CN108414185A - 对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法 - Google Patents

对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法：将具有对称性的基本飞行姿态选定为风洞试验数据零点的标准状态；确定合成攻角为零时飞行器横截面内空气动力合力和合力矩的方向和大小；在旋转体轴系下对飞行器横截面内合力和合力矩进行分解，获得相应的力和力矩的新值；通过代数平均，获得轴向力和滚转力矩零点的新值；获得新旧值的差量；将随合成攻角变化的旧数据加上前述差量获得新数据，实现曲线的整体平移，以供配套使用。本发明从零点状态是同一个的物理实际出发，创新提出零点力和力矩归一化的思路，建立一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，可全面考虑风洞试验模型安装误差和风洞流场均匀度误差，提高了风洞试验数据的精度，为制导、控制和自动驾驶仪的飞行仿真和特性评估解决了零点误差的干扰问题。

Description

对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法
技术领域
本发明涉及试验数据误差处理领域，特别涉及一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法。
背景技术
飞行器所受空气动力和力矩主要有计算和风洞试验两种获取手段。任何试验都存在试验误差，风洞试验也不例外。风洞试验从设计到实施已经有一套完备的模拟准则和多个相关的标准、规范来指导工作，同时其测量系统的误差也已形成成熟的修正方法。但是，对于风洞试验模型安装误差和风洞流场均匀度误差等受人为和时间发展的误差来源还没有形成规范的修正方法，不同气动设计师采用不同的方法处理，特别是合成攻角为零时的零点误差。
风洞试验获得的飞行器空气动力和力矩，最终以各种形式提供给制导、控制和自动驾驶仪进行飞行仿真和特性评估。风洞试验误差的存在，导致零点时虽然物理状态一样，但结果却不一样的现象，在仿真中引起零点振荡，易给出系统不稳定的错误结论。
现有技术中，一般统一将所有情况零点的值强行置为零，且不整体平移数据，改变了零点附件物理量对合成攻角的导数，或者不进行零点误差的处理。对上述虚假的零点振荡现象没有本质改善，仍然存在零点误差的干扰问题。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法。
根据本发明提供的一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，包括如下步骤：
步骤S1、将飞行器的基本飞行姿态选定为风洞试验数据零点的标准状态，其中，飞行器的基本飞行姿态至少具有左右对称性；
步骤S2、利用标准状态的对称性，确定合成攻角为零时飞行器横截面内的空气动力合力、空气动力合力矩的方向和大小；
步骤S3、在旋转体轴系OXYZ下，对飞行器OYZ坐标面内的空气动力合力、空气动力合力矩进行分解，获得相应滚转角下零点力和零点力矩四分量的新值；
步骤S4、通过代数平均，获得轴向力和滚转力矩零点的新值；
步骤S5、根据步骤S3和步骤S4获得的新值，获得所有零点力和零点力矩新旧值的差量；其中，步骤S3获得的新值是指相应滚转角下零点力和零点力矩四分量的新值，步骤S4获得的新值是指轴向力和滚转力矩零点的新值；
步骤S6、将随合成攻角变化的一套旧数据加上前述差量，获得一套新数据，实现曲线的整体平移，以供配套使用。
优选地，由滚转角决定旋转体轴系OXYZ相对于飞行器机体的方位，在旋转体轴系的OYZ坐标面内，不考虑轴向力和滚转力矩，飞行器左右对称的部分因产生相互抵消的侧向力和侧向力矩而进行置零处理，飞行器在OYZ坐标面的空气动力合力空气动力合力矩的方向和大小即分别为标准状态的法向力、俯仰力矩的方向和大小，公式如下：
其中
旋转体轴系OXYZ：风洞试验时，飞行器不动，空气来流，
原点O：飞行器质心，
X轴正向：沿体轴指向来流，单位矢量
Y轴正向：来流速度在飞行器横截面投影的方向，单位矢量
Z轴正向：按照右手法则确定，单位矢量
α：合成攻角，来流与X轴的夹角，取正值；
FZ：侧向力，正方向为Z轴正向；
MY：质心处偏航力矩，正方向为Y轴正向；
FY：法向力，正方向为Y轴正向；
MZ：质心处俯仰力矩，正方向为Z轴正向；
下标s：标准状态；
下标n：新值。
优选地，所述在旋转体轴系下，对飞行器OYZ坐标面内的空气动力合力空气动力合力矩进行分解，获得以下力和力矩的新值：
其中
Φ：滚转角，4#舵与Y轴的夹角，逆时针为正。
优选地，通过代数平均，获得轴向力和滚转力矩零点的新值，公式如下：
其中
FX：轴向力，正方向为X轴负向；
