CN113987794A - 一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质 - Google Patents

一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质 Download PDF

Info

Publication number
CN113987794A
CN113987794A CN202111252376.8A CN202111252376A CN113987794A CN 113987794 A CN113987794 A CN 113987794A CN 202111252376 A CN202111252376 A CN 202111252376A CN 113987794 A CN113987794 A CN 113987794A
Authority
CN
China
Prior art keywords
data
pneumatic
coefficient
modifying
aerodynamic
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.)
Granted
Application number
CN202111252376.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113987794B (zh
Inventor
姚皆可
冯文梁
程家林
肖良华
宋晓渴
冯宇鹏
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.)
Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
Original Assignee
Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
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 Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd filed Critical Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
Priority to CN202111252376.8A priority Critical patent/CN113987794B/zh
Publication of CN113987794A publication Critical patent/CN113987794A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113987794B publication Critical patent/CN113987794B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2113/00—Details relating to the application field
    • G06F2113/08—Fluids
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computing Systems (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本申请公开了一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法，该方法包括以下步骤：接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；根据模型侧滑角，对气动数据矩阵进行对称性圆整；对圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正，对气动数据矩阵进行圆整，圆整方法可以使得气动数据矩阵更偏向理论值，由于气动数据矩阵数据来源于风洞实验，因此圆整后的数据依旧还是刚性数据，保留了数据的非线性特性，使得修正后气动数据变化趋势与修正前一致，修正结果更接近与真实弹性飞机的气动特性，解决了通过传统修正方法修正后的数据与真实飞机气动特性差异较大的技术问题，实现了所得数据更接近真实弹性飞机的气动特性。

Description

一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储 介质
技术领域
本申请涉及气动数据修正技术领域，尤其涉及一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质。
背景技术
准确的气动数据是确保飞机飞行安全的基础，目前气动数据的获取手段主要是以风洞试验为主，然而风洞试验由于受到风洞尺寸的限制，试验的模型尺寸和真实飞机相差较大，尤其是对大型飞机而言，二者甚至相差2～3个数量级，从而导致风洞试验数据和真实飞行数据差异较大。由于风洞试验模型尺寸一般较小，且风洞模型设计规范对模型刚度有一定的要求，因此通常认为风洞模型为刚性模型，而真实飞机在飞行过程中由于受到气动载荷作用，机翼会发生弯扭变形，因此真实飞机一般认为是弹性机体。因此，为了得到更接近真实状态的气动数据，必须对刚性试验数据进行修正。
超音速飞翼一般采用对称翼型，其气动特性曲线线性度较好，线性范围较宽，因此超音速飞机刚性气动数据的修正一般是对其导数进行修正，其修正比较简单。由于对称翼型零升迎角是零度，所以它是所有翼型中零阻最小的翼型，这种翼型在小迎角下的升力系数非常低，因此使用对称翼型的飞机必须保持一定的迎角才可以平飞，但随着迎角的增加，对称翼型的阻力系数会急剧上升，这对巡航非常不利。所以，亚音速飞机为了提高巡航性能，通常采用非常规翼型，这种翼型升阻特性较好，但其气动特性曲线线性段较短，在线性段后逐渐变为非线性，有的甚至表现为完全非线性特性。
