CN109297665B - 使用高精准度气动力模型的捕获轨迹在线试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种使用高精准度气动力模型的捕获轨迹在线试验方法包括：使用高精准度气动力模型的捕获轨迹在线试验流程、载机对外挂物干扰量计算方法、外挂物诱导迎角侧滑角计算方法、气动力多维插值方法、外挂物高精准度气动力模型构造方法。本方法主要特点在于求解六自由度方程时，外挂物的气动力不使用试验时直接测量的气动力，而是使用包含了诱导迎角侧滑角影响的外挂物气动力参与轨迹解算；在有载机干扰条件时姿态下的气动力减去外挂物无载机干扰条件时，姿态下的气动力。本发明有效解决了捕获轨迹试验时由于外挂物相对于载机运动不能模拟而带来的气动力失真问题，对捕获轨迹试验数据的准确度做出了重大提升。

Description

使用高精准度气动力模型的捕获轨迹在线试验方法
技术领域
本发明属于风洞试验技术领域，具体涉及一种使用高精准度气动力模型的捕获轨迹在线试验方法。
背景技术
捕获轨迹试验技术是一种研究外挂物从载机分离轨迹的特种风洞试验技术。其技术原理为：在风洞中使用主支撑机构支撑载机模型，试验时载机模型固定不动，提供干扰流场；使用六自由机构和六应变天平支撑外挂物模型；给定分离初始条件之后，在风洞中外挂物模型相对于载机模型的初始位置上，测量外挂在载机干扰流场上的气动力(CA,CY,CL,CK,Cm,Cn)；测得的气动力换算到飞行条件，再结合其他已知参数，给定积分步长，求解六自由度运动方程，求解出下一时刻外挂物相对于载机的线速度(U,V,W)、角速度(P,Q,R)、线位移(X,Y,Z)及角位移(θ,Ψ,Ф)；然后将外挂用六自由度机构移测至该位置和姿态，重复前述步骤，得到整条分离轨迹。
从上述原理可以看出，捕获轨迹试验是一种准定常方法，其测得的气动力，不能包含外挂物相对于载机运动所带来的气动力部分。外挂物相对于载机的运动，会带来诱导迎角和侧滑角，使得六自由度机构支撑的外挂物姿态角无法准确反映外挂的真实迎角α和侧滑角β(图2)，图2说明了造成这种失真的原因。在外挂物相对于载机运动速度较大时，此种失真会对轨迹结果产生颠覆性影响。
发明内容
基于以上不足之处，本发明的目的是提供一种使用高精准度气动力模型的捕获轨迹在线试验方法，能够修正上述诱导迎角侧滑角带来的气动力失真影响。
本发明所采用的技术方案如下：一种使用高精准度气动力模型的捕获轨迹在线试验方法，首先完成初始化设置，风洞流场建立，六自由度支撑外挂物模型到达初始位置，然后按如下步骤试验：
(1)分别获取以下数据：
外挂物相对载机：俯仰角位移θ、偏航角位移Ψ、滚转角位移Ф、轴向线速度U、侧向
线速度V、法向线速度W和自由来流速度UA，
然后分别测量外挂物的如下气动力系数：
轴向气动力系数CA、侧向气动力系数CY、法向气动力系数CL、滚转气动力矩系数
CK、俯仰气动力矩系数Cm和偏航气动力矩系数Cn，
(2)不考虑外挂物诱导迎角侧滑角，计算未计及速度差时外挂物的静态迎角α1和未计及速度差时外挂物的静态侧滑角β1：
Figure BDA0001767565440000011
Figure BDA0001767565440000021
式中UAe，VAe，WAe系自由来流速度矢量在外挂物体轴系下的投影；
(3)使用步骤1中的数据，计算计及速度差时外挂物的迎角α2和计及速度差时外挂物的侧滑角β2：
Figure BDA0001767565440000022
Figure BDA0001767565440000023
式中Ue，Ve，We系外挂物相对于载机的速度矢量在外挂物体轴系下的投影；
(4)使用α1、β1和外挂物小模型自由流数据集，二维插值计算出无载机干扰的外挂物气动力系数：轴向气动力系数CA1，侧向气动力系数CY1，法向气动力系数CL1，滚转气动力矩系数CK1，俯仰气动力矩系数Cm1，偏航气动力矩系数Cn1；
(5)使用载机干扰下的外挂物气动力系数CA，CY，CL，CK，Cm，Cn减去步骤4得到的无干扰的外挂物的气动力系数CA1，CY1，CL1，CK1，Cm1，Cn1，得到载机对外挂物的干扰气动力系数：ΔCA，ΔCY，ΔCL，ΔCK，ΔCm，ΔCn；
