CN108202878B - 钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局设计与优化方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局设计与优化方法，该方法包括以下步骤：进行钝头体外形飞行器气动测量引压孔的布局模式分析与选择；进行钝头体外形飞行器气动测量引压孔的位置优化与确定；进行钝头体外形飞行器气动测量引压孔的数量优化与确定。本发明通过在引压孔布局模式、引压孔冗余配置方面对气动热的考虑，实现了引压孔布局对进/再入气动热的适应，确保了飞行测试可靠性，适用于近地轨道、深空探测进/再入飞行过程中的气动测量任务。

Description

钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局设计与优化方法
技术领域
本发明涉及飞行器气动参数辨识技术，具体涉及一种钝头体外形飞行器气动力测量引压孔布局设计与优化方法，属于航天器气动与导航测量设计技术领域。
背景技术
飞行器气动参数测量是验证飞行器气动外形设计的关键工作，国内外航空器和航天器多在飞行试验中进行了气动测量工作，如战斗机试飞验证、航天飞机和返回舱再入返回的气动参数辨识等，都包含气动参数测量工作。
气动参数测量的基本思路是通过器载传感器敏感飞行器所受的力，结合飞行器前端若干引压孔压力测量数据表征的外界流场环境，辨识飞行器动压、攻角和侧滑角等气流角，进而精确解算气动力参数。由此可见，合理布置飞行器前端的引压孔布局以全面精确敏感飞行器所在流场，是气动力高精度测量的关键。
发明内容
本发明的目的是提供一种钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局设计与优化方法，满足行星际进/再入和近地轨道再入气动测量需求。
本发明所采取的技术方案如下：
一种钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局设计与优化方法，包括以下步骤：进行钝头体外形飞行器气动测量引压孔的布局模式分析与选择；进行所述钝头体外形飞行器气动测量引压孔的位置优化与确定；进行所述钝头体外形飞行器气动测量引压孔的数量优化与确定。
对于上述钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局设计与优化方法，在所述引压孔布局模式分析与选择步骤中，若所述钝头体外形再入飞行器迎风面不同区域的压力分布存在多峰现象，则采用圆周布局，在所述飞行器钝头表面沿圆周方向布置多个测点，以全面获取压力分布信息；若所述飞行器外表面流场分布特性均匀变化，迎风面不同区域压力分布单调变化，则根据外表面压力分布梯度，采用十字布局或丁字布局。
对于上述钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局设计与优化方法，其中，所述引压孔的位置优化与确定通过以下两种方式完成：(1)通过数值模拟首先确定压力敏感位置，所述引压孔位置选在所述压力敏感位置，而后，经风洞试验确认数值模拟确定的所述引压孔位置，并根据风洞试验的结果优化调整具体布局位置；(2)采用优化算法分析、评估并确认所述引压孔位置。
对于上述钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局设计与优化方法，在采用所述优化算法的方式中，利用敏感度矩阵来量化特定位置引压孔对于攻角α、侧滑角β、冲压qc的测量敏感程度，选择敏感程度满足要求的位置布置所述引压孔。
对于上述钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局设计与优化方法，在所述引压孔的数量优化与确定步骤中，所述引压孔数量的确定，基于测量的角度，针对攻角、侧滑角、动压测量影响敏感度、气动热导致引压孔堵塞概率对所述引压孔进行冗余配置，并结合气动测量算法进行确认与风洞试验，获得最终引压孔布局。
本发明适用于近地轨道、深空探测进/再入飞行过程中的气动测量任务。
本发明的有益效果是：通过在引压孔布局模式、引压孔冗余配置方面对气动热的考虑，实现了引压孔布局对进/再入气动热的适应，确保了飞行测试可靠性。
附图说明
图1是钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局设计与优化流程示意图；
图2是钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局模式示意图。
具体实施方式
下面结合附图详细描述本发明的具体实施方式。
图1是钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局设计与优化流程示意图。如图1所示，钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局设计与优化方法，包括进行钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局模式分析与选择、进行引压孔位置优化与确定、进行引压孔数量优化与确定三个步骤，其中第二步和第三步存在迭代设计关系。
各步骤具体设计与优化方法如下：
步骤一、进行钝头体外形飞行器气动测量引压孔的布局模式分析与选择
引压孔布局模式由飞行器再入过程中的流场环境决定。对于钝头体外形再入飞行器，如果飞行器外表面流场分布特性复杂，迎风面不同区域的压力分布存在多峰现象(沿迎风母线压力水平非单调变化)，宜采用圆周布局，在飞行器钝头表面布置沿圆周方向布置多个测点，以全面获取压力分布信息，如图2中的a所示；如果飞行器外表面流场分布特性均匀变化，迎风面不同区域压力分布单调变化，可以根据外表面压力分布梯度，采用十字布局或丁字布局，在压力、热流梯度变化大敏感的区域布置较多的引压孔，如图2中的b和图2中的c所示。
步骤二、进行钝头体外形飞行器气动测量引压孔的位置优化与确定
在确定引压孔布局模式后，引压孔位置优化与确定可以通过两种方式完成。
一是通过数值模拟首先确定压力敏感位置，引压孔位置选在压力敏感位置，引压孔位置压力幅值大或压力梯度变化大，而后，经风洞试验确认数值模拟确定的引压孔位置，并可根据风洞试验的结果优化调整具体布局位置。
二是采用优化算法，分析、评估并确认引压孔位置选择，算法基本思路如下。
以
Figure GDA0003179294960000031
表示飞行器第i个引压孔压力输出与气动状态矢量的函数，第i个引压孔的测量压力值可以表示为
Figure GDA0003179294960000032
其中，
Figure GDA0003179294960000033
是待辨识向量，qc是冲压，p∞是静压，εi是压力测量误差，θi是压力测压孔处表面法线与速度矢量之间的夹角，其为引压孔位置、攻角α和侧滑角β的函数，计算方式如下：
Figure GDA0003179294960000034
其中，λi是引压孔位置圆锥角，
Figure GDA0003179294960000035
是引压孔位置圆周角。
在t时刻，n个引压孔的测量输出形成，定义下述矢量
Figure GDA0003179294960000036
则压力测量矢量
Figure GDA0003179294960000037
和状态方程矢量
Figure GDA0003179294960000038
的关系可由如下方程给出
Figure GDA0003179294960000039
上式近似为
Figure GDA00031792949600000310
其中，
Figure GDA00031792949600000311
为测量时刻的状态矢量预测值，
Figure GDA00031792949600000312
为增量，即
Figure GDA00031792949600000313
为便于表述，定义n×2维的敏感度矩阵H(由矢量函数
Figure GDA00031792949600000314
微分得到)
Figure GDA0003179294960000041
上式中，敏感度矩阵H即可用来量化特定位置引压孔对于攻角α、侧滑角β、冲压qc的测量敏感程度。选择敏感程度满足要求的位置布置引压孔。理论上，在敏感程度越高的位置布置引压孔，越有利于相应变量的测量与后续数据辨识。因此，可基于该原理完成引压孔位置的优化与确定。
步骤三、进行钝头体外形飞行器气动测量引压孔的数量优化与确定
增加再入飞行器外表面的引压孔数量有利于攻角、侧滑角和动压测量精度的提升，但是配置引压孔数量增加到一定程度后，对气流角和动压测量精度提升的效果有限，存在明显的边际递减效应。因此，引压孔数量的确定，往往基于可靠测量的角度，针对攻角、侧滑角、动压测量影响敏感度、气动热导致引压孔堵塞概率对引压孔进行冗余配置，并结合气动测量算法进行确认与风洞试验，获得最终引压孔布局。
本发明给出了钝头体外形飞行器引压孔布局设计与优化流程，并明确了各设计优化步骤的具体方法。
本发明适用于行星际进/再入和近地轨道再入飞行器的气动测量任务。
本发明中未说明部分属于本领域的公知技术。
以上结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但本发明不局限于所描述的实施方式。对于本领域的技术人员而言，在不脱离本发明的原理和精神的情况下对实施方式进行的变化、修改、替换和变型仍落入本发明的保护范围内。

