CN109612676B - 基于飞行试验数据的气动参数反算方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于飞行试验数据的气动参数反算方法，该气动参数反算方法包括：步骤一，根据飞行器的测量数据计算获取飞行器的飞行参数；步骤二，根据飞行器的测量数据以及步骤一中的飞行参数计算获取飞行器的气动力和气动力矩；步骤三，根据步骤二中的气动力和气动力矩计算获取飞行器的气动力系数和气动力矩系数；步骤四，根据步骤一中的飞行器的飞行参数计算获取相同飞行状态下的地面气动数据，将地面气动数据与步骤三中的气动力系数和气动力矩系数相比对以验证气动参数的天地一致性。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中无法对地面气动数据进行天地一致性验证的技术问题。

Description

基于飞行试验数据的气动参数反算方法

技术领域

本发明涉及飞行器飞行动力学研究技术领域，尤其涉及一种基于飞行试验数据的气动参数反算方法。

背景技术

目前，飞行器可采用机载发射，其具有复杂外形、巡航级、一级翼舵外形非常复杂，投放过程在飞机扰流区内存在较大机弹干扰。针对此类飞行器，目前可利用CFD和地面风洞试验得到机弹干扰和自由流气动参数。该段气动参数对于机弹分离飞行稳定控制至关重要，如何验证气动参数有效性值得深入研究。然而，在现有技术中，目前仅能够通过CFD和地面风动试验获取飞行器的气动参数，而无法获得飞行器的实际飞行的气动参数，因此无法对地面气动数据进行天地一致性验证。

发明内容

本发明提供了一种基于飞行试验数据的气动参数反算方法，能够解决现有技术无法对地面气动数据进行天地一致性验证的技术问题。

本发明提供了一种基于飞行试验数据的气动参数反算方法，气动参数反算方法包括：步骤一，根据飞行器的测量数据计算获取飞行器的飞行参数；步骤二，根据飞行器的测量数据以及步骤一中的飞行参数计算获取飞行器的气动力和气动力矩；步骤三，根据步骤二中的气动力和气动力矩计算获取飞行器的气动力系数和气动力矩系数；步骤四，根据步骤一中的飞行器的飞行参数计算获取相同飞行状态下的地面气动数据，将地面气动数据与步骤三中的气动力系数和气动力矩系数相比对以验证气动参数的天地一致性。

进一步地，步骤一具体包括：根据飞行器的测量数据，计算获取飞行器的弹道倾角θ、弹道偏角ψ_c、地速攻角α、地速侧滑角β和速度滚转角γ_c，根据弹道倾角θ、弹道偏角ψ_c、地速攻角α、地速侧滑角β和速度滚转角γ_c计算获取气流真实的攻角α_r、侧滑角β_r、马赫数M_a和动压q。

进一步地，弹道偏角ψ_c根据

获取，当V_nx＞0，V_nz＞0，则ψ_c＝ψ'_c；当V_nx＜0，V_nz＞0，则ψ_c＝-π-ψ'_c；当V_nx＜0，V_nz＜0，则ψ_c＝π-ψ'_c，其中，V_nx为飞行器在导航系下相对于地面的轴向速度，V_nz为飞行器在导航系下相对于地面的侧向速度。

进一步地，飞行器的弹道倾角θ根据θ＝arcsin(V_ny/V_n)获取，地速攻角α根据α＝-arctan(V_by/V_bx)获取，地速侧滑角β根据β＝arcsin(V_bz/V_n)获取，速度滚转角γ_c根据

获取，其中，V_ny为飞行器在导航系下相对于地面的法向速度，V_n为飞行器在导航系下相对于地面的速度，

V_bx为飞行器在弹体系下的轴向速度，V_by为飞行器在弹体系下的法向速度，V_bz为飞行器在弹体系下的侧向速度，

为飞行器的俯仰角，γ为飞行器的横滚角。

进一步地，在步骤二中，飞行器的气动力根据

获取，其中，X为飞行器的阻力，Y为飞行器的法向力，Z为飞行器的侧向力，V为飞行器在导航系下相对于地面的速度，m为飞行器的质量，G为飞行器的重量。

进一步地，在步骤二中，飞行器的气动力矩根据

取，其中，M_x为飞行器的轴向气动力矩，M_y为飞行器的法向气动力矩，M_z为飞行器的侧向气动力矩，ω_x为飞行器的轴向转动角速度，ω_y为飞行器的法向转动角速度，ω_z为飞行器的侧向转动角速度，J_x为飞行器的轴向转动惯量，J_y为飞行器的法向转动惯量，J_z为飞行器的侧向转动惯量。