(6)使用α2、β2和提前采集的外挂物大模型常规测力数据集，二维插值计算出无干扰、包含了诱导迎角侧滑角的外挂物气动力系数：CA2，CY2，CL2，CK2，Cm2，Cn2；
(7)使用无干扰、包含了诱导迎角侧滑角的外挂物气动力系数：CA2，CY2，CL2，CK2，Cm2，Cn2再加上载机对外挂物的干扰气动力系数：ΔCA，ΔCY，ΔCL，ΔCK，ΔCm，ΔCn，作为外挂物真实气动力，参与分离轨迹计算，得到下一时刻的各个数据：U、V、W、P、Q、R、θ、Ψ、Ф，
(8)六自由度机构按照步骤7得到的数据运动到位；
(9)重复步骤(1)～(8)，直到分离轨迹满足要求，试验结束。
本发明的创新点和有益效果是：本发明有效解决了捕获轨迹试验时由于外挂物相对于载机运动不能模拟而带来的气动力失真问题，用大模型测得的基础气动力系数代替小模型的气动力系数，有效解决了小模型由于外形失真及雷诺数效应带来的气动力失真问题，对捕获轨迹试验数据的准确度做出了重大提升。
附图说明
图1是本发明的的总体思路框图。
图2是本发明的试验流程。
图3是传统方法和实施例1方法得到的轨迹俯仰角位移实验数据对比图。
具体实施方式
下面根据附图举例对本发明做进一步说明：
实施例1
按本试验方法进行试验前，提前采集外挂物大模型常规测力数据集或者使用外挂物小模型自由流试验数据集作为基准量。按本试验方法开始试验，完成初始化设置，风洞流场建立，六自由度支撑外挂物模型到达初始位置之后，如图1-2所示，按如下步骤试验：
(1)分别获取以下数据：
外挂物相对载机：俯仰角位移θ、偏航角位移Ψ、滚转角位移Ф、轴向线速度U、侧向
线速度V、法向线速度W和自由来流速度UA，
然后分别测量外挂物的如下气动力系数：
轴向气动力系数CA、侧向气动力系数CY、法向气动力系数CL、滚转气动力矩系数
CK、俯仰气动力矩系数Cm和偏航气动力矩系数Cn，
(2)不考虑外挂物诱导迎角侧滑角，计算未计及速度差时外挂物的静态迎角α1和未计及速度差时外挂物的静态侧滑角β1：
式中UAe，VAe，WAe系自由来流速度矢量在外挂物体轴系下的投影；
(3)使用步骤1中的数据，计算计及速度差时外挂物的迎角α2和计及速度差时外挂物的侧滑角β2：
式中Ue，Ve，We系外挂物相对于载机的速度矢量在外挂物体轴系下的投影；
(4)使用α1、β1和外挂物小模型自由流数据集，二维插值计算出无载机干扰的外挂物气动力系数：轴向气动力系数CA1，侧向气动力系数CY1，法向气动力系数CL1，滚转气动力矩系数CK1，俯仰气动力矩系数Cm1，偏航气动力矩系数Cn1；
(5)使用载机干扰下的外挂物气动力系数CA，CY，CL，CK，Cm，Cn减去步骤4得到的无干扰的外挂物的气动力系数CA1，CY1，CL1，CK1，Cm1，Cn1，得到载机对外挂物的干扰气动力系数：ΔCA，ΔCY，ΔCL，ΔCK，ΔCm，ΔCn；
(6)使用α2、β2和提前采集的外挂物大模型常规测力数据集，二维插值计算出无干扰、包含了诱导迎角侧滑角的外挂物气动力系数：CA2，CY2，CL2，CK2，Cm2，Cn2；
(7)使用无干扰、包含了诱导迎角侧滑角的外挂物气动力系数：CA2，CY2，CL2，CK2，Cm2，Cn2再加上载机对外挂物的干扰气动力系数：ΔCA，ΔCY，ΔCL，ΔCK，ΔCm，ΔCn，作为外挂物真实气动力，参与分离轨迹计算，得到下一时刻的各个数据：U、V、W、P、Q、R、θ、Ψ、Ф，
(8)六自由度机构按照步骤7得到的数据运动到位；
(9)重复步骤(1)～(8)，直到分离轨迹满足要求，试验结束。
本方法主要特点在于求解六自由度方程时，外挂物的气动力不使用试验时直接测量的气动力，而是使用包含了诱导迎角侧滑角影响的外挂物气动力参与轨迹解算；在有载机干扰条件时(θ,Ψ,Ф)姿态下的气动力减去外挂物无载机干扰条件时(θ,Ψ,Ф)姿态下的气动力；同时考虑了外挂物相对于载机的姿态(θ,Ψ,Ф)、自由来流速度UA及外挂物相对载机速度(U，V，W)之后，计算出的外挂物相对于气流的真实迎角侧滑角，减去只考虑了外挂物相对于载机的姿态(θ,Ψ,Ф)及自由来流速度UA计算出的真实迎角侧滑角。该量的大小决定了气动力失真的大小；气动力多维插值方法，是指气动力对外挂物真实迎角侧滑角进行二维插值；外挂物高精准度气动力模型构造方法，使用包含诱导迎角侧滑角影响的外挂物小模型(即捕获轨迹试验所用的模型)自由流试验数据或者外挂物大模型自由流试验数据作为基准量(该量通过提前试验获得)，叠加上载机对于外挂物的干扰量，然后参与轨迹解算。