常规的气动导数修正方法，修正后的数据与真实飞机气动特性差异较大，导致最终设计的飞机安全性差。
发明内容
本申请的主要目的在于提供一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质，旨在解决传统修正后的数据与真实飞机气动特性差异较大，导致最终设计的飞机安全性差的技术问题。
为实现上述目的，本申请提供一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法，所述方法包括以下步骤：
接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，所述风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；
根据模型侧滑角，对所述气动数据矩阵进行对称性圆整；
对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正。
可选地，所述气动数据矩阵包括攻角、纵向气动系数以及横航向气动系数，所述纵向气动系数包括升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数，横航向气动系数包括侧力系数，偏航力系数以及滚转力矩系数。
可选地，当所述模型侧滑角为0°时，将所述横航向气动数据设置为0；
当所述模型侧滑角为正值时，将所述纵向气动数据设置为正侧滑角与负侧滑角之和的二分之一，将所述横航向气动数据设置为正侧滑角与负侧滑角之差的二分之一；
当所述模型侧滑角为负值时，将所述纵向气动数据设置为与所述模型侧滑角为正值时相等，将所述横航向气动数据设置为与所述模型侧滑角为正值时的横航向气动数据的负值。
可选地，对所述升力系数的弹性效应进行修正。
可选地，通过对升力系数序列随攻角序列变化曲线斜率以及所述变化曲线的纵轴截距进行仿真，得到所述斜率以及所述纵轴截距的修正量，从而对所述升力系数进行修正。
可选地，对所述俯仰力矩系数的弹性效应进行修正。
可选地，通过对俯仰力矩系数序列随升力系数序列变化曲线的斜率与纵轴截距斜率以及所述变化曲线的纵轴截距进行仿真，得到所述斜率以及所述纵轴截距的修正量，从而对所述俯仰力矩系数进行修正。
可选地，通过拟合插值对所述阻力系数进行修正。
可选地，通过计算机仿真对所述侧力系数、所述偏航力系数、所述偏航力系数以及所述滚转力矩系数进行修正。
此外，为实现上述目的，本申请还提供一种飞机的非线性刚性气动数据修正装置，所述非线性刚性气动数据修正装置包括：
接收模块，用于接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，所述风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；
圆整模块，用于根据模型侧滑角，对所述气动数据矩阵进行对称性圆整；
修正模块，用于对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正。
此外，为实现上述目的，本申请还提供一种电子设备，所述电子设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
此外，为实现上述目的，本申请还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
本申请所能实现的有益效果。
本申请实施例提出的一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质，通过接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，所述风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；选取对称性侧滑角对所述气动数据矩阵进行对称性圆整；对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正，首先对气动数据矩阵进行圆整，由于理论模型为完全对称型，因此圆整方法可以使得气动数据矩阵更偏向理论值，由于气动数据矩阵数据来源于风洞实验，因此圆整后的数据依旧还是刚性数据，保留了数据的非线性特性，使得修正后气动数据变化趋势与修正前一致，修正结果更接近与真实弹性飞机的气动特性，解决了通过传统修正方法修正后的数据与真实飞机气动特性差异较大的技术问题，实现了所得数据更接近真实弹性飞机的气动特性。
附图说明
图1为本申请实施例涉及的硬件运行环境的电子设备结构示意图；
图2为本申请的实施例提供的飞机的非线性刚性气动数据修正方法中气动数据修正方法的流程示意图；
图3为本申请实施例的非线性刚性气动数据修正装置的功能模块示意图。
本申请目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
本申请实施例的主要解决方案是：接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，所述风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；根据模型侧滑角，对所述气动数据矩阵进行对称性圆整；对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正。
准确的气动数据是确保飞机飞行安全的基础，目前气动数据的获取手段主要是以风洞试验为主，然而风洞试验由于受到风洞尺寸的限制，试验的模型尺寸和真实飞机相差较大，尤其是对大型飞机而言，二者甚至相差2～3个数量级，从而导致风洞试验数据和真实飞行数据差异较大。由于风洞试验模型尺寸一般较小，且风洞模型设计规范对模型刚度有一定的要求，因此通常认为风洞模型为刚性模型，而真实飞机在飞行过程中由于受到气动载荷作用，机翼会发生弯扭变形，因此真实飞机一般认为是弹性机体。因此，为了得到更接近真实状态的气动数据，必须对刚性试验数据进行修正。
