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

基于飞行试验数据的气动参数反算方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109612676B
CN109612676B CN201811514773.6A CN201811514773A CN109612676B CN 109612676 B CN109612676 B CN 109612676B CN 201811514773 A CN201811514773 A CN 201811514773A CN 109612676 B CN109612676 B CN 109612676B
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
aerodynamic
ground
coefficient
moment
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201811514773.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109612676A (zh
Inventor
王斯福
高广林
薛凯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Kongtian Technology Research Institute
Original Assignee
Beijing Kongtian Technology Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Kongtian Technology Research Institute filed Critical Beijing Kongtian Technology Research Institute
Priority to CN201811514773.6A priority Critical patent/CN109612676B/zh
Publication of CN109612676A publication Critical patent/CN109612676A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109612676B publication Critical patent/CN109612676B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • GPHYSICS
    • G01MEASURING; TESTING
    • G01MTESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

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ψc、地速攻角α、地速侧滑角β和速度滚转角γc,根据弹道倾角θ、弹道偏角ψc、地速攻角α、地速侧滑角β和速度滚转角γc计算获取气流真实的攻角αr、侧滑角βr、马赫数Ma和动压q。
进一步地,弹道偏角ψc根据
Figure GDA0002949177150000021
获取,当Vnx>0,Vnz>0,则ψc=ψ'c;当Vnx<0,Vnz>0,则ψc=-π-ψ'c;当Vnx<0,Vnz<0,则ψc=π-ψ'c,其中,Vnx为飞行器在导航系下相对于地面的轴向速度,Vnz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(Vny/Vn)获取,地速攻角α根据α=-arctan(Vby/Vbx)获取,地速侧滑角β根据β=arcsin(Vbz/Vn)获取,速度滚转角γc根据
Figure GDA0002949177150000022
获取,其中,Vny为飞行器在导航系下相对于地面的法向速度,Vn为飞行器在导航系下相对于地面的速度,
Figure GDA0002949177150000023
Vbx为飞行器在弹体系下的轴向速度,Vby为飞行器在弹体系下的法向速度,Vbz为飞行器在弹体系下的侧向速度,
Figure GDA0002949177150000024
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
Figure GDA0002949177150000025
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
Figure GDA0002949177150000031
取,其中,Mx为飞行器的轴向气动力矩,My为飞行器的法向气动力矩,Mz为飞行器的侧向气动力矩,ωx为飞行器的轴向转动角速度,ωy为飞行器的法向转动角速度,ωz为飞行器的侧向转动角速度,Jx为飞行器的轴向转动惯量,Jy为飞行器的法向转动惯量,Jz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
Figure GDA0002949177150000032
获取,其中,Cx为飞行器的轴向气动力系数,Cy为飞行器的法向气动力系数,Cz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
Figure GDA0002949177150000033
其中,mx为飞行器的轴向气动力矩系数,my为飞行器的法向气动力矩系数,mz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Ma、攻角αr和侧滑角βr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Vnx、飞行器在导航系下相对于地面的法向速度Vny、飞行器在导航系下相对于地面的侧向速度Vnz、飞行器在弹体系下的轴向速度Vbx、飞行器在弹体系下的法向速度Vby、飞行器在弹体系下的侧向速度Vbz、飞行器的俯仰角
Figure GDA0002949177150000061
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ωx、飞行器的法向转动角速度ωy以及飞行器的侧向转动角速度ωz。大气参数具体包括飞行器在导航系下的东西向风速Wnx、飞行器在导航系下的垂直向风速Wny、飞行器在导航系下的南北向风速Wnz、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Jx、飞行器的法向转动惯量Jy、飞行器的侧向转动惯量Jz、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Vn、弹道倾角θ、弹道偏角ψc、地速攻角α、地速侧滑角β和速度滚转角γc。风速参数具体包括飞行器在导航系下位于空中的速度Vr、气流真实的攻角αr、侧滑角βr、马赫数Ma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Vnx、飞行器在导航系下相对于地面的法向速度Vny以及飞行器在导航系下相对于地面的侧向速度Vnz计算获取飞行器在导航系下相对于地面的速度Vn
Figure GDA0002949177150000071
利用飞行器在导航系下相对于地面的速度Vn解算飞行器的弹道倾角θ和弹道偏角ψc
θ=arcsin(Vny/Vn)
Figure GDA0002949177150000072
其中,当Vnx>0,Vnz>0,则ψc=ψ'c;当Vnx<0,Vnz>0,则ψc=-π-ψ'c;当Vnx<0,Vnz<0,则ψc=π-ψ'c
然后,利用飞行器在弹体系下的轴向速度Vbx、飞行器在弹体系下的法向速度Vby以及飞行器在弹体系下的侧向速度Vbz计算获取飞行器的地速攻角α和地速侧滑角β。
α=-arctan(Vby/Vbx)
β=arcsin(Vbz/Vn)
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
Figure GDA0002949177150000081
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γc
Figure GDA0002949177150000082
(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Vrx、飞行器在导航系下的法向空速Vry以及飞行器在导航系下的侧向空速Vrz为:
Figure GDA0002949177150000083
Figure GDA0002949177150000084
其中,
Figure GDA0002949177150000085