MX：滚转力矩，正方向为X轴正向；
m：试验时滚转角的总数；
下标l：试验时滚转角的序号，取值为1到m的正整数。
优选地，通过减法运算，获得零点所有力和力矩分量新、旧值的差量：
其中
前缀Δ：差量；
下标o：旧值。
优选地，在所述步骤6中,将随合成攻角变化的一套旧数据加上前述差量，获得一套新数据，实现曲线的整体平移，以供配套使用：
优选地，所述标准状态，还具有上下对称性。
优选地，所述标准状态，还具有轴对称性。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明从零点状态是同一个的物理实际出发，创新提出零点力和力矩归一化的思路，可全面考虑风洞试验模型安装误差和风洞流场均匀度误差，提高了风洞试验数据的精度，为制导、控制和自动驾驶仪的飞行仿真和特性评估解决了零点误差的干扰问题。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1是本发明实施例中对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法的坐标系和滚转角定义的示意图，为后视图。
图中：弹体10，尾舵20。
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。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
针对物理状态一样但结果却不一样的现象，本发明的目的在于提供一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，抑制仿真中虚假系统不稳定的出现，以解决零点误差的干扰问题，提高风洞试验数据的精度。
本发明一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法包括以下步骤：
(1)飞行器的基本飞行姿态一般具有对称性，将其选定为风洞试验数据零点的标准状态；
(2)利用标准状态的对称性，确定合成攻角为零时飞行器横截面内的空气动力合力和合力矩的方向和大小(不考虑轴向力和滚转力矩)；
(3)根据需要，在旋转体轴系OXYZ下,对飞行器OYZ坐标面内的合力和合力矩进行分解，获得相应滚转角下零点力和力矩的分量新值；
(4)通过代数平均，获得轴向力和滚转力矩零点的新值；
(5)通过减法运算，获得零点所有力和力矩分量新、旧值的差量；
(6)将随合成攻角变化的一套旧数据加上前述差量，获得一套新数据，实现曲线的整体平移，以供配套使用。
现以一具体实施例详细说明本发明一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法：
图1所示，是对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法的坐标系和舵偏的定义，包括旋转体轴系OXYZ、机体10和尾舵20，其中有4个尾舵，分别为1#舵、2#舵、3#舵、4#舵，即一号舵、二号舵、三号舵、四号舵。
本实施例中涉及的定义如下：
坐标系
旋转体轴系OXYZ：风洞试验时，飞行器不动，空气来流，
原点O：飞行器质心，
X轴正向：沿体轴指向来流，单位矢量
Y轴正向：来流速度在飞行器横截面投影的方向，单位矢量
Z轴正向：按照右手法则确定，单位矢量
符号
α：合成攻角，来流与X轴的夹角，取正值；
Φ：滚转角，4#舵与Y轴的夹角，逆时针为正；
FY：法向力，正方向为Y轴正向；
Mz：质心处俯仰力矩，正方向为Z轴正向；
FZ：侧向力，正方向为Z轴正向；
MY：质心处偏航力矩，正方向为Y轴正向；
FX：轴向力，正方向为X轴负向；
MX：滚转力矩，正方向为X轴正向；
m：试验时滚转角的总数；
前缀
Δ：某量的差量；
下标
l：试验时某个滚转角的序号，取值为1到m的正整数；
n：某量的新值；
o：某量的旧值；
s：标准状态。
本实施例的一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法包括以下步骤：
(1)飞行器的基本飞行姿态一般至少具有左右对称性，将其选定为风洞试验数据零点的标准状态；
(2)利用标准状态的对称性，确定合成攻角为零时飞行器OYZ坐标面内的空气动力合力和合力矩的方向和大小；
不考虑轴向力和滚转力矩时，飞行器左右对称的部分产生相互抵消的侧向力和力矩，进行置零处理，飞行器OYZ坐标面内的合力和合力矩的方向和大小即为标准状态的法向力和俯仰力矩的方向和大小，公式如下：
(3)根据需要，在旋转体轴系下对飞行器OYZ坐标面的合力和合力矩进行分解，获得以下力和力矩的新分量，分解公式如下：
(4)通过代数平均，获得轴向力和滚转力矩零点的新值，公式如下：
(5)通过减法运算，获得零点所有力和力矩分量新、旧值的差量；
