”；

3)由步骤2)的刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)’或步骤2)的刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)”与步骤1)的刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)得到差量Δcl；

4)测量飞行器的质量m，并由该质量m得到飞行器的巡航法向力F_巡航＝mg；

5)由公式得到修正后的飞行器升力系数cl_t(Ma,α,β,H)，其中：

Ma为飞行器飞行马赫数，α为飞行器飞行攻角，β为飞行器飞行侧滑角，

F_g(Ma,α,β,H)为利用刚性体升力系数得到Ma,α,β,H状态下升力，公式为

q(Ma,H)为飞行器在高度H、马赫数Ma下的动压，

S_ref为飞行器参考面积。