Claims (2)

1.一种钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局设计与优化方法，其特征在于，包括以下步骤：
进行钝头体外形飞行器气动测量引压孔的布局模式分析与选择；
进行所述钝头体外形飞行器气动测量引压孔的位置优化与确定；
进行所述钝头体外形飞行器气动测量引压孔的数量优化与确定；
其中，在所述引压孔的布局模式分析与选择步骤中，若所述钝头体外形飞行器迎风面不同区域的压力分布存在多峰现象，则采用圆周布局，在所述飞行器钝头表面沿圆周方向布置多个测点，以全面获取压力分布信息；若所述飞行器外表面流场分布特性均匀变化，迎风面不同区域压力分布单调变化，则根据外表面压力分布梯度，采用十字布局或丁字布局；
其中，所述引压孔的位置优化与确定通过以下两种方式完成：
(1)通过数值模拟首先确定压力敏感位置，所述引压孔的位置选在所述压力敏感位置，而后，经风洞试验确认数值模拟确定的所述引压孔的位置，并根据风洞试验的结果优化调整具体布局位置；
(2)采用优化算法分析、评估并确认所述引压孔的位置；
其中，在采用所述优化算法的方式中，利用敏感度矩阵来量化特定位置引压孔对于攻角α、侧滑角β、冲压qc的测量敏感程度，选择敏感程度满足要求的位置布置所述引压孔，
通过以下算法获得分析、评估并确认引压孔的位置选择：
以
Figure FDA0003211171130000011
表示飞行器第i个引压孔压力输出与气动状态矢量的函数，第i个引压孔的测量压力值表示为
Figure FDA0003211171130000012
其中，
Figure FDA0003211171130000013
是待辨识向量，qc是冲压，p∞是静压，εi是压力测量误差，θi是压力测压孔处表面法线与速度矢量之间的夹角，其为引压孔的位置、攻角α和侧滑角β的函数，计算方式如下：
Figure FDA0003211171130000014
其中，λi是引压孔的位置圆锥角，
Figure FDA0003211171130000015
是引压孔的位置圆周角；
在t时刻，n个引压孔的测量输出形成，定义下述矢量
Figure FDA0003211171130000021
则压力测量矢量
Figure FDA0003211171130000022
和状态方程矢量
Figure FDA0003211171130000023
的关系由如下方程给出
Figure FDA0003211171130000024
上式近似为
Figure FDA0003211171130000025
其中，
Figure FDA0003211171130000026
为测量时刻的状态矢量预测值，
Figure FDA0003211171130000027
为增量，即
Figure FDA0003211171130000028
为便于表述，定义n×2维的敏感度矩阵H，
Figure FDA0003211171130000029
上式中，敏感度矩阵H用来量化特定位置引压孔对于攻角α、侧滑角β、冲压qc的测量敏感程度。
2.根据权利要求1所述的钝头体外形飞行器气动测量引压孔布局设计与优化方法，其特征在于，在所述引压孔的数量优化与确定步骤中，所述引压孔数量的确定，基于测量的角度，针对攻角α、侧滑角β、冲压qc的测量敏感程度、气动热导致引压孔堵塞概率对所述引压孔进行冗余配置，并结合气动测量算法进行确认与风洞试验，获得最终引压孔布局。
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