CN109492237A - 一种气动系数获得方法 - Google Patents

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方明恩
罗剑波
赵小勇
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张辉
李娟娟
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郭靖
张吉祥
张岩
谢立云
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Abstract

本发明涉及一种气动系数获得方法，包括获得飞行器气动系数；解算得到气动参数；计算飞行攻角α、飞行侧滑角β；插值得到插值直角坐标气动系数；获得极坐标体系气动系数；得到飞行器的加速度和角加速度；得到飞行器下一时刻的飞行速度和飞行姿态角；解算飞行器下一时刻的气动系数的步骤。本发明的方法，节省了CFD计算、风洞试验等耗费的研制费用和时间成本。

Description

一种气动系数获得方法
技术领域
本发明属于航空航天领域，具体涉及一种气动系数获得方法。
背景技术
根据飞行器体轴系与气流空间几何角度关系，飞行器使用的气动系数分为两种体系：直角坐标体系和极坐标体系。直角坐标体系气动系数随攻角α和侧滑角β两维变化，数据点在空间上呈现矩阵分布，如图1所示。极坐标体系气动系数随总攻角αΣ和滚转角Φ两维变化，数据点在空间上呈现圆形分布，靠近圆心处的数据较密，远离圆心处的数据较稀疏，如图2所示。由图1和图2的数据点分布图可知，直角坐标体系气动系数和极坐标体系气动系数，除了少量的数据点重合外，绝大多数的数据点是不重合的，分布规律差异较大。
直角坐标体系气动系数和极坐标体系气动系数之间存在差异，导致飞行仿真和控制回路设计等在使用两种坐标体系的气动系数方式上存在较大差异，只能使用相同坐标体系下的气动系数，两种坐标体系下的气动系数不能通用，要改变飞行仿真和控制回路设计的坐标体系，必须通过风洞试验、CFD计算等方式获得相同坐标体系下的气动系数。
发明内容
本发明的目的是：解决直角坐标体系气动系数不能在极坐标体系下使用的问题，找出一种气动系数获得方法。
考虑到现有技术的上述问题，根据本发明公开的一个方面，本发明采用以下技术方案：
一种气动系数获得方法，包括以下步骤：
第一步，通过风洞试验获得飞行器直角坐标体系下的气动系数；
第二步，获得飞行器飞行参数，并根据飞行参数解算得到气动参数；其中，所述的飞行参数为飞行速度和飞行姿态角，所述的气动参数为总攻角α∑和滚转角Φ；
第三步，根据总攻角α∑和滚转角Φ计算直角坐标体系下的飞行攻角α、飞行侧滑角β:
tanα＝tanα∑cosΦ
sinβ＝sinα∑sinΦ；
第四步，根据所述的飞行攻角α、飞行侧滑角β，插值得到插值直角坐标气动系数，所述的插值直角坐标气动系数包括轴向力系数法向力系数横向力系数滚转力矩系数偏航力矩系数和俯仰力矩系数
第五步，根据所述的插值直角坐标气动系数和转换公式获得极坐标体系气动系数，所述的极坐标体系气动系数为轴向力系数法向力系数 Cξ(αΣ,Φ)、横向力系数Cη(αΣ,Φ)、滚转力矩系数偏航力矩系数mξ(αΣ,Φ)、俯仰力矩系数mη(αΣ,Φ)；其中的转换公式如下:
和
第六步，使用第五步得到的极坐标体系气动系数进行动力学解算，得到飞行器的加速度和角加速度；
第七步，使用第六步得到的飞行器的加速度和角加速度,进行运动学解算，得到飞行器下一时刻的飞行速度和飞行姿态角；
第八步，根据下一时刻的飞行速度和飞行姿态角解算得到飞行器下一时刻的气动系数,并反复执行步骤一至八获得各个时刻的气动系数，供仿真使用。
有益效果：
本发明通过把直角坐标体系下的气动系数转换成适于极标体系使用的气动系数，节省了CFD计算、风洞试验等耗费的研制费用和时间成本。
附图说明
图1气动系数直角坐标形式；
图2气动系数极坐标形式。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步地详细说明，但本发明的实施方式不限于此。
本发明的一种气动系数获得方法，包括以下步骤：
第一步，通过风洞试验获得飞行器直角坐标体系下的气动系数；
第二步，获得飞行器飞行参数，并根据飞行参数解算得到气动参数；其中，所述的飞行参数为飞行速度和飞行姿态角，所述的气动参数为总攻角α∑和滚转角Φ；
第三步，根据总攻角α∑和滚转角Φ计算直角坐标体系下的飞行攻角α、飞行侧滑角β:
tanα＝tanα∑cosΦ
sinβ＝sinα∑sinΦ；
第四步，根据所述的飞行攻角α、飞行侧滑角β，插值得到插值直角坐标气动系数，所述的插值直角坐标气动系数包括轴向力系数法向力系数横向力系数滚转力矩系数偏航力矩系数和俯仰力矩系数
第五步，根据所述的插值直角坐标气动系数和转换公式获得极坐标体系气动系数，所述的极坐标体系气动系数为轴向力系数法向力系数 Cξ(αΣ,Φ)、横向力系数Cη(αΣ,Φ)、滚转力矩系数偏航力矩系数mξ(αΣ,Φ)、俯仰力矩系数mη(αΣ,Φ)；其中的转换公式如下:
和
第六步，使用第五步得到的极坐标体系气动系数进行动力学解算，得到飞行器的加速度和角加速度；
第七步，使用第六步得到的飞行器的加速度和角加速度,进行运动学解算，得到飞行器下一时刻的飞行速度和飞行姿态角；
第八步，根据下一时刻的飞行速度和飞行姿态角解算得到飞行器下一时刻的气动系数,并反复执行步骤一至八获得各个时刻的气动系数，供仿真使用。

