CN112415220B - 一种带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法及系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法及系统，带翼飞行器竖立状态时，根据挡风防雨围挡装置的具体围挡方案确立气动分布分析工况；根据获取的气动分布分析工况，计算气动阻力系数压心及气动阻力系数；根据防风固定飞行器装置拆除时刻，确定带翼飞行器竖立状态质量特性；确定带翼飞行器竖立状态的其他横向载荷，其他横向载荷包括舵面载荷和强脱载荷；确定发射支点方案；确立带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计用计算公式，并计算带翼飞行器竖立状态倾倒风速；根据获取带翼飞行器竖立状态倾倒风速后，评估带翼飞行器倾倒风险从而优化围挡方案。

Description

一种带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法及系统
技术领域
本发明涉及一种带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法，属于载荷与力学环境技术领域。
背景技术
运载器起竖后，通过尾段的发射支点竖立在发射台上。在地面风的作用下，产生风载荷。对于传统火箭，国内外通过成熟的方法进行倾倒风速的计算，从而确保运载器竖立的安全性。同时,临界倾倒风速下的风载荷是尾段结构设计的重要依据。风可以使细长圆柱形物体发生振动，对于竖立状态的轴对称飞行器研究较多，一般通过弹性缩比模型风洞试验获得非定常风载荷。轴对称飞行器发射支点也是轴对称的，较容易得到倾倒风速。
然而，目前针对带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法国内外研究均较少。主要难点在于在新型飞行器方案论证阶段，新型飞行器一般带有较大的翼面，由于经费和周期的限制无法高效快速获取非定常风载荷，同时发射支点布局多样化，给倾倒风速计算带来挑战。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法。
本发明的技术解决方案是：
一种带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法，步骤如下：
(1)带翼飞行器竖立状态时，根据挡风防雨围挡装置的具体围挡方案确立气动分布分析工况；
(2)根据步骤(1)获取的气动分布分析工况，计算气动阻力系数压心及气动阻力系数；
(3)根据防风固定飞行器装置拆除时刻，确定带翼飞行器竖立状态质量特性；
(4)确定带翼飞行器竖立状态的其他横向载荷，其他横向载荷包括舵面载荷和强脱载荷；
(5)确定发射支点方案；
(6)确立带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计用计算公式，并计算带翼飞行器竖立状态倾倒风速；
(7)根据步骤(6)获取带翼飞行器竖立状态倾倒风速后，评估带翼飞行器倾倒风险从而优化围挡方案。
进一步的，所述围挡方案是指：带翼飞行器竖立状态时，周围放置挡风防雨围挡装置，围挡装置具体结构形式即围挡方案，依据防风设计需求确定。
进一步的，气动分布分析工况具体是指：绕竖立状态下带翼飞行器180度内不同风向角下气动分布载荷的计算工况。
进一步的，通过气动软件计算全飞行器气动阻力系数，通过气动合力矩和合力得到气动阻力系数压心。
进一步的，所述防风固定飞行器装置是指固定飞行器、使飞行器保持竖立状态的地面装置，确定带翼飞行器竖立状态质量特性，具体是指：
带翼飞行器竖立在发射台上，起飞前加注燃料，在燃料加注过程中拆除防风固定装置，仅由飞行器底端面四个发射支点与发射台相连；拆除防风固定装置后，计算飞行器倾倒风速评估倾倒风险，通过确定防风固定装置拆除时刻确定对应的燃料加注状态，得到带翼飞行器竖立状态质量和质心，作为计算倾倒风速的输入。
进一步的，强脱载荷载荷根据地面强脱装置输出值确定，地面强脱装置用于飞行器起飞前将加泄器强制脱开的装置；舵面载荷为飞行器设计参数值。
进一步的，带翼飞行器为面对称飞行器，四个发射支点依次连线呈梯形。
进一步的，带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计用计算公式，具体为：
Figure GDA0003825846770000031
其中ρ为当地低温下的大气密度；
v为带翼飞行器竖立状态倾倒风速；
cD为亚音速流绕过运载器的气动阻力系数；
A为运载器纵向截面面积；
C为非定常估算系数；
M为飞行器质量；
g为标准重力加速度；
b为全飞行器质心位置在底端面投影到相邻两支点连线的距离；
F为其他横向载荷；
x为其他横向载荷作用位置距发射支点的距离；
L为全飞行器长度；
xy为气动阻力系数压心。
进一步的，评估带翼飞行器倾倒风险从而优化围挡方案，具体为：
当计算出倾倒风速值与发射场常年时测风速值进行比较，若有倾倒风险，需对围挡装置进行调整，增大围挡面积，降低飞行器竖立状态所受风载荷。
进一步的，本发明还提出一种带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计系统，包括：
气动分布分析工况确定模块：带翼飞行器竖立状态时，根据挡风防雨围挡装置的具体围挡方案确立气动分布分析工况；