超音速飞翼一般采用对称翼型，其气动特性曲线线性度较好，线性范围较宽，因此超音速飞机刚性气动数据的修正一般是对其导数进行修正，其修正比较简单。由于对称翼型零升迎角是零度，所以它是所有翼型中零阻最小的翼型，这种翼型在小迎角下的升力系数非常低，因此使用对称翼型的飞机必须保持一定的迎角才以平飞，但随着迎角的增加，对称翼型的阻力系数会急剧上升，这对巡航非常不利。所以，亚音速飞机为了提高巡航性能，通常采用非常规翼型，这种翼型升阻特性较好，但其气动特性曲线线性段较短，在线性段后逐渐变为非线性，有的甚至表现为完全非线性特性。
由于现有技术中，采用常规的气动导数修正方法，存在以下缺点：
1、由于气动数据在理论上是具有对称性的，常规的气动导数修正方法并没有采取测得的气动数据进行对称性圆整，会导致气动数据偏离理论值；
2、其次风洞模型为刚性模型，而真实飞机一般认为是弹性机体，常规的气动导数修正方法并没有对风洞模型所测出的气动数据进行弹性效应修正，会导致数据偏离真实值。
为此，本申请提供一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质，通过接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，所述风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；选取对称性侧滑角对所述气动数据矩阵进行对称性圆整；对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正，首先对气动数据矩阵进行圆整，由于理论模型为完全对称型，因此圆整方法可以使得气动数据矩阵更偏向理论值，由于气动数据矩阵数据来源于风洞实验，因此圆整后的数据依旧还是刚性数据，保留了数据的非线性特性，使得修正后气动数据变化趋势与修正前一致，修正结果更接近与真实弹性飞机的气动特性，解决了通过传统修正方法修正后的数据与真实飞机气动特性差异较大的技术问题，实现了所得数据更接近真实弹性飞机的气动特性。
参照图1，图1为本申请实施例方案涉及的硬件运行环境的电子设备结构示意图。
如图1所示，该电子设备可以包括：处理器1001，例如中央处理器(CentralProcessing Unit，CPU)，通信总线1002、用户接口1003，网络接口1004，存储器1005。其中，通信总线1002用于实现这些组件之间的连接通信。用户接口1003可以包括显示屏(Display)、输入单元比如键盘(Keyboard)，可选用户接口1003还可以包括标准的有线接口、无线接口。网络接口1004可选的可以包括标准的有线接口、无线接口(如无线保真(WIreless－FIdelity，WI－FI)接口)。存储器1005可以是高速的随机存取存储器(RandomAccess Memory，RAM)存储器，也可以是稳定的非易失性存储器(Non－Volatile Memory，NVM)，例如磁盘存储器。存储器1005可选的还可以是独立于前述处理器1001的存储装置。
本领域技术人员可以理解，图1中示出的结构并不构成对电子设备的限定，可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件布置。
如图1所示，作为一种存储介质的存储器1005中可以包括操作系统、数据存储模块、网络通信模块、用户接口模块以及电子程序。
在图1所示的电子设备中，网络接口1004主要用于与网络服务器进行数据通信；用户接口1003主要用于与用户进行数据交互；本发明电子设备中的处理器1001、存储器1005可以设置在电子设备中，所述电子设备通过处理器1001调用存储器1005中存储的非线性刚性气动数据修正装置，并执行本申请实施例提供的非线性刚性气动数据修正方法。
参照图2，基于前述实施例的电子设备，本申请的实施例提供一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法；
本实施例的方法包括：
S20、接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，所述风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；
在具体实施过程中，风洞实验指在风洞中安置飞行器或其他物体模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器或其他物体的空气动力学特性的一种空气动力实验方法。气动数据矩阵是指由攻角以及飞机六分量的力和力矩形成的矩阵，攻角定义速度矢量V在纵向对称面上的投影与导弹纵轴之间的夹角，抬头为正，低头为负。模型状态是根据攻角姿态不同，而呈现出的不同状态。
在一个实施例中，所述气动数据矩阵包括攻角、纵向气动系数以及横航向气动系数，所述纵向气动系数包括升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数，横航向气动系数包括侧力系数，偏航力系数以及滚转力矩系数：
飞机六分量包括升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、侧力系数，偏航力系数以及滚转力矩系数，采用飞机的六分量以及攻角组合生成的气动数据矩阵能更好的诠释飞机当时的状态，便于对该状态下的飞机气动数据进行修正。
S40、根据模型侧滑角，对所述气动数据矩阵进行对称性圆整；
在具体实施过程中，侧滑角是指飞行器飞行速度矢量与其纵向对称平面之间的夹角。速度矢量在对称平面右方，则所对应的侧滑角为正，反之为负。侧滑角是确定飞行器飞行姿态的重要参数。圆整为因满足某种要求而进行的数据修正，而对称性圆整是将数据采取正负值进行修正，其中也需要对0值进行修正，保证数据的完整性。
