CN111458100B

CN111458100B - 一种飞行器底部阻力系数修正方法

Info

Publication number: CN111458100B
Application number: CN202010331984.7A
Authority: CN
Inventors: 郭鹏亮; 刘诗源; 朱国祥; 郭德春; 李新亚
Original assignee: Beijing Aerospace Technology Institute
Current assignee: Beijing Aerospace Technology Institute
Priority date: 2020-04-24
Filing date: 2020-04-24
Publication date: 2021-11-12
Anticipated expiration: 2040-04-24
Also published as: CN111458100A

Abstract

本发明提供一种飞行器底部阻力系数修正方法，以解决目前飞行器底部阻力系数修正方法中所存在的问题。包括：1、设计试验装置：包括风洞试验模型、测力天平、天平支杆和四根测压管，测力天平设置在所述风洞试验模型内，天平支杆与天平相连从模型内伸出风洞试验模型的底部，四根测压管分别均匀固定在天平支杆的上、下、左、右；2、计算飞行器底部阻力系数修正量，包括：2.1设定首攻角时模型姿态稳定时间为t，且在稳定结束后t1时间内，每Δt时间采集四根测压管的压力数据，t＞t1；2.2设定其余攻角下的数据采集方式：每个攻角下模型姿态稳定时间均为t1，在该t1时间内，每Δt时间采集四根测压管的压力数据；2.3基于2.1和2.2获取的压力数据计算飞行器的底部阻力系数修正量。

Description

一种飞行器底部阻力系数修正方法

技术领域

本发明属于飞行器气动性能预测技术领域，具体涉及一种飞行器底部阻力系数修正方法。

背景技术

阻力系数是进行飞行器性能分析的一个十分重要参数,它对飞行过程中的控制精度、机动性能、射程等都有着重要的影响，因此获得精确的飞行器阻力系数至关重要。目前风洞试验仍是获得飞行器阻力系数的主要手段。通常风洞试验中天平测量得到的阻力系数包含试验模型的前体阻力系数和整个底部截面上的阻力系数两部分，但是对于真实飞行器来说，在助推发动机工作时，喷管出口截面上并不产生阻力，因此需要在风洞试验获得的全弹阻力系数中扣除喷管出口截面对应的阻力系数。

通过调研发现，国内型号单位通常在测力试验过程仅得到飞行器的前阻(扣除整个底面对应的阻力)，然后通过CFD计算手段获得真实飞行器底部外形对应的底阻系数，两者叠加获得飞行器的全阻。但是该方法中，处理飞行器底部阻力时存在如下问题：一方面在扣除整个底面对应的阻力系数时，采用的底压数据为常规测力试验过程中测量得到的底压值，对于底部流动来说，由于其流场复杂，常规测力试验过程中每个攻角下的底部压力通常没有稳定下来，从而导致换算得到的底阻误差较大，进而影响试验获得的飞行器前阻。另一方面，CFD计算获得的真实飞行器底部阻力系数受计算网格、计算格式以及流动分离等复杂流动现象等影响，计算误差也较大。因此这种飞行器底部阻力系数处理方法存在一定的缺陷。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术中的不足，提供一种飞行器底部阻力系数修正方法，以解决目前飞行器底部阻力系数修正方法中所存在的技术问题。

本发明的技术解决方案：

本发明提供一种飞行器底部阻力系数修正方法，包括：

步骤1、设计试验装置：所述装置包括风洞试验模型、测力天平、天平支杆和四根测压管，其中，所述测力天平设置在所述风洞试验模型内，所述天平支杆与天平相连从模型内伸出风洞试验模型的底部，所述四根测压管分别均匀固定在所述天平支杆的上、下、左、右；

步骤2、基于所述试验装置，开展风洞试验，获取飞行器的底部阻力系数修正量，包括：

2.1设定首攻角时模型姿态稳定时间为t，且稳定结束后的t1时间范围内，每Δt时间采集四根测压管的压力数据，其中t＞t1；

2.2设定其余攻角下的数据采集方式：每个攻角下模型姿态稳定时间均为t1，且在该t1时间范围内，每Δt时间采集四根测压管的压力数据；

2.3基于步骤2.1和2.2获取的压力数据计算飞行器的底部阻力系数修正量。

进一步地，所述四根测压管均伸进风洞试验模型底部15mm～20mm。

进一步地，所述风洞试验模型底部设计有稳压腔，且所述稳压腔位于所述天平支杆和风洞试验模型之间。

进一步地，所述时间t设计为：亚跨超风洞条件下，t为15s～25s；高超声速风洞条件下，t为40s～50s。

进一步地，所述时间t1为3s～5s。

进一步地，所述时间t1为5s。

进一步地，所述Δt为1s。

进一步地，所述步骤2.3具体包括：

1)获取每个攻角下的压力数据：

对于每个攻角，首先将具有异常数据的压力管的数据剔除；然后对于剩余的任意压力管，剔除未稳定的压力数据并将剩余数据取平均值；最后将剩余的压力管的数据平均值再取平均值即得每个攻角下的压力数据；

2)将每个攻角的压力数据作为底压数据，根据所述底压数据计算飞行器的底部阻力系数修正量。

进一步地，采用下式获取飞行器的底部阻力系数修正量：

其中，P_∞为风洞来流静压，S_b为试验模型喷管出口截面面积，Q为动压，S_ref为试验模型的参考面积，α为模型攻角，P_ave为攻角α对应的底压数据。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：通过设计试验装置和风洞试验中走攻角的方式，保证了飞行器地面预测气动性能数据的精度，本发明操作方法简单、可行性强，能够有效提升飞行器底部阻力的测量精度，进而提升全弹阻力预测精度，对后续飞行器性能预测有重要的指导意义。