实施例2
表1为传统的捕获轨迹实验方法和本发明实施例1的方法得到的轨迹俯仰角位移实验数据对比，通过表1和图3可以看出，计及外挂物相对于载机运动影响后得到的轨迹与未计及该影响的轨迹差别很大，有效的解决了外挂物相对于载机运动的模拟问题，使得到的轨迹准确度有很大程度的提升。
表1
时间点 采用实施例1的方法 传统方法
0 -0.5947 -0.5947
0.01 -0.82934 -0.83933
0.02 -1.10998 -1.13667
0.03 -1.42567 -1.47033
0.04 -1.7705 -1.83883
0.05 -2.13783 -2.23433
0.06 -2.52183 -2.65112
0.07 -2.91633 -3.0845
0.08 -3.31667 -3.52883
0.09 -3.71833 -3.98333
0.11 -4.5075 -4.89833
0.13 -5.25233 -5.80383
0.15 -5.924 -6.67933
0.17 -6.49967 -7.5255
0.19 -6.96267 -8.342
0.21 -7.2975 -9.0765
0.23 -7.49333 -9.72367
0.25 -7.545 -10.2663
0.27 -7.445 -10.6815
0.29 -7.19333 -10.9632

Claims (1)

1.一种使用高精准度气动力模型的捕获轨迹在线试验方法，首先完成初始化设置，风洞流场建立，六自由度支撑外挂物模型到达初始位置，其特征在于，然后按如下步骤试验：
(1)分别获取以下数据：
外挂物相对载机：俯仰角位移θ、偏航角位移Ψ、滚转角位移Ф、轴向线速度U、侧向线速度V、法向线速度W和自由来流速度UA，
然后分别测量外挂物的如下气动力系数：
轴向气动力系数CA、侧向气动力系数CY、法向气动力系数CL、滚转气动力矩系数CK、俯仰气动力矩系数Cm和偏航气动力矩系数Cn，
(2)不考虑外挂物诱导迎角侧滑角，计算未计及速度差时外挂物的静态迎角α1和未计及速度差时外挂物的静态侧滑角β1：
Figure FDA0001767565430000011
Figure FDA0001767565430000012
式中UAe，VAe，WAe系自由来流速度矢量在外挂物体轴系下的投影；
(3)使用步骤1中的数据，计算计及速度差时外挂物的迎角α2和计及速度差时外挂物的侧滑角β2：
Figure FDA0001767565430000013
Figure FDA0001767565430000014
式中Ue，Ve，We系外挂物相对于载机的速度矢量在外挂物体轴系下的投影；
(4)使用α1、β1和外挂物小模型自由流数据集，二维插值计算出无载机干扰的外挂物气动力系数：轴向气动力系数CA1，侧向气动力系数CY1，法向气动力系数CL1，滚转气动力矩系数CK1，俯仰气动力矩系数Cm1，偏航气动力矩系数Cn1；
(5)使用载机干扰下的外挂物气动力系数CA，CY，CL，CK，Cm，Cn减去步骤4得到的无干扰的外挂物的气动力系数CA1，CY1，CL1，CK1，Cm1，Cn1，得到载机对外挂物的干扰气动力系数：ΔCA，ΔCY，ΔCL，ΔCK，ΔCm，ΔCn；
(6)使用α2、β2和提前采集的外挂物大模型常规测力数据集，二维插值计算出无干扰、包含了诱导迎角侧滑角的外挂物气动力系数：CA2，CY2，CL2，CK2，Cm2，Cn2；
(7)使用无干扰、包含了诱导迎角侧滑角的外挂物气动力系数：CA2，CY2，CL2，CK2，Cm2，Cn2再加上载机对外挂物的干扰气动力系数：ΔCA，ΔCY，ΔCL，ΔCK，ΔCm，ΔCn，作为外挂物真实气动力，参与分离轨迹计算，得到下一时刻的各个数据：U、V、W、P、Q、R、θ、Ψ、Ф，
(8)六自由度机构按照步骤7得到的数据运动到位；
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