气动阻力系数计算模块：根据获取的气动分布分析工况，计算气动阻力系数压心及气动阻力系数；
质量特性确定模块：根据防风固定飞行器装置拆除时刻，确定带翼飞行器竖立状态质量特性；
其他横向载荷确定模块：确定带翼飞行器竖立状态的其他横向载荷，其他横向载荷包括舵面载荷和强脱载荷；确定发射支点方案；
强脱载荷载荷根据地面强脱装置输出值确定，地面强脱装置用于飞行器起飞前将加泄器强制脱开的装置；舵面载荷为飞行器设计参数值；
倾倒风速计算模块：确立带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计用计算公式，并计算带翼飞行器竖立状态倾倒风速；根据获取带翼飞行器竖立状态倾倒风速后，评估带翼飞行器倾倒风险从而优化围挡方案。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
通过本项目可实现快速估计带翼飞行器竖立风载荷，同时可给出一种带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法，在方案设计阶段，给出尾段结构设计输入，实现结构设计的高效性。并且给出带翼飞行器倾倒风速估计方法，可适应面对称发射支点布局，有效的缩短了研制周期，增加了飞行器设计的可靠性和经济性，可广泛用于新型飞行器研制中。
附图说明
图1为本发明带翼飞行器底端面发射支点示意图；
图2为本发明调整围挡方案后示意图；
图3为本发明方法流程图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。
如图3所示，本发明提出一种带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法，步骤如下：
(1)带翼飞行器竖立状态时，根据挡风防雨围挡装置的具体围挡方案确立气动分布分析工况；
围挡方案是指：带翼飞行器竖立状态时，周围放置挡风防雨围挡装置，围挡装置具体结构形式即围挡方案，依据防风设计需求确定。
地面风向随机，带翼飞行器通常是面对称体，流场更为复杂，任意风向角作用下会产生垂直于机身轴向的法向和侧向气动载荷，而轴对称体仅考虑一个方向即可，最危险工况与多方面因素有关，与传统运载火箭不同，因此需要确定绕竖立状态下带翼飞行器180度内不同风向角下气动分布载荷计算工况，如每15度风向角计算一个全飞行器气动分布载荷。
如图1所示，首先计算气动周向不同风向角气动载荷，且只有发射支点两支点支撑时作为计算倾倒风速工况。
当自由来流平行于XOY平面由飞行器底部指向背部时，风向角φ＝0°；当自由来流平行于XOY平面由飞行器背部指向底部时，风向角φ＝180°；当自由来流垂直于XOY平面由飞行器右翼指向左翼(从飞行器底部往头部看)时，风向角φ＝90°。
确立危险工况需考虑飞行器质量状态和风向角，倾倒风速计算工况示意见下表，合力方向代表法向和侧向气动载荷的合力方向，合力方向0度同风向角0度。
倾倒风速计算工况示意
Figure GDA0003825846770000051
Figure GDA0003825846770000061
(2)根据步骤(1)获取的气动分布分析工况，计算气动阻力系数压心及气动阻力系数；
根据成熟商业软件，如Ansys Fluent计算全飞行器气动阻力系数，通过气动合力矩和合力得到气动阻力系数压心，即气动合力矩除以合力。建立气动力系数在指定坐标系下的数表，模板示意如下表所示。只有发射支点两支点支撑时作为计算倾倒风速工况，因此需要气动合力方向与发射支点两支点连线垂直，若气动数表中无所需合力方向，则需要通过线性插值方法得到气动阻力系数等数据。
Figure GDA0003825846770000062
(3)根据防风固定飞行器装置拆除时刻，确定带翼飞行器竖立状态质量特性；
防风固定飞行器装置是指固定飞行器、使飞行器保持竖立状态的地面装置，确定带翼飞行器竖立状态质量特性，具体是指：
带翼飞行器竖立在发射台上，起飞前加注燃料，在燃料加注过程中拆除防风固定装置，仅由飞行器底端面四个发射支点与发射台相连；拆除防风固定装置后，计算飞行器倾倒风速评估倾倒风险，通过确定防风固定装置拆除时刻确定对应的燃料加注状态，得到带翼飞行器竖立状态质量和质心，作为计算倾倒风速的输入。
(4)确定带翼飞行器竖立状态的其他横向载荷，其他横向载荷包括舵面载荷和强脱载荷；
强脱载荷载荷根据地面强脱装置输出值确定，地面强脱装置用于飞行器起飞前将加泄器强制脱开的装置；
舵面载荷为飞行器设计参数值；
(5)确定发射支点方案；
不同于传统火箭发射支点依次连线呈矩形，本发明带翼飞行器为面对称飞行器，底部四个发射支点依次连线呈梯形，如图1所示。
(6)确立带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计用计算公式，并计算带翼飞行器竖立状态倾倒风速；
横向风载荷通过如下方式计算：
Figure GDA0003825846770000071
其中，Z为横向风载荷，ρ为当地低温下的大气密度，v为倾倒风速，cD为亚音速流绕过运载器的气动阻力系数，A为运载器纵向截面面积，C为非定常估算系数。
带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计用计算公式，具体为：
Figure GDA0003825846770000072
其中ρ为当地低温下的大气密度，一般取1.25
v为倾倒风速
cD为亚音速流绕过运载器的气动阻力系数
A为运载器纵向截面面积