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是根据本发明实施例提供的的试验装置的局部结构示意图；

图2是根据本发明实施例提供的固定攻角下不同稳压时间的底压数据曲线。

其中：

1为风洞试验模型、2为天平支杆、3为上底压管、4为下底压管、5为左底压管、6为右底压管、7为测压管伸进模型底部的长度、8为稳压腔、9为模型底部厚度。

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授权说明书的一部分。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，图1示出了根据本发明实施例提供的的试验装置的局部结构示意图，本发明实施例提供一种飞行器底部阻力系数修正方法，该方法具体包括：

步骤1、设计试验装置：所述装置包括风洞试验模型1、测力天平、天平支杆2和四根测压管，即上底压管3、下底压管4、左底压管5、右底压管6，其中，所述测力天平设置在所述风洞试验模型内，所述天平支杆2与天平相连从模型内伸出风洞试验模型的底部，所述四根测压管分别均匀固定在所述天平支杆2的上、下、左、右；

本发明实施例中，t1不包含在t内，也即首攻角时模型姿态稳定时间t，然后再在t1时间范围内进行压力数据采集。

本发明实施例中，较佳地，风洞试验模型设计时，在满足飞行器舵面安装等需求的前提下，模型的底部厚度9应尽量小；同时天平支杆在保证强度和刚度的情况下直径也应尽量小，以减少试验模型底面与天平支杆之间的干扰。

在上述实施例中，如图1所示，为了保证获取的压力数据的精度，所述四根测压管均伸进风洞试验模型底部15mm～20mm。也即测压管伸进模型底部的长度7为15mm～20mm。

在上述实施例中，为了保证获取数据的稳定性，所述风洞试验模型底部设计有稳压腔8，且所述稳压腔8位于所述天平支杆和风洞试验模型之间。

本发明实施例通过在天平支杆周向均匀设置4根测压管，并设计测压管伸进模型底部的长度7为15mm～20mm，保证风洞试验过程中，采集压力数据的准确性。

在上述实施例中，为了保证所获取的数据精度，所述时间t设计为：亚跨超风洞条件下，t为15s～25s；高超声速风洞条件下，t为40s～50s；所述时间t1为3s～5s。

本发明实施例将首攻角稳定时间加长(15s～25s(亚跨超风洞)、40s～50s(高超声速风洞))，主要是因为风洞启动前，底压管路压力为大气静压，风洞启动后，由于模型底压通常较小，因此需要足够时间让底压管路压力稳定。其余攻角相对首攻角，稳定时间减小至3s～5s，主要是由于不同攻角底压差异相对较小，3s～5s基本可以使底压稳定。通过上述方式提高了底压测量精度，进而提高底阻的修正精度。

较佳地，所述时间t1为5s；所述Δt为1s。

作为本发明一种具体实施例，所述步骤2.1-2.2可具体为：风洞试验过程中，当模型到达第一个攻角时保持模型姿态稳定20s～30s(亚跨超风洞)、40s～50s(高超声速风洞)，然后每隔1s时间采集一次底压，共采集5组，随后依次进入下一个攻角，除第一个攻角外，其余攻角均稳定5s，每1s测量一组压力数据，每个管路1s～5s的底压数据分别记为P_a、P_b、P_c、P_d、P_e。

在上述实施例中，为了获取底部阻力修正量，所述步骤2.3具体包括：

1)获取每个攻角下的压力数据：

作为本发明一种具体实施例，所述步骤1)具体为：

首先分析上、下、左、右四根测压管的压力数据(P_up、P_down、P_left、P_right)，剔除异常数据(即某一测压管数据如果与其他测压管数据相差较大则该测压管数据即剔除，如果没有异常则不剔除)，然后针对剩余每个管路分析1s～5s内的底压变化情况，如果1s～2s的压力数据与3s～5s的压力数据差异较大，则说明前两秒底压数据未稳定，需要剔除(即采用稳定数据)，如图2所示，以某攻角α为例，取后三秒的压力数据平均得到该攻角下每根测压管的底压数据，详见式(1)，若只有后两秒压力数据稳定，则取每根测压管路的P_d、P_e进行平均。

在此基础上，将每根测压管的底压数据再进行平均，作为飞行器的底压数据P_ave，用来计算飞行器的底部阻力系数，详见式(2)。

在上述实施例中，可采用下式获取飞行器的底部阻力系数修正量：

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

1.一种飞行器底部阻力系数修正方法，其特征在于，所述方法包括：

2.3基于步骤2.1和2.2获取的压力数据计算飞行器的底部阻力系数修正量，包括：

1)获取每个攻角下的压力数据：

2)将每个攻角的压力数据作为底压数据，根据所述底压数据计算飞行器的底部阻力系数修正量；

采用下式获取飞行器的底部阻力系数修正量：

2.根据权利要求1所述的一种飞行器底部阻力系数修正方法，其特征在于，所述四根测压管均伸进风洞试验模型底部15mm～20mm。

3.根据权利要求1或2所述的一种飞行器底部阻力系数修正方法，其特征在于，所述风洞试验模型底部设计有稳压腔，且所述稳压腔位于所述天平支杆和风洞试验模型之间。

4.根据权利要求1所述的一种飞行器底部阻力系数修正方法，其特征在于，所述时间t设计为：亚跨超风洞条件下，t为15s～25s；高超声速风洞条件下，t为40s～50s。

5.根据权利要求4所述的一种飞行器底部阻力系数修正方法，其特征在于，所述时间t1为3s～5s。

6.根据权利要求1所述的一种飞行器底部阻力系数修正方法，其特征在于，所述时间t1为5s。

7.根据权利要求4-6任一项所述的一种飞行器底部阻力系数修正方法，其特征在于，所述Δt为1s。