为风速,Wnx为飞行器在导航系下的东西向风速、Wny为飞行器在导航系下的垂直向风速、Wnz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Vr计算获取飞行器在弹体系下的空速
Figure GDA0002949177150000086
根据飞行器在导航系下的轴向空速Vrx、飞行器在导航系下的法向空速Vry以及飞行器在导航系下的侧向空速Vrz计算获取飞行器在导航系下的空速Vr
Figure GDA0002949177150000091
根据飞行器在导航系下的空速Vr计算获取飞行器在弹体系下的空速
Figure GDA0002949177150000092
Figure GDA0002949177150000093
Figure GDA0002949177150000094
其中,
Figure GDA0002949177150000095
为飞行器在弹体系下的轴向空速,
Figure GDA0002949177150000096
为飞行器在弹体系下的法向空速,
Figure GDA0002949177150000097
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
Figure GDA0002949177150000098
为:
Figure GDA0002949177150000099
最后,根据飞行器在弹体系下的轴向空速
Figure GDA00029491771500000910
飞行器在弹体系下的法向空速
Figure GDA00029491771500000911
飞行器在弹体系下的侧向空速
Figure GDA00029491771500000912
以及飞行器在导航系下的空速Vr计算获取飞行器的气流真实攻角αr、侧滑角βr、马赫数Ma以及动压q。
利用弹体系速度解算气流真实攻角αr和真实侧滑角βr
Figure GDA00029491771500000913
马赫数Ma根据
Figure GDA00029491771500000914
解算,其中,T为静温,其可根据大气测量得到。
动压q根据
Figure GDA00029491771500000915
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
Figure GDA0002949177150000101
Figure GDA0002949177150000102
来获取,
Figure GDA0002949177150000103
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
Figure GDA0002949177150000104
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Vn,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
Figure GDA0002949177150000105
获取,其中,Mx为飞行器的轴向气动力矩,My为飞行器的法向气动力矩,Mz为飞行器的侧向气动力矩,ωx为飞行器的轴向转动角速度,ωy为飞行器的法向转动角速度,ωz为飞行器的侧向转动角速度,Jx为飞行器的轴向转动惯量,Jy为飞行器的法向转动惯量,Jz为飞行器的侧向转动惯量。Jx、Jz、Jy可由模型理论值给出。
Figure GDA0002949177150000106
由ωx、ωy、ωz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
Figure GDA0002949177150000111
获取,其中,Cx为飞行器的轴向气动力系数,Cy为飞行器的法向气动力系数,Cz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
Figure GDA0002949177150000112
其中,mx为飞行器的轴向气动力矩系数,my为飞行器的法向气动力矩系数,mz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Ma、攻角αr和侧滑角βr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ψc、地速攻角α、地速侧滑角β和速度滚转角γc,根据弹道倾角θ、弹道偏角ψc、地速攻角α、地速侧滑角β和速度滚转角γc计算获取气流真实的攻角αr、侧滑角βr、马赫数Ma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Ma、攻角αr和侧滑角βr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ψc、地速攻角α、地速侧滑角β和速度滚转角γc,根据所述弹道倾角θ、所述弹道偏角ψc、所述地速攻角α、所述地速侧滑角β和所述速度滚转角γc计算获取气流真实的攻角αr、侧滑角βr、马赫数Ma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Ma、攻角αr和侧滑角βr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ψc根据
Figure FDA0002949177140000011
获取,当Vnx>0,Vnz>0,则ψc=ψ'c;当Vnx<0,Vnz>0,则ψc=-π-ψ'c;当Vnx<0,Vnz<0,则ψc=π-ψ'c,其中,Vnx为飞行器在导航系下相对于地面的轴向速度,Vnz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(Vny/Vn)获取,所述地速攻角α根据α=-arctan(Vby/Vbx)获取,所述地速侧滑角β根据β=arcsin(Vbz/Vn)获取,所述速度滚转角γc根据
Figure FDA0002949177140000021
获取,其中,Vny为所述飞行器在导航系下相对于地面的法向速度,Vn为所述飞行器在导航系下相对于地面的速度,
Figure FDA0002949177140000022
Vbx为所述飞行器在弹体系下的轴向速度,Vby为所述飞行器在弹体系下的法向速度,Vbz为所述飞行器在弹体系下的侧向速度,
Figure FDA0002949177140000023
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
Figure FDA0002949177140000024
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
Figure FDA0002949177140000031
获取,其中,Mx为飞行器的轴向气动力矩,My为飞行器的法向气动力矩,Mz为飞行器的侧向气动力矩,ωx为飞行器的轴向转动角速度,ωy为飞行器的法向转动角速度,ωz为飞行器的侧向转动角速度,Jx为飞行器的轴向转动惯量,Jy为飞行器的法向转动惯量,Jz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
Figure FDA0002949177140000032
获取,其中,Cx为飞行器的轴向气动力系数,Cy为飞行器的法向气动力系数,Cz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
Figure FDA0002949177140000033
其中,mx为飞行器的轴向气动力矩系数,my为飞行器的法向气动力矩系数,mz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。
CN201811514773.6A 2018-12-12 2018-12-12 基于飞行试验数据的气动参数反算方法 Active CN109612676B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811514773.6A CN109612676B (zh) 2018-12-12 2018-12-12 基于飞行试验数据的气动参数反算方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811514773.6A CN109612676B (zh) 2018-12-12 2018-12-12 基于飞行试验数据的气动参数反算方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109612676A CN109612676A (zh) 2019-04-12
CN109612676B true CN109612676B (zh) 2021-05-11