C为非定常估算系数，依据经验估计值一般取4.5
M为飞行器质量
g为标准重力加速度
b为全飞行器质心位置在底端面投影到相邻两支点连线的距离
F为其他横向载荷
x为其他横向载荷作用位置距发射支点的距离
L为全飞行器长度
xy为气动阻力系数压心
非定常估算系数估计方法参考《地面设备风载荷计算方法》Q/Y270中风载荷计算方法，结合弹性风洞试验经验给出估计建议值为4.5。
(7)根据步骤(6)获取带翼飞行器竖立状态倾倒风速后，评估带翼飞行器倾倒风险从而优化围挡方案。
当计算出倾倒风速值与发射场常年时测风速值进行比较，若有倾倒风险，需对围挡装置进行调整，增大围挡面积，降低飞行器竖立状态所受风载荷，如图2所示。
通过本发明可实现快速估计带翼飞行器竖立风载荷，同时可给出一种带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法，在方案设计阶段，给出尾段结构设计输入，实现结构设计的高效性。本发明给出带翼飞行器倾倒风速估计方法，可适应面对称发射支点布局，有效的缩短了研制周期，增加了飞行器设计的可靠性和经济性，可广泛用于新型飞行器研制中。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (7)

1.一种带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法，其特征在于步骤如下：
(1)带翼飞行器竖立状态时，根据挡风防雨围挡装置的具体围挡方案确立气动分布分析工况；
气动分布分析工况具体是指：绕竖立状态下带翼飞行器180度内不同风向角下气动分布载荷的计算工况；
(2)根据步骤(1)获取的气动分布分析工况，计算气动阻力系数压心及气动阻力系数；
(3)根据防风固定飞行器装置拆除时刻，确定带翼飞行器竖立状态质量特性；具体是指：
带翼飞行器竖立在发射台上，起飞前加注燃料，在燃料加注过程中拆除防风固定装置，仅由飞行器底端面四个发射支点与发射台相连；拆除防风固定装置后，计算飞行器倾倒风速评估倾倒风险，通过确定防风固定装置拆除时刻确定对应的燃料加注状态，得到带翼飞行器竖立状态质量和质心，作为计算倾倒风速的输入；
(4)确定带翼飞行器竖立状态的其他横向载荷，其他横向载荷包括舵面载荷和强脱载荷；
(5)确定发射支点方案；
(6)确立带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计用计算公式，并计算带翼飞行器竖立状态倾倒风速；
带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计用计算公式，具体为：
Figure FDA0003825846760000011
其中ρ为当地低温下的大气密度；
v为带翼飞行器竖立状态倾倒风速；
cD为亚音速流绕过运载器的气动阻力系数；
A为运载器纵向截面面积；
C为非定常估算系数；
M为飞行器质量；
g为标准重力加速度；
b为全飞行器质心位置在底端面投影到相邻两支点连线的距离；
F为其他横向载荷；
x为其他横向载荷作用位置距发射支点的距离；
L为全飞行器长度；
xy为气动阻力系数压心；
(7)根据步骤(6)获取带翼飞行器竖立状态倾倒风速后，评估带翼飞行器倾倒风险从而优化围挡方案。
2.根据权利要求1所述的一种带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法，其特征在于：所述围挡方案是指：带翼飞行器竖立状态时，周围放置挡风防雨围挡装置，围挡装置具体结构形式即围挡方案，依据防风设计需求确定。
3.根据权利要求1所述的一种带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法，其特征在于：通过气动软件计算全飞行器气动阻力系数，通过气动合力矩和合力得到气动阻力系数压心。
4.根据权利要求1所述的一种带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法，其特征在于：强脱载荷根据地面强脱装置输出值确定，地面强脱装置用于飞行器起飞前将加泄器强制脱开的装置；舵面载荷为飞行器设计参数值。
5.根据权利要求1所述的一种带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法，其特征在于：带翼飞行器为面对称飞行器，四个发射支点依次连线呈梯形。
6.根据权利要求1所述的一种带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法，其特征在于：评估带翼飞行器倾倒风险从而优化围挡方案，具体为：
当计算出倾倒风速值与发射场常年时测风速值进行比较，若有倾倒风险，需对围挡装置进行调整，增大围挡面积，降低飞行器竖立状态所受风载荷。
7.一种根据权利要求1所述的带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计方法实现的带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计系统，其特征在于包括：
气动分布分析工况确定模块：带翼飞行器竖立状态时，根据挡风防雨围挡装置的具体围挡方案确立气动分布分析工况；气动分布分析工况具体是指：绕竖立状态下带翼飞行器180度内不同风向角下气动分布载荷的计算工况；
气动阻力系数计算模块：根据获取的气动分布分析工况，计算气动阻力系数压心及气动阻力系数；