进一步地，飞行器的气动力系数根据

获取，其中，C_x为飞行器的轴向气动力系数，C_y为飞行器的法向气动力系数，C_z为飞行器的侧向气动力系数，S为飞行器的气动参考面积。

进一步地，飞行器的气动力矩系数根据

其中，m_x为飞行器的轴向气动力矩系数，m_y为飞行器的法向气动力矩系数，m_z为飞行器的侧向气动力矩系数，L为飞行器的气动参考长度。

进一步地，步骤四具体包括：根据步骤一中的飞行器的真实的马赫数M_a、攻角α_r和侧滑角β_r计算获取相同飞行状态下的阻力系数、法向力系数、侧向力系数、地面气动力系数以及地面气动力矩系数，将地面气动力系数以及地面气动力矩系数分别与步骤三中的气动力系数和气动力矩系数分别比对以验证气动参数的天地一致性。

应用本发明的技术方案，提供了一种基于飞行试验数据的气动参数反算方法，该气动参数反算方法利用飞行器机弹投放飞行试验速度、姿态等导航数据以获取飞行器的飞行参数，根据飞行器的飞行参数计算获取飞行器实际的气动参数，根据所获取的飞行器的飞行参数计算获取相同飞行状态下的地面气动数据，通过地面气动数据与飞行器实际的气动参数相比对以验证气动参数的天地一致性。本发明的气动参数反算方法与现有技术相比，其利用飞行弹道参数与弹体总体参数、气动参数的动力学关系，逆向推导，从导航数据反算飞行器实际的气动参数，进而完成飞行器气动参数的天地一致性验证，保证飞行器机弹分离飞行的稳定控制。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明的具体实施例提供的基于飞行试验数据的气动参数反算方法的流程框图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1所示，根据本发明的具体实施例提供了一种基于飞行试验数据的气动参数反算方法，该气动参数反算方法包括：步骤一，根据飞行器的导航数据计算获取飞行器的飞行参数；步骤二，根据飞行器的导航数据以及步骤一中的飞行参数计算获取飞行器的气动力和气动力矩；步骤三，根据步骤二中的气动力和气动力矩计算获取飞行器的气动力系数和气动力矩系数；步骤四，根据步骤一中的飞行器的飞行参数计算获取相同飞行状态下的地面气动数据，将地面气动数据与步骤三中的气动力系数和气动力矩系数相比对以验证气动参数的天地一致性。

应用此种配置方式，提供了一种基于飞行试验数据的气动参数反算方法，该气动参数反算方法利用飞行器机弹投放飞行试验速度、姿态等导航数据以获取飞行器的飞行参数，根据飞行器的飞行参数计算获取飞行器实际的气动参数，根据所获取的飞行器的飞行参数计算获取相同飞行状态下的地面气动数据，通过地面气动数据与飞行器实际的气动参数相比对以验证气动参数的天地一致性。本发明的气动参数反算方法与现有技术相比，其利用飞行弹道参数与弹体总体参数、气动参数的动力学关系，逆向推导，从导航数据反算飞行器实际的气动参数，进而完成飞行器气动参数的天地一致性验证，保证飞行器机弹分离飞行的稳定控制。

具体地，在本发明中，飞行试验可测量的数据包括导航数据、大气数据和弹体参数。其中，导航数据包括飞行器在导航系下相对于地面的轴向速度V_nx、飞行器在导航系下相对于地面的法向速度V_ny、飞行器在导航系下相对于地面的侧向速度V_nz、飞行器在弹体系下的轴向速度V_bx、飞行器在弹体系下的法向速度V_by、飞行器在弹体系下的侧向速度V_bz、飞行器的俯仰角

飞行器的偏航角ψ、飞行器的横滚角γ、飞行器的轴向转动角速度ω_x、飞行器的法向转动角速度ω_y以及飞行器的侧向转动角速度ω_z。大气参数具体包括飞行器在导航系下的东西向风速W_nx、飞行器在导航系下的垂直向风速W_ny、飞行器在导航系下的南北向风速W_nz、大气密度ρ以及静温T，大气参数可通过大气测量得到。弹体参数包括飞行器的轴向转动惯量J_x、飞行器的法向转动惯量J_y、飞行器的侧向转动惯量J_z、飞行器的质量m以及飞行器的重量G。