(6)将随合成攻角变化的一套旧数据加上前述差量，获得一套新数据，实现曲线的整体平移，以供配套使用：
本发明一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，从零点状态是同一个的物理实际出发，创新提出零点力和力矩归一化的思路，可全面考虑风洞试验模型安装误差和风洞流场均匀度误差，提高了风洞试验数据的精度，为制导、控制和自动驾驶仪的飞行仿真和特性评估解决了零点误差的干扰问题。本发明可应用于基本飞行状态是对称的所有飞行器的风洞试验数据零点误差处理上。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤S1、将飞行器的基本飞行姿态选定为风洞试验数据零点的标准状态，其中，飞行器的基本飞行姿态至少具有左右对称性；
步骤S2、利用标准状态的对称性，确定合成攻角为零时飞行器横截面内的空气动力合力、空气动力合力矩的方向和大小；
步骤S3、在旋转体轴系OXYZ下,对飞行器OYZ坐标面内的空气动力合力、空气动力合力矩进行分解，获得相应滚转角下零点力和零点力矩四分量的新值；
步骤S4、通过代数平均，获得轴向力和滚转力矩零点的新值；
步骤S5、根据步骤S3和步骤S4获得的新值，获得所有零点力和零点力矩新旧值的差量；
步骤S6、将随合成攻角变化的一套旧数据加上所述差量，获得一套新数据，实现曲线的整体平移，以供配套使用。
2.根据权利要求1所述的对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，其特征在于，由滚转角决定旋转体轴系OXYZ相对于飞行器机体的方位，在旋转体轴系的OYZ坐标面内，不考虑轴向力和滚转力矩，飞行器左右对称的部分因产生相互抵消的侧向力和侧向力矩而进行置零处理，飞行器在OYZ坐标面内的空气动力合力空气动力合力矩的方向和大小即分别为标准状态的法向力、俯仰力矩的方向和大小，公式如下：
α＝0
α＝0
α＝0
α＝0
其中
旋转体轴系OXYZ：风洞试验时，飞行器不动，空气来流，
原点O：飞行器质心，
X轴正向：沿体轴指向来流，单位矢量
Y轴正向：来流速度在飞行器横截面投影的方向，单位矢量
Z轴正向：按照右手法则确定，单位矢量
α：合成攻角，来流与X轴的夹角，取正值；
FZ：侧向力，正方向为Z轴正向；
MY：质心处偏航力矩，正方向为Y轴正向；
FY：法向力，正方向为Y轴正向；
MZ：质心处俯仰力矩，正方向为Z轴正向；
下标s：标准状态；
下标n：新值。
3.根据权利要求1所述的对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，其特征在于，所述在旋转体轴系下，对飞行器OYZ坐标面内的空气动力合力空气动力合力矩进行分解，获得以下力和力矩的新值：
α＝0
α＝0
α＝0
α＝0
其中
Φ：滚转角，4#舵与Y轴的夹角，逆时针为正。
4.根据权利要求1所述的对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，其特征在于，通过代数平均，获得轴向力和滚转力矩零点的新值，公式如下：
其中
FX：轴向力，正方向为X轴负向；
MX：滚转力矩，正方向为X轴正向；
m：试验时滚转角的总数；
下标l：试验时滚转角的序号，取值为1到m的正整数。
5.根据权利要求1所述的对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，其特征在于，通过减法运算，获得零点所有力和力矩分量新、旧值的差量：
α＝0
α＝0
α＝0
α＝0
α＝0
α＝0
其中
前缀Δ：差量；
下标o：旧值。
6.根据权利要求1所述的对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，其特征在于，在所述步骤6中,将随合成攻角变化的一套旧数据加上前述差量，获得一套新数据，实现曲线的整体平移，以供配套使用：
7.根据权利要求1所述的对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，其特征在于，不同滚转角下零点的飞行器构型一致。
8.根据权利要求1所述的对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，其特征在于，零点是指合成攻角为零的状态点。
9.根据权利要求1所述的对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，其特征在于，所述标准状态，还具有上下对称性。
10.根据权利要求9所述的对称飞行器风洞试验数据零点误差处理方法，其特征在于，所述标准状态，还具有轴对称性。
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