CN110069842B - 舵效快速估算方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种舵效快速估算方法。该方法包括：基于飞行器零舵偏基准状态进行CFD计算得到零舵偏基准状态下舵面在各弹身攻角α下的气动力系数Cy；对气动力系数Cy进行中心插值获得舵面在各弹身攻角α下的气动力系数Cy,α；基于二元数组(α,Cy,α)计算任意弹身攻角α0下由舵面偏转δ所引起的气动力系数增量基于气动力系数增量估算舵效由此，能够考虑弹身干扰影响实现舵效的高精度快速估算。

Description

舵效快速估算方法
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种舵效快速估算方法。
背景技术
在飞行器总体方案论证阶段，操纵舵面的布局形式与操纵舵效评估是不可或缺的关键一环，直接关系着飞行器总体方案的成败。然而，在方案论证阶段设计变量繁多，对各种外形尺寸(如不同后掠角、展弦比、根梢比)的操纵舵面进行详细的CFD计算以获取舵效数据则工作量巨大，周期过长，不利于总体方案的快速迭代优化。因此，方案论证阶段亟需一种获取操纵舵效的快速估算方法。
目前一般采用基于单独舵面部件力分析的舵效估算方法，该方法适用于舵面附近流动受弹身等其余部件干扰小的情形，对于X型舵面布局形式，弹身对尾舵流动产生影响，采用现有方法无法将弹身干扰影响考虑在内，估算得到的舵效数据精度偏低。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种舵效快速估算方法，能够解决上述现有技术中的问题。
本发明的技术解决方案：一种舵效快速估算方法，其中，该方法包括：
基于飞行器零舵偏基准状态进行CFD计算得到零舵偏基准状态下舵面在各弹身攻角α下的气动力系数Cy；
对气动力系数Cy进行中心插值获得舵面在各弹身攻角α下的气动力系数Cy,α；
基于二元数组(α,Cy,α)计算任意弹身攻角α0下由舵面偏转δ所引起的气动力系数增量
基于气动力系数增量估算舵效/>
优选地，通过下式对气动力系数Cy进行中心插值获得舵面在各弹身攻角α下的气动力系数Cy,α：
其中，Δα为各弹身攻角构成的攻角序列的相邻攻角间隔。
优选地，基于二元数组(α,Cy,α)计算任意弹身攻角α0下由舵面偏转δ所引起的气动力系数增量包括：
基于二元数组(α,Cy,α)确定任意弹身攻角α0对应的气动力系数
基于任意弹身攻角α0对应的气动力系数计算任意弹身攻角α0下由舵面偏转δ所引起的气动力系数增量/>
优选地，基于二元数组(α,Cy,α)确定任意弹身攻角α0对应的气动力系数包括：
在任意弹身攻角α0的值是二元数组(α,Cy,α)中对应的离散数的情况下，将二元数组(α,Cy,α)中与该离散数对应的气动力系数确定为该任意弹身攻角α0对应的气动力系数
在任意弹身攻角α0的值不是二元数组(α,Cy,α)中对应的离散数的情况下，基于任意弹身攻角α0的值对二元数组(α,Cy,α)采用线性拟合，获取该任意弹身攻角α0对应的气动力系数拟合值，并将所述气动力系数拟合值确定为该任意弹身攻角α0对应的气动力系数
优选地，通过下式基于任意弹身攻角α0对应的气动力系数计算任意弹身攻角α0下由舵面偏转δ所引起的气动力系数增量/>
优选地，通过下式基于气动力系数增量估算舵效/>
其中，ld为舵面压心距全机力矩参考点的轴向距离。
通过上述技术方案，可以利用由CFD计算获得的零舵偏基准状态下的舵面在各弹身攻角下的气动力数据计算某一弹身攻角下由舵面偏转所引起的气动力系数增量，进而可以根据该气动力系数增量估算得到舵效。由此，能够考虑弹身干扰影响实现舵效的高精度快速估算。
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为本发明实施例提供的一种舵效快速估算方法的流程图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
图1为本发明实施例提供的一种舵效快速估算方法的流程图。
如图1所示，本发明实施例提供了一种舵效快速估算方法，其中，该方法包括：
S100，基于飞行器零舵偏基准状态进行CFD计算得到零舵偏基准状态下舵面在各弹身攻角α下的气动力系数(法向力系数)Cy；
也就是，通过对飞行器无舵偏情形下基准状态的CFD计算并进行部件力统计，可以同时获取0°舵偏下舵面在各计算攻角下的气动力数据，该气动力数据是反映弹身等部件对舵面影响的最相关的数据结果。通过将气动力数据引入估算模型中，可以改进现有考虑弹身舵面影响的简单数据修正方式，进而改善估算结果精度。
其中，气动力系数Cy可以为升力系数或阻力系数。
S102，对气动力系数Cy进行中心插值获得(插值后)舵面在各弹身攻角α下的气动力系数Cy,α；
也就是，进行中心插值之后得到经插值的气动力系数Cy,α。
S104，基于二元数组(α,Cy,α)计算任意弹身攻角α0下由舵面偏转δ所引起的气动力系数增量
S106，基于气动力系数增量估算舵效/>(即，俯仰力矩，可以通过俯仰力矩来反映舵效)。
通过上述技术方案，可以利用由CFD计算获得的零舵偏基准状态下的舵面在各弹身攻角下的气动力数据计算某一弹身攻角下由舵面偏转所引起的气动力系数增量，进而可以根据该气动力系数增量估算得到舵效。由此，能够考虑弹身干扰影响实现舵效的高精度快速估算。
根据本发明一种实施例，通过下式对气动力系数Cy进行中心插值获得舵面在各弹身攻角α下的气动力系数Cy,α：
其中，Δα为各弹身攻角构成的攻角序列的相邻攻角间隔。
根据本发明一种实施例，基于二元数组(α,Cy,α)计算任意弹身攻角α0下由舵面偏转δ所引起的气动力系数增量(ΔCy)α0,δ包括：
基于二元数组(α,Cy,α)确定任意弹身攻角α0对应的气动力系数
基于任意弹身攻角α0对应的气动力系数计算任意弹身攻角α0下由舵面偏转δ所引起的气动力系数增量/>
其中，二元数组包括各弹身攻角α的值以及分别与各弹身攻角α对应的气动力系数Cy,α的值。
根据本发明一种实施例，基于二元数组(α,Cy,α)确定任意弹身攻角α0对应的气动力系数包括：
在任意弹身攻角α0的值是二元数组(α,Cy,α)中对应的离散数的情况下，将二元数组(α,Cy,α)中与该离散数对应的气动力系数确定为该任意弹身攻角α0对应的气动力系数
在任意弹身攻角α0的值不是二元数组(α,Cy,α)中对应的离散数的情况下，基于任意弹身攻角α0的值对二元数组(α,Cy,α)采用线性拟合，获取该任意弹身攻角α0对应的气动力系数拟合值，并将所述气动力系数拟合值确定为该任意弹身攻角α0对应的气动力系数
也就是，可以通过获取舵面在各弹身攻角下偏转时的气动力系数拟合值，进而得到与该任意弹身攻角α0对应的气动力系数拟合值。
根据本发明一种实施例，通过下式基于任意弹身攻角α0对应的气动力系数计算任意弹身攻角α0下由舵面偏转δ所引起的气动力系数增量/>
根据本发明一种实施例，通过下式基于气动力系数增量估算舵效
其中，ld为舵面压心距全机力矩参考点的轴向距离(舵面距飞行器全机质心位置的力臂)。
在本发明中，在对舵效进行估算的过程中，可以忽略舵面阻力变化对全机俯仰力矩系数的影响。
举例来讲，本发明所述的舵效估算方法可以应用于X型尾舵飞行器，适用于飞行器舵面流动受弹身等其余部件干扰影响较显著的情形，但本发明不限于此。
从上述实施例可以看出，本发明提出的舵效快速估算方法能够获取精度较优的舵效数据，具有较大工程应用潜力。
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
本发明以上的方法可以由硬件实现，也可以由硬件结合软件实现。本发明涉及这样的计算机可读程序，当该程序被逻辑部件所执行时，能够使该逻辑部件实现上文所述的装置或构成部件，或使该逻辑部件实现上文所述的各种方法或步骤。本发明还涉及用于存储以上程序的存储介质，如硬盘、磁盘、光盘、DVD、flash存储器等。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (5)