在获取了飞行器的导航数据、大气数据以及弹体参数后，首先需要进行飞行器飞行参数的解算。飞行器的飞行参数包括地速参数和风速参数。地速参数具体包括飞行器在导航系下相对于地面的速度V_n、弹道倾角θ、弹道偏角ψ_c、地速攻角α、地速侧滑角β和速度滚转角γ_c。风速参数具体包括飞行器在导航系下位于空中的速度V_r、气流真实的攻角α_r、侧滑角β_r、马赫数M_a和动压q。下面详细说明飞行器各个飞行参数的计算方法。

(1.1)地速参数的解算方法具体如下。

首先根据飞行器在导航系下相对于地面的轴向速度V_nx、飞行器在导航系下相对于地面的法向速度V_ny以及飞行器在导航系下相对于地面的侧向速度V_nz计算获取飞行器在导航系下相对于地面的速度V_n。

利用飞行器在导航系下相对于地面的速度V_n解算飞行器的弹道倾角θ和弹道偏角ψ_c。

θ＝arcsin(V_ny/V_n)

其中，当V_nx＞0，V_nz＞0，则ψ_c＝ψ'_c；当V_nx＜0，V_nz＞0，则ψ_c＝-π-ψ'_c；当V_nx＜0，V_nz＜0，则ψ_c＝π-ψ'_c。

然后，利用飞行器在弹体系下的轴向速度V_bx、飞行器在弹体系下的法向速度V_by以及飞行器在弹体系下的侧向速度V_bz计算获取飞行器的地速攻角α和地速侧滑角β。

α＝-arctan(V_by/V_bx)

β＝arcsin(V_bz/V_n)

最后，利用飞行器的地速攻角α、地速侧滑角β、飞行器的俯仰角

飞行器的横滚角γ以及飞行器的弹道倾角θ计算获取飞行器的速度滚转角γ_c。

(1.2)风速参数的解算方法具体如下。

首先考虑风修正，解算真实气动姿态角。飞行器在导航系下的轴向空速V_rx、飞行器在导航系下的法向空速V_ry以及飞行器在导航系下的侧向空速V_rz为：

其中，

为风速，W_nx为飞行器在导航系下的东西向风速、W_ny为飞行器在导航系下的垂直向风速、W_nz为飞行器在导航系下的南北向风速，三向风速按照导航坐标系定义，东风为正，下风为正(风从下往上吹)，南风为正。

然后，根据飞行器在导航系下的空速V_r计算获取飞行器在弹体系下的空速

根据飞行器在导航系下的轴向空速V_rx、飞行器在导航系下的法向空速V_ry以及飞行器在导航系下的侧向空速V_rz计算获取飞行器在导航系下的空速V_r。

根据飞行器在导航系下的空速V_r计算获取飞行器在弹体系下的空速

其中，

为飞行器在弹体系下的轴向空速，

为飞行器在弹体系下的法向空速，

为飞行器在弹体系下的侧向空速，导航坐标系到弹体坐标系的转换矩阵

为：

最后，根据飞行器在弹体系下的轴向空速

飞行器在弹体系下的法向空速

飞行器在弹体系下的侧向空速

以及飞行器在导航系下的空速V_r计算获取飞行器的气流真实攻角α_r、侧滑角β_r、马赫数M_a以及动压q。

利用弹体系速度解算气流真实攻角α_r和真实侧滑角β_r：

马赫数M_a根据

解算，其中，T为静温，其可根据大气测量得到。

动压q根据

解算，其中ρ为大气密度，其可根据大气测量计算得到。

进一步地，在本发明中，在获取了飞行器的飞行参数，可根据飞行参数计算获取飞行器的气动力和气动力矩。

具体地，在本发明的步骤二中，飞行器的气动力可根据动力学方程

来获取，

当无动力时，推力P取值为0，由此可得到飞行器的气动力参数为

其中，X为飞行器的阻力，Y为飞行器的法向力，Z为飞行器的侧向力，V即为V_n，其是指飞行器在导航系下相对于地面的速度，m为飞行器的质量，G为飞行器的重量。

此外，在本发明的步骤二中，飞行器的三方向气动力矩可根据

获取，其中，M_x为飞行器的轴向气动力矩，M_y为飞行器的法向气动力矩，M_z为飞行器的侧向气动力矩，ω_x为飞行器的轴向转动角速度，ω_y为飞行器的法向转动角速度，ω_z为飞行器的侧向转动角速度，J_x为飞行器的轴向转动惯量，J_y为飞行器的法向转动惯量，J_z为飞行器的侧向转动惯量。J_x、J_z、J_y可由模型理论值给出。