质量特性确定模块：根据防风固定飞行器装置拆除时刻，确定带翼飞行器竖立状态质量特性；具体是指：
带翼飞行器竖立在发射台上，起飞前加注燃料，在燃料加注过程中拆除防风固定装置，仅由飞行器底端面四个发射支点与发射台相连；拆除防风固定装置后，计算飞行器倾倒风速评估倾倒风险，通过确定防风固定装置拆除时刻确定对应的燃料加注状态，得到带翼飞行器竖立状态质量和质心，作为计算倾倒风速的输入；
其他横向载荷确定模块：确定带翼飞行器竖立状态的其他横向载荷，其他横向载荷包括舵面载荷和强脱载荷；确定发射支点方案；
强脱载荷根据地面强脱装置输出值确定，地面强脱装置用于飞行器起飞前将加泄器强制脱开的装置；舵面载荷为飞行器设计参数值；
倾倒风速计算模块：确立带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计用计算公式，并计算带翼飞行器竖立状态倾倒风速；根据获取带翼飞行器竖立状态倾倒风速后，评估带翼飞行器倾倒风险从而优化围挡方案；
带翼飞行器竖立状态倾倒风速估计用计算公式，具体为：
Figure FDA0003825846760000031
其中ρ为当地低温下的大气密度；
v为带翼飞行器竖立状态倾倒风速；
cD为亚音速流绕过运载器的气动阻力系数；
A为运载器纵向截面面积；
C为非定常估算系数；
M为飞行器质量；
g为标准重力加速度；
b为全飞行器质心位置在底端面投影到相邻两支点连线的距离；
F为其他横向载荷；
x为其他横向载荷作用位置距发射支点的距离；
L为全飞行器长度；
xy为气动阻力系数压心。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116296237B (zh) * 2023-05-18 2023-07-21 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种低速风洞大型运载火箭竖立风载试验方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104724297A (zh) * 2015-03-02 2015-06-24 南通大学 一种运载火箭垂直下降回收时的防倾倒系统
CN108473199A (zh) * 2015-12-18 2018-08-31 塔泊苏·约瑟夫 具有竖直起降能力的飞行器及其操作方法
CN109374924A (zh) * 2018-10-25 2019-02-22 西北工业大学 一种基于四旋翼无人机倾斜角的横侧向风场估计方法
US10562599B1 (en) * 2018-09-06 2020-02-18 Active Inertia Offshore Rocket launch platform stabilization system

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6666410B2 (en) * 2001-10-05 2003-12-23 The Charles Stark Draper Laboratory, Inc. Load relief system for a launch vehicle

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104724297A (zh) * 2015-03-02 2015-06-24 南通大学 一种运载火箭垂直下降回收时的防倾倒系统
CN108473199A (zh) * 2015-12-18 2018-08-31 塔泊苏·约瑟夫 具有竖直起降能力的飞行器及其操作方法
US10562599B1 (en) * 2018-09-06 2020-02-18 Active Inertia Offshore Rocket launch platform stabilization system
CN109374924A (zh) * 2018-10-25 2019-02-22 西北工业大学 一种基于四旋翼无人机倾斜角的横侧向风场估计方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Jun Yao 等.Influence on rocket fall points distribution due to random wind.《2009 4th IEEE Conference on Industrial Electronics and Applications》.2009,第1860-1863页. *
Lu Kaipeng 等.Research on Strategy to Decrease Wind Load of Solid Rocket with Multiple-Stage Boosters.《2016 IEEE Chinese Guidance, Navigation and Control Conference》.2017,第1829-1833页. *
李波 等.待发段火箭倾倒实时监测技术研究与实现.《宇航学报》.2004,第25卷(第3期),第330-333页. *
解海鸥 等.飞行器控制翼动特性分析.《机械工程师》.2018,(第5期),第118-120页. *

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