在一个实施例中，当所述模型侧滑角为0°时，将所述横航向气动数据设置为0；当侧滑角为0°时，当侧滑角为零时，即称为零侧滑，常作为理论分析的理想飞行情况，此时，在理论的理想飞行情况下，可以更好的对数据进行修正；
当所述模型侧滑角为正值时，将所述纵向气动数据设置为正侧滑角与负侧滑角之和的二分之一，将所述横航向气动数据设置为正侧滑角与负侧滑角之差的二分之一；正值的侧滑角是指速度矢量在对称平面右方，考虑到飞机在真实飞行过程的偏向，可以更好的对数据进行修正，使气动数据更接近真实飞行状态时的数据；
当所述模型侧滑角为负值时，将所述纵向气动数据设置为与所述模型侧滑角为正值时相等，将所述横航向气动数据设置为与所述模型侧滑角为正值时的横航向气动数据的负值；飞机在飞行时，容易受气流影响，使得飞机偏离理想状态，因此，需要对偏离时的气动数据进行修正，使之更接近飞机真实的飞行状态。
基于气动数据矩阵，由于理论模型应该是左右完全对称的，对应的气动数据也是对称的，而试验模型由于制造偏差不是完全对称，所以试验数据也不是完全对称的，因此进行对称性圆整修正可以保证数据更偏向理论值。
S60、对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正；
在具体实施过程中，风洞实验模型为缩比模型，模型刚性比较好，因此认为风洞实验数据为刚性数据，而真实的飞机模型为弹性模型，因此风洞实验数据与真实飞机的气动数据有偏差，所以必须进行弹性效应修正，使其更接近真实飞机的气动数据。
在一个实施例中，对所述升力系数的弹性效应进行修正；
升力系数是指物体所受到的升力与气流动压和参考面积的乘积之比，为飞机六分量之一，因此需要对飞机的升力系数进行弹性效应修正，使得飞机的升力系数更贴近真实飞机的数值。
在一个实施例中，通过对升力系数序列随攻角序列变化曲线斜率以及所述变化曲线的纵轴截距进行仿真，得到所述斜率以及所述纵轴截距的修正量，从而对所述升力系数进行修正；
飞机的升力系数与攻角之间关系式为：
CLi＝CLα＊α+CL0
其中，CLi为升力系数，CLα为圆整后的升力系数序列随攻角序列变化曲线的斜率，α为攻角，CL0为圆整后的升力系数序列随攻角序列变化曲线的纵轴截距。
圆整后的升力系数的弹性效应修正对得到斜率以及纵轴截距进行计算机仿真，从而得到斜率以及纵轴截距的修正量，从而对升力系数进行修正，其中，计算机对升力系数序列随攻角序列变化曲线斜率以及所述变化曲线的纵轴截距进行仿真，得到曲线斜率以及纵轴截距的修正量，分别为kCLα以及△CL0，因此，弹性效应修正后的升力系数表达式为：
CLi 修正＝kCLα＊CLα＊α+CL0+△CL0。
升力系数随攻角状态的不同而变化，因此，需要对升力系数进行修正，风洞实验数据对于真实的飞机气动数据有一定的偏差，为更好的模拟飞机的真实飞行状态，还需要对升力系数进行弹性效应修正，弹性效应修正后的升力系数更接近真实飞机数据。
在一个实施例中，对所述俯仰力矩系数的弹性效应进行修正；
俯仰力矩是指作用于飞机的外力产生的绕机体oy轴的力矩。包括气动力矩和发动机推力向量因不通过飞机质心而产生的力矩，亦称纵向力矩，为六分量之一的俯仰力矩系数的弹性效应修正，可使模型数据更接近真实值。
在一个实施例中，通过对俯仰力矩系数序列随升力系数序列变化曲线的斜率与纵轴截距斜率以及所述变化曲线的纵轴截距进行仿真，得到所述斜率以及所述纵轴截距的修正量，从而对所述俯仰力矩系数进行修正；
飞机的俯仰力矩系数与升力系数之间关系式为：
Cmi＝CmCL＊CLi+Cm0
其中，Cmi为俯仰力矩系数，CmCL为俯仰力矩系数序列随弹性效应修正后的升力系数序列变化曲线的斜率，Cm0俯仰力矩系数序列随弹性效应修正后的升力系数序列变化曲线的纵轴截距。
俯仰力矩系数的弹性效应修正是对得到斜率以及纵轴截距进行计算机仿真，从而得到斜率以及纵轴截距的修正量，从而对俯仰力矩系数进行修正，其中，计算机对俯仰力矩系数序列随弹性效应修正后的升力系数序列变化曲线斜率以及所述变化曲线的纵轴截距进行仿真，得到曲线斜率以及纵轴截距的修正量，分别为△CmCL以及△Cm0，因此，弹性效应修正后的俯仰力矩系数表达式为：
Cmi 修正＝Cmi+CLi 修正＊△CmCL+△Cm0。
俯仰力矩系数与升力系数之间具有一定的变化关系，因此在对升力系数修正的同时也应对俯仰力矩系数进行修正，保证俯仰力矩系数与升力系数之间的关系保持不变，弹性效应修正后的俯仰力矩系数更接近真实飞机数据。
在一个实施例中，通过拟合插值对所述阻力系数进行修正；
插值和拟合都是根据某个未知函数的几个已知数据点求出变化规律和特征相似的近似曲线的过程。但是插值法要求的是近似的曲线需要完全经过数据点，而拟合则是得到最接近的结果，强调最小方差的概念。阻力系数用来表示物体在流体(例如水或是空气)中的阻力。阻力系数会出现在阻力方程中，较小的阻力系数表示物体受到的风阻或流体阻力较小。阻力系数和物体的形状及其表面特性有关，而且升力系数随阻力系数的变化趋势不变。因此，阻力系数仅需计算机用拟合插值法进行仿真得到修正量即可，计算机仿真可以节约人力计算时间，提高效率。
在一个实施例中，通过计算机仿真对所述侧力系数、所述偏航力系数以及所述滚转力矩系数进行修正；
侧力系数指的是沿着机体系oy轴作用的力，产生的主要原因：飞机的气流不对称，侧滑角产生的侧力；
偏航力系数偏是对飞机重心的空气动力力矩沿竖轴的分量；
滚转力矩系数是对飞机重心的空气动力力矩沿机体坐标系x轴的分量，会引起航空器向左侧或向右侧倾斜，包括侧滑角引起的滚转力矩；副翼偏转角引起的滚转力矩；方向舵偏转角引起的滚转力矩；滚转角速度引起的滚转力矩和偏航角速度引起的滚转力矩；
侧力系数、所述偏航力系数以及所述滚转力矩系数为飞机多个方向上空气动力分力以及由于气流而引起的侧力，都能体现出飞机在飞行状态的受力情况。而且侧力系数、所述偏航力系数以及所述滚转力矩系数均只与空气以及飞机相关，所以只需要计算机对其仿真便可得到该系数的修正量，修正量再乘以被修正系数，即可得到修正后的系数，修正后系数更贴近飞机真实状态的数据。
参照图3，基于相同的发明思路，本申请的实施例还提供一种飞机的非线性刚性气动数据修正装置，包括：
接收模块，用于接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，所述风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；
圆整模块，用于根据模型侧滑角，对所述气动数据矩阵进行对称性圆整；
修正模块，用于对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正。需要说明的是，本实施例中非线性刚性气动数据修正装置中各模块是与前述实施例中的非线性刚性气动数据修正方法中的各步骤一一对应，因此，本实施例的具体实施方式可参照前述非线性刚性气动数据修正方法的实施方式，这里不再赘述。
应当理解的是，以上仅为举例说明，对本申请的技术方案并不构成任何限制，本领域的技术人员在实际应用中可以基于需要进行设置，此处不做限制。
通过上述描述不难发现，本实施例的装置通过接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，所述风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；选取对称性侧滑角对所述气动数据矩阵进行对称性圆整；对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正，首先对气动数据矩阵进行圆整，由于理论模型为完全对称型，因此圆整方法可以使得气动数据矩阵更偏向理论值，由于气动数据矩阵数据来源于风洞实验，因此圆整后的数据依旧还是刚性数据，保留了数据的非线性特性，使得修正后气动数据变化趋势与修正前一致，修正结果更接近与真实弹性飞机的气动特性，解决了通过传统修正方法修正后的数据与真实飞机气动特性差异较大的技术问题，实现了所得数据更接近真实弹性飞机的气动特性。
此外，在一个实施例中，还提供一种电子设备，所述设备包括处理器，存储器以及存储在所述存储器中的计算机程序，所述计算机程序被处理器运行时实现前述实施例中方法的步骤。
此外，在一个实施例中，本申请还提供一种计算机存储介质，所述计算机存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器运行时实现前述实施例中方法的步骤。
在一个实施例中，计算机可读存储介质可以是FRAM、ROM、PROM、EPROM、EEPROM、闪存、磁表面存储器、光盘、或CD－ROM等存储器；也可以是包括上述存储器之一或任意组合的各种设备。计算机可以是包括智能终端和服务器在内的各种计算设备。
在一个实施例中，可执行指令可以采用程序、软件、软件模块、脚本或代码的形式，按任意形式的编程语言(包括编译或解释语言，或者声明性或过程性语言)来编写，并且其可按任意形式部署，包括被部署为独立的程序或者被部署为模块、组件、子例程或者适合在计算环境中使用的其它单元。
作为示例，可执行指令可以但不一定对应于文件系统中的文件，可以可被存储在保存其它程序或数据的文件的一部分，例如，存储在超文本标记语言(HTML，Hyper TextMarkup Language)文档中的一个或多个脚本中，存储在专用于所讨论的程序的单个文件中，或者，存储在多个协同文件(例如，存储一个或多个模块、子程序或代码部分的文件)中。
作为示例，可执行指令可被部署为在一个计算设备上执行，或者在位于一个地点的多个计算设备上执行，又或者，在分布在多个地点且通过通信网络互连的多个计算设备上执行。
需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者系统不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者系统所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者系统中还存在另外的相同要素。
上述本申请实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到上述实施例方法可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质(如只读存储器/随机存取存储器、磁碟、光盘)中，包括若干指令用以使得一台多媒体终端设备(可以是手机，计算机，电视接收机，或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述的方法
以上仅为本申请的优选实施例，并非因此限制本申请的专利范围，凡是利用本申请说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本申请的专利保护范围内。

Claims (12)

1.一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，所述风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；
根据模型侧滑角，对所述气动数据矩阵进行对称性圆整；
对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正。
2.如权利要求1所述的飞机的非线性刚性气动数据修正方法，其特征在于，所述气动数据矩阵包括攻角、纵向气动系数以及横航向气动系数，所述纵向气动系数包括升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数，横航向气动系数包括侧力系数，偏航力系数以及滚转力矩系数。
3.如权利要求2所述的飞机的非线性刚性气动数据修正方法，其特征在于，所述根据模型侧滑角，对所述气动数据矩阵进行对称性圆整的步骤，包括：
当所述模型侧滑角为0°时，将所述横航向气动数据设置为0；
当所述模型侧滑角为正值时，将所述纵向气动数据设置为正侧滑角与负侧滑角之和的二分之一，将所述横航向气动数据设置为正侧滑角与负侧滑角之差的二分之一；
当所述模型侧滑角为负值时，将所述纵向气动数据设置为与所述模型侧滑角为正值时相等，将所述横航向气动数据设置为与所述模型侧滑角为正值时的横航向气动数据的负值。
4.如权利要求1所述的飞机的非线性刚性气动数据修正方法，其特征在于，所述对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正的步骤，包括：
对所述升力系数的弹性效应进行修正。
5.如权利要求4所述的飞机的非线性刚性气动数据修正方法，其特征在于，所述对所述升力系数的弹性效应进行修正的步骤，包括：
通过对升力系数序列随攻角序列变化曲线斜率以及所述变化曲线的纵轴截距进行仿真，得到所述斜率以及所述纵轴截距的修正量，从而对所述升力系数进行修正。
6.如权利要求1所述的飞机的非线性刚性气动数据修正方法，其特征在于，所述对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正的步骤，还包括：
对所述俯仰力矩系数的弹性效应进行修正。
7.如权利要求6所述的飞机的非线性刚性气动数据修正方法，其特征在于，所述对所述俯仰力矩系数的弹性效应进行修正的步骤，包括：
通过对俯仰力矩系数序列随升力系数序列变化曲线的斜率与纵轴截距斜率以及所述变化曲线的纵轴截距进行仿真，得到所述斜率以及所述纵轴截距的修正量，从而对所述俯仰力矩系数进行修正。
8.如权利要求4所述的飞机的非线性刚性气动数据修正方法，其特征在于，所述对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正的步骤，还包括：
通过拟合插值对所述阻力系数进行修正。
9.如权利要求4所述的飞机的非线性刚性气动数据修正方法，其特征在于，所述对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正的步骤，还包括：
通过计算机仿真对所述侧力系数、所述偏航力系数、所述偏航力系数以及所述滚转力矩系数进行修正。
10.一种飞机的非线性刚性气动数据修正装置，其特征在于，包括：
接收模块，用于接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，所述风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；
圆整模块，用于根据模型侧滑角，对所述气动数据矩阵进行对称性圆整；
修正模块，用于对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正。
11.一种电子设备，其特征在于，该电子设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现如权利要求1－9中任一项所述的方法。
12.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现如权利要求1－9中任一项所述的方法。
CN202111252376.8A 2021-10-26 2021-10-26 一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质 Active CN113987794B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111252376.8A CN113987794B (zh) 2021-10-26 2021-10-26 一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111252376.8A CN113987794B (zh) 2021-10-26 2021-10-26 一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113987794A true CN113987794A (zh) 2022-01-28
CN113987794B CN113987794B (zh) 2024-06-07

Family

ID=79742183

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111252376.8A Active CN113987794B (zh) 2021-10-26 2021-10-26 一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113987794B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114608794A (zh) * 2022-05-11 2022-06-10 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法
CN116702331A (zh) * 2023-06-27 2023-09-05 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于神经网络的飞艇综合优化方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009144312A1 (de) * 2008-05-30 2009-12-03 Airbus Operations Gmbh System und verfahren zur ermittlung von kenngrössen bei einem luftfahrzeug
CN106840572A (zh) * 2016-12-19 2017-06-13 中国航天空气动力技术研究院 一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法
CN110309579A (zh) * 2019-06-27 2019-10-08 复旦大学 一种针对弹性飞机阵风响应的仿真分析方法和系统