由ω_x、ω_y、ω_z时间差分得到。

进一步地，在本发明中，在获取了飞行器的气动力和气动力矩之后，需要进行气动力系数以及气动力矩系数等气动参数解算。

具体地，根据气动参数定义，计算气动力系数和气动力矩系数。飞行器的气动力系数根据

获取，其中，C_x为飞行器的轴向气动力系数，C_y为飞行器的法向气动力系数，C_z为飞行器的侧向气动力系数，S为飞行器的气动参考面积。

飞行器的气动力矩系数根据

其中，m_x为飞行器的轴向气动力矩系数，m_y为飞行器的法向气动力矩系数，m_z为飞行器的侧向气动力矩系数，L为飞行器的气动参考长度。

在本发明中，在获取了飞行器的实际气动力系数和气动力矩系数之后，需要与地面气动数据进行对比。本发明的步骤四具体包括：根据步骤一中的飞行器的真实的马赫数M_a、攻角α_r和侧滑角β_r计算获取相同飞行状态下的阻力系数、法向力系数、侧向力系数、地面气动力系数以及地面气动力矩系数，将地面气动力系数以及地面气动力矩系数分别与步骤三中的气动力系数和气动力矩系数分别比对以验证气动参数的天地一致性。

为了对本发明有进一步地了解，下面结合图1对本发明的基于飞行试验数据的气动参数反算方法进行详细说明。

如图1所示，根据本发明的具体实施例提供了一种基于飞行试验数据的气动参数反算方法，该方法包括以下步骤。

步骤一，根据飞行器的导航数据、大气数据以及弹体数据，计算获取飞行器的弹道倾角θ、弹道偏角ψ_c、地速攻角α、地速侧滑角β和速度滚转角γ_c，根据弹道倾角θ、弹道偏角ψ_c、地速攻角α、地速侧滑角β和速度滚转角γ_c计算获取气流真实的攻角α_r、侧滑角β_r、马赫数M_a和动压q。

步骤二，根据飞行器的导航数据、大气数据、弹体数据以及步骤一中的飞行参数计算获取飞行器的气动力和气动力矩。

步骤三，根据步骤二中的气动力和气动力矩计算获取飞行器的气动力系数和气动力矩系数。

步骤四，根据步骤一中的飞行器的真实的马赫数M_a、攻角α_r和侧滑角β_r利用CFD和地面风洞试验计算获取相同飞行状态下的阻力系数、法向力系数、侧向力系数、地面气动力系数以及地面气动力矩系数，将地面气动力系数以及地面气动力矩系数分别与步骤三中的气动力系数和气动力矩系数分别比对以验证气动参数的天地一致性。

综上所述，本发明提供了一种基于飞行试验数据的气动参数反算方法，该气动参数反算方法利用飞行器机弹投放飞行试验速度、姿态等导航数据以获取飞行器的飞行参数，根据飞行器的飞行参数计算获取飞行器实际的气动参数，根据所获取的飞行器的飞行参数计算获取相同飞行状态下的地面气动数据，通过地面气动数据与飞行器实际的气动参数相比对以验证气动参数的天地一致性。

本发明的气动参数反算方法与现有技术相比，其利用飞行试验导航数据，进行气动参数反算，得到实际飞行试验情况下复杂外形飞行器机弹干扰区内外的气动参数，将计算获得的实际气动参数与地面数据进行天地一致性对比，验证地面气动数据，保证飞行器机弹分离飞行的稳定控制。该方法可广泛推广应用于各种飞行器无动力飞行条件下的气动参数反算，对地面气动数据进行天地一致性验证。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种基于飞行试验数据的气动参数反算方法，其特征在于，所述气动参数反算方法包括：