Claims (4)

1.一种气动系数获得方法，包括以下步骤：
第一步，通过风洞试验获得飞行器直角坐标体系下的气动系数；
第二步，获得飞行器飞行参数，并根据飞行参数解算得到气动参数；其中，所述的飞行参数为飞行速度和飞行姿态角，所述的气动参数为总攻角α∑和滚转角Φ；
第三步，根据总攻角α∑和滚转角Φ计算直角坐标体系下的飞行攻角α、飞行侧滑角β；
第四步，根据所述的飞行攻角α、飞行侧滑角β，插值得到插值直角坐标气动系数，所述的插值直角坐标气动系数包括轴向力系数法向力系数横向力系数滚转力矩系数偏航力矩系数和俯仰力矩系数
第五步，根据所述的插值直角坐标气动系数和转换公式获得极坐标体系气动系数；
第六步，使用第五步得到的极坐标体系气动系数进行动力学解算，得到飞行器的加速度和角加速度；
第七步，使用第六步得到的飞行器的加速度和角加速度,进行运动学解算，得到飞行器下一时刻的飞行速度和飞行姿态角；
第八步，根据下一时刻的飞行速度和飞行姿态角解算得到飞行器下一时刻的气动系数,并反复执行步骤一至八获得各个时刻的气动系数，供仿真使用。
2.如权利要求1所述的一种气动系数获得方法，其特征在于，第三步中采用如下方法计算直角坐标体系下的飞行攻角α、飞行侧滑角β：
tanα＝tanα∑cosΦ
sinβ＝sinα∑sinΦ。
3.如权利要求2所述的一种气动系数获得方法，其特征在于，第五步中所述的极坐标体系气动系数为轴向力系数法向力系数Cξ(αΣ,Φ)、横向力系数Cη(αΣ,Φ)、滚转力矩系数偏航力矩系数mξ(αΣ,Φ)、俯仰力矩系数mη(αΣ,Φ)。
4.如权利要求3所述的一种气动系数获得方法，其特征在于，第五步中的转换公式如下：
和
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