Family

ID=66008362

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811514773.6A Active CN109612676B (zh) 2018-12-12 2018-12-12 基于飞行试验数据的气动参数反算方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109612676B (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110765404B (zh) * 2019-06-14 2023-08-25 上海航天控制技术研究所 一种机弹干扰辨识算法
CN111122899B (zh) * 2019-12-11 2020-11-17 南京航空航天大学 一种用于大气扰动中飞行的迎角侧滑角估计方法
CN111008488B (zh) * 2020-01-02 2022-03-01 西北工业大学 一种螺旋桨无人机发射过程反扭矩建模方法
CN111443726B (zh) * 2020-03-02 2023-08-15 北京空天技术研究所 基于飞行试验数据的弹道重构方法
CN111220347B (zh) * 2020-03-03 2021-06-22 四川腾盾科技有限公司 一种飞行器气动协调修正方法
CN115204063B (zh) * 2022-09-16 2022-11-18 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种火箭气动力系数天地差异修正方法

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3374679A (en) * 1965-07-14 1968-03-26 Navy Usa Missile flight simulator
US6721682B1 (en) * 2002-01-07 2004-04-13 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Aerodynamic prediction using semiempirical prediction techniques and methods therefor
CN103307938B (zh) * 2013-04-23 2015-06-03 北京电子工程总体研究所 一种旋转弹气动参数获取方法
CN103926931B (zh) * 2014-04-15 2016-08-17 西北工业大学 轴对称高速飞行器运动特征综合识别方法
CN104077456B (zh) * 2014-07-06 2017-04-05 哈尔滨工业大学 空间飞行器姿态控制地面仿真系统效能评估方法
CN105136422B (zh) * 2015-09-10 2017-10-13 中国航天空气动力技术研究院 风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法
CN106228014B (zh) * 2016-07-27 2019-01-29 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种导弹气动系数的获取方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN109612676A (zh) 2019-04-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109612676B (zh) 基于飞行试验数据的气动参数反算方法
CN111721291B (zh) 一种发射系下捷联惯组导航的工程算法
CN106444836B (zh) 一种无控探空火箭抗干扰设计方法
CN112762776B (zh) 一种火箭弹末端速度估计方法
CN106931967B (zh) 一种助推-滑翔式临近空间飞行器的捷联惯性导航方法
CN109446582B (zh) 一种考虑地球自转的高精度降阶平稳滑翔动力学建模方法
CN110414110B (zh) 一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法
CN107977009B (zh) 一种考虑耦合的吸气式飞行器姿态控制律设计方法
Baranowski Equations of motion of a spin-stabilized projectile for flight stability testing
CN110320927A (zh) 智能变形飞行器的飞行控制方法及系统
CN108225323B (zh) 基于偏差影响方向组合确定落区边界的方法、介质和设备
CN106096091B (zh) 一种飞机运动模拟方法
CN107367941A (zh) 基于非线性增益的高超声速飞行器攻角观测方法
CN109063391A (zh) 旋转条件下的动导数计算检测方法及动导数风洞试验方法
CN115270313A (zh) 一种伞-机组合体的建模方法、装置、服务器和存储介质
Song et al. A wind estimation method for quadrotors using inertial measurement units
Li et al. Simulation method for wind tunnel based virtual flight testing
Shen et al. A 6DOF mathematical model of parachute in Mars EDL
CN109634110A (zh) 一种基于非线性干扰观测器的尾座式无人机过渡段鲁棒控制方法
Atallah et al. Modeling and simulation for free fall bomb dynamics in windy environment
CN105799949A (zh) 一种亚轨道卫星的压心设计方法、姿态控制方法和系统
CN110750053A (zh) 一种飞行器半实物仿真系统误差分析方法
CN115713046A (zh) 战术导弹折叠舵翼外翼气动特性预测方法及系统
CN112937832A (zh) 一种空投式无人机及其抛射方法
Wibowo Full envelope six-degree of freedom simulation of tactical missile

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant