CN113158330A - 一种适用于低慢小飞行器发动机的飞行推力快速计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种适用于低慢小飞行器发动机的飞行推力快速计算方法，该方法基于加速度计算方法，对飞行器的理论阻力进行修正，用修正后的理论阻力代替实际理论阻力进行推力计算，计算当燃料耗尽推力为0时的实际阻力，以此时实际阻力与理论阻力的比值作为修正系数对之前的理论阻力进行修正。本发明通过引入气动阻力修正系数α，以及飞行器质量变化率与过载的函数关系，节约了计算时间成本，降低了对理论气动阻力准确度的要求，并通过飞行实例验证，证明新提出的计算方法的有效性。

Description

一种适用于低慢小飞行器发动机的飞行推力快速计算方法

技术领域

本发明属于固体火箭发动机领域，特别涉及适用于低慢小飞行器发动机飞行推力计算方法。

背景技术

发动机推力是衡量发动机是否正常工作的一个重要参数，通常情况下在飞行器飞行时，发动机推力无法直接测量。尤其对于低慢小飞行器(飞行高度低、速度慢、体积小的飞行器)而言，受空间限制无法在发动机上安装传感器，飞行试验中难以直接测量发动机的任何参数，只能通过飞行器上其它的数据对发动机推力进行间接计算。

目前一般通过加速度计算法计算推力，计算原理为依据遥测过载数据结合气动阻力、飞行器质量反算获得，此方法需要准确的气动阻力系数、质量变化参数。而对于低慢小飞行器而言，其飞行时面临低雷诺数下的空气动力学问题，常规飞行器设计中所采用的许多成熟技术不能使用，气动阻力系数计算误差相对较大；飞行器质量变化主要是发动机推进剂燃烧消耗引起的，对于没有任何监测参数的发动机，无法获得推进剂的质量流率。这两个问题的存在会严重影响发动机推力计算的准确程度，因此，急需建立一种发动机推力的计算方法，可以有效地解决上述问题，快速、准确的计算飞行推力，以满足试验数据分析的要求。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供了一种适用于低慢小飞行器发动机飞行推力的快速计算方法。该方法针对传统的加速度计算法，通过①引入修正系数α以及被动段的推力方程，降低对气动阻力系数准确度的要求；②引入质量流率与过载的关系函数，获得发动机工作期间飞行器质量变化率，能够有效的提高发动机推力计算准度，快速计算发动机推力。

一种适用于低慢小固体火箭发动机的飞行推力计算方法：对飞行器的理论阻力进行修正，用修正后的理论阻力代替实际理论阻力进行推力计算。计算当燃料耗尽推力为0时的实际阻力，以此时实际阻力与理论阻力的比值作为修正系数对之前的理论阻力进行修正。

通过引入阻力修正系数α，通过计算α的值对理论计算阻力与飞试阻力的不一致性进行纠偏，把固体火箭发动机推力计算公式简化为如下公式：

其中，F为发动机推力，P为飞行器理论阻力，t为飞行时间，α为阻力修正系数，nx为轴向过载，m为飞行器质量，其值为飞行器空载质量m空与装药质量M之和，T为对应温度下发动机工作时间，各变量的单位均采用国际单位。

当飞行时间t大于某一温度下发动机工作时间T时，此时的发动机推力应该为0，由此引入另一方程F＝0，即：

F＝∫_tn_x(t)dt·m_空+α∫_tPdt＝0，t＞T (2)。

将装药量的变化M(t)改进为过载变化n_x(t)的线性函数，由此可以解决装药量变化的影响因素，装药量与过载的理论关系式为：

M(t)＝k·n_x(t)，其中

式中：

k——比例系数，单位为kg·s/m。

飞行试验结束后获取完整的遥测数据，给出气动阻力的理论计算结果，利用公式(2)计算α值，利用公式(3)计算装药质量，利用公式(1)计算推力 F。

本发明有如下优势：

a)不再依靠气动专业根据实际飞行结果给出的气动阻力，避免了复杂的气动阻力迭代计算过程，极大的节约了计算时间；

b)降低了对理论计算气动阻力的准确度的要求，准确度不足可以通过α的修正进行弥补；

c)引入飞行器质量随过载的变化关系，有效的解决了质量不可测的问题。

本方法有效地实现了发动机推力的快速、准确计算。

具体实施方式

以下通过实施例形式，对本发明的内容作进一步详细说明，但不应就此理解为本发明所述主题的范围仅限于以下的实施例，在不脱离本发明上述技术思路情况下，凡根据本领域普通技术知识和惯用手段做出的各种修改、替换和变更，均包括在本发明的范围内。

1)传统加速度法根据牛顿第二定律，根据飞行器沿轴向受力情况，得到计算公式如下：

其中，F为发动机推力，P为飞行器阻力，包含零升阻力P₀、攻角阻力P_攻、舵偏阻力P_舵，G′为重力在轴向分量，a为飞行器轴向加速度，m为飞行器质量。

飞行遥测获得的轴向过载n_x已包含G′产生的加速度，因此公式(1)可转换为：

其中，n_x为加速度计测得的加速度。

传统计算流程如图1所示。

2)本文提出了一种改进的对发动机推力计算模型，将传统的加速度计算方法作两点改进：

①公式中将飞行器的零升阻力、攻角阻力、舵偏阻力等参数改进为飞行器理论阻力P，并引入阻力修正系数α，通过计算α的值对理论计算阻力与飞试阻力的不一致性进行纠偏，由此可以解决气动阻力准确度的影响因素。而参数α的求解，可以通过方程F＝0(t＞T)获得α的数值解。

②由于低慢小飞行器的装药量相对较少，因此将装药量的变化M(t)改进为过载变化n_x(t)的线性函数，认为装药量的变化与过载变化趋势一致，由此可以解决装药量变化的影响因素。

改进后计算方法如下：

其中，F为发动机推力，P为飞行器理论阻力，α为阻力修正系数，n_x为轴向过载，m为飞行器质量，其值为飞行器空载质量m空与装药质量M之和， M_满为装药质量，t为飞行时间，T为对应温度下发动机工作时间，各变量均采用国际单位制。

改进方法计算流程如图2所示。

本发明依据飞行实例的试验数据，利用改进模型计算发动机飞试推力，并将获得的飞试推力与地面试验推力进行对比，以便对改进的计算模型进行校核。选取飞行实例的发动机直径为90mm，将所有数据以地面试验结果为基准进行无量纲化处理。

根据实例的飞行遥测数据以及理论计算的气动阻力、发动机装药量，按照前述的改进计算方法，迭代计算得到α＝0.78，k＝2.25×10^-4kg/g^-1，由此计算得到了飞行推力结果，如图3所示。

从图中可以看出，发动机工作到时间系数为1时，认为发动机工作已结束，选取时间系数从1～3时间段内，此时的推力系数为0，认为修正系数α＝0.78为气动阻力的最终修正结果。将由此计算获得的飞试结果与相近温度下的地面试验结果进行对比，如图4和表1所示。

从图中可以看出，飞试与地试推力曲线吻合度高，有些许差异是受装药燃速波动和环境温度不同造成的，属于正常现象。

表1飞试与地试发动机性能对比表

试验状态	药柱温度(℃)	高度系数	时间系数	平均推力(N)	总冲系数
						飞行试验	约15	1.0	1.0	1.0104	1.0104
地面试验	20	1.0	1.0	1.0	1.0
						飞试增量	——	——	0	1.04％	1.04％

从表中可以看出，地试与飞试在同样高度、近似温度条件下，二者的平均推力以及总冲误差只有1.04％，由此可见，飞试与地试结果一致性好。

实际气动力完成辨识后，实际阻力约为理论阻力的0.75～0.80，本方法给出的修正系数α在此范围内，说明与气动阻力结果也一致。

Claims (6)

1.一种适用于低慢小固体火箭发动机的飞行推力计算方法，其特征在于：对飞行器的理论阻力进行修正，用修正后的理论阻力代替实际理论阻力进行推力计算。

2.根据权利要求1所述适用于低慢小固体火箭发动机的飞行推力计算方法，其特征在于：计算当燃料耗尽推力为0时的实际阻力，以此时实际阻力与理论阻力的比值作为修正系数对之前的理论阻力进行修正。

3.根据权利要求3所述适用于低慢小固体火箭发动机的飞行推力计算方法，其特征在于：通过引入阻力修正系数α，通过计算α的值对理论计算阻力与飞试阻力的不一致性进行纠偏，把固体火箭发动机推力计算公式简化为如下公式：

其中，F为发动机推力，P为飞行器理论阻力，t为飞行时间，α为阻力修正系数，n_x为轴向过载，m为飞行器质量，其值为飞行器空载质量m_空与装药质量M之和，T为对应温度下发动机工作时间，各变量的单位均采用国际单位。

4.根据权利要求3所述适用于低慢小固体火箭发动机的飞行推力计算方法，其特征在于：当飞行时间t大于某一温度下发动机工作时间T时，此时的发动机推力应该为0，由此引入另一方程F＝0，即：

F＝∫_tn_x(t)dt·m_空+α∫_tPdt＝0，t＞T (2)。

5.根据权利要求4所述适用于低慢小固体火箭发动机的飞行推力计算方法，其特征在于：将装药量的变化M(t)改进为过载变化n_x(t)的线性函数，由此可以解决装药量变化的影响因素，装药量与过载的理论关系式为：

M(t)＝k·n_x(t)，其中

式中：

k——比例系数，单位为kg·s/m。

6.根据权利要求5所述适用于低慢小固体火箭发动机的飞行推力计算方法，其特征在于：飞行试验结束后获取完整的遥测数据，给出气动阻力的理论计算结果，利用公式(2)计算α值，利用公式(3)计算装药质量，利用公式(1)计算推力F。

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