步骤一，根据飞行器的测量数据计算获取飞行器的飞行参数；

步骤二，根据飞行器的测量数据以及所述步骤一中的飞行参数计算获取飞行器的气动力和气动力矩；

步骤三，根据所述步骤二中的气动力和气动力矩计算获取飞行器的气动力系数和气动力矩系数；

步骤四，根据所述步骤一中的飞行器的飞行参数计算获取相同飞行状态下的地面气动数据，将所述地面气动数据与所述步骤三中的气动力系数和气动力矩系数相比对以验证气动参数的天地一致性；

所述步骤一具体包括：根据所述飞行器的测量数据，计算获取飞行器的弹道倾角θ、弹道偏角ψ_c、地速攻角α、地速侧滑角β和速度滚转角γ_c，根据所述弹道倾角θ、所述弹道偏角ψ_c、所述地速攻角α、所述地速侧滑角β和所述速度滚转角γ_c计算获取气流真实的攻角α_r、侧滑角β_r、马赫数M_a和动压q；

所述步骤四具体包括：根据所述步骤一中的飞行器的真实的马赫数M_a、攻角α_r和侧滑角β_r计算获取相同飞行状态下的阻力系数、法向力系数、侧向力系数、地面气动力系数以及地面气动力矩系数，将所述地面气动力系数以及地面气动力矩系数分别与所述步骤三中的气动力系数和气动力矩系数分别比对以验证气动参数的天地一致性。

2.根据权利要求1所述的基于飞行试验数据的气动参数反算方法，其特征在于，所述弹道偏角ψ_c根据

获取，当V_nx＞0，V_nz＞0，则ψ_c＝ψ'_c；当V_nx＜0，V_nz＞0，则ψ_c＝-π-ψ'_c；当V_nx＜0，V_nz＜0，则ψ_c＝π-ψ'_c，其中，V_nx为飞行器在导航系下相对于地面的轴向速度，V_nz为飞行器在导航系下相对于地面的侧向速度。

3.根据权利要求2所述的基于飞行试验数据的气动参数反算方法，其特征在于，所述飞行器的弹道倾角θ根据θ＝arcsin(V_ny/V_n)获取，所述地速攻角α根据α＝-arctan(V_by/V_bx)获取，所述地速侧滑角β根据β＝arcsin(V_bz/V_n)获取，所述速度滚转角γ_c根据

获取，其中，V_ny为所述飞行器在导航系下相对于地面的法向速度，V_n为所述飞行器在导航系下相对于地面的速度，

V_bx为所述飞行器在弹体系下的轴向速度，V_by为所述飞行器在弹体系下的法向速度，V_bz为所述飞行器在弹体系下的侧向速度，

为飞行器的俯仰角，γ为飞行器的横滚角。

4.根据权利要求3所述的基于飞行试验数据的气动参数反算方法，其特征在于，在所述步骤二中，所述飞行器的气动力根据

获取，其中，X为飞行器的阻力，Y为飞行器的法向力，Z为飞行器的侧向力，V为飞行器在导航系下相对于地面的速度，m为飞行器的质量，G为飞行器的重量。

5.根据权利要求4所述的基于飞行试验数据的气动参数反算方法，其特征在于，在所述步骤二中，所述飞行器的气动力矩根据

获取，其中，M_x为飞行器的轴向气动力矩，M_y为飞行器的法向气动力矩，M_z为飞行器的侧向气动力矩，ω_x为飞行器的轴向转动角速度，ω_y为飞行器的法向转动角速度，ω_z为飞行器的侧向转动角速度，J_x为飞行器的轴向转动惯量，J_y为飞行器的法向转动惯量，J_z为飞行器的侧向转动惯量。

6.根据权利要求5所述的基于飞行试验数据的气动参数反算方法，其特征在于，所述飞行器的气动力系数根据

获取，其中，C_x为飞行器的轴向气动力系数，C_y为飞行器的法向气动力系数，C_z为飞行器的侧向气动力系数，S为飞行器的气动参考面积。

7.根据权利要求6所述的基于飞行试验数据的气动参数反算方法，其特征在于，所述飞行器的气动力矩系数根据

其中，m_x为飞行器的轴向气动力矩系数，m_y为飞行器的法向气动力矩系数，m_z为飞行器的侧向气动力矩系数，L为飞行器的气动参考长度。

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