1.一种舵效快速估算方法，其特征在于，该方法包括：
基于飞行器零舵偏基准状态进行CFD计算得到零舵偏基准状态下舵面在各弹身攻角α下的气动力系数Cy；
对气动力系数Cy进行中心插值获得舵面在各弹身攻角α下的气动力系数Cy,α；
基于二元数组(α,Cy,α)计算任意弹身攻角α0下由舵面偏转δ所引起的气动力系数增量
基于气动力系数增量估算舵效/>
通过下式对气动力系数Cy进行中心插值获得舵面在各弹身攻角α下的气动力系数Cy,α：
其中，Δα为各弹身攻角构成的攻角序列的相邻攻角间隔。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于二元数组(α,Cy,α)计算任意弹身攻角α0下由舵面偏转δ所引起的气动力系数增量包括：
基于二元数组(α,Cy,α)确定任意弹身攻角α0对应的气动力系数
基于任意弹身攻角α0对应的气动力系数计算任意弹身攻角α0下由舵面偏转δ所引起的气动力系数增量/>
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，基于二元数组(α,Cy,α)确定任意弹身攻角α0对应的气动力系数包括：
在任意弹身攻角α0的值是二元数组(α,Cy,α)中对应的离散数的情况下，将二元数组(α,Cy,α)中与该离散数对应的气动力系数确定为该任意弹身攻角α0对应的气动力系数
在任意弹身攻角α0的值不是二元数组(α,Cy,α)中对应的离散数的情况下，基于任意弹身攻角α0的值对二元数组(α,Cy,α)采用线性拟合，获取该任意弹身攻角α0对应的气动力系数拟合值，并将所述气动力系数拟合值确定为该任意弹身攻角α0对应的气动力系数
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，通过下式基于任意弹身攻角α0对应的气动力系数计算任意弹身攻角α0下由舵面偏转δ所引起的气动力系数增量/>
5.根据权利要求1-4中任一项所述的方法，其特征在于，通过下式基于气动力系数增量估算舵效/>
其中，ld为舵面压心距全机力矩参考点的轴向距离。
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