CN110826168A (zh) * 2019-09-04 2020-02-21 上海机电工程研究所 一种飞行器气动辨识修正方法及介质
CN112362291A (zh) * 2020-09-30 2021-02-12 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞翼布局飞机纵向气动力系数的雷诺数效应修正方法
CN112414668A (zh) * 2020-11-03 2021-02-26 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009144312A1 (de) * 2008-05-30 2009-12-03 Airbus Operations Gmbh System und verfahren zur ermittlung von kenngrössen bei einem luftfahrzeug
CN106840572A (zh) * 2016-12-19 2017-06-13 中国航天空气动力技术研究院 一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法
CN110309579A (zh) * 2019-06-27 2019-10-08 复旦大学 一种针对弹性飞机阵风响应的仿真分析方法和系统
CN110826168A (zh) * 2019-09-04 2020-02-21 上海机电工程研究所 一种飞行器气动辨识修正方法及介质
CN112362291A (zh) * 2020-09-30 2021-02-12 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞翼布局飞机纵向气动力系数的雷诺数效应修正方法
CN112414668A (zh) * 2020-11-03 2021-02-26 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
严德;杨超;: "基于试验气动力的纵向机动飞行载荷分析", 北京航空航天大学学报, no. 03, pages 253 - 255 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114608794A (zh) * 2022-05-11 2022-06-10 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法
CN114608794B (zh) * 2022-05-11 2022-07-19 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法
CN116702331A (zh) * 2023-06-27 2023-09-05 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于神经网络的飞艇综合优化方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113987794B (zh) 2024-06-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113987794B (zh) 一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质
US10281890B1 (en) Aircraft control system based on sparse set of simulation data
CN111695193B (zh) 一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法及系统
CN109634306B (zh) 飞行器控制参数的确定方法及装置
CN110888324B (zh) 针对无人机舵机故障的姿态鲁棒自适应容错控制方法
CN111220347A (zh) 一种飞行器气动协调修正方法
US20210216688A1 (en) Configuring aerodynamic simulation of a virtual object
CN114417509B (zh) 飞行模拟设备的配平方法、装置、电子设备及介质
CN109540459B (zh) 一种气动特性数值计算结果修正方法
CN114611420A (zh) 非定常气动力计算精度评估及修正方法
CN112414668A (zh) 一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质
Ouellette Flight dynamics and maneuver loads on a commercial aircraft with discrete source damage
CN110826208A (zh) 一种气动数值模拟加速收敛方法
CN112711815B (zh) 飞行器建模与模型特性分析系统
CN114491788A (zh) 高超声速飞行器气动力预测方法、系统、电子设备及介质
CN102707629B (zh) 基于飞行器切换模型的全维控制器区域设计方法
Newton Stability and control derivative estimation for the bell-shaped lift distribution
CN110414110A (zh) 一种用于飞行失速状态下的飞机受力仿真方法
CN111553018B (zh) 一种无人机水平测量数据快速处理方法
CN111985169A (zh) 一种近轴对称飞行器气动特性建模方法
CN113110571B (zh) 一种基于降维状态观测器估计飞行攻角的方法
Liu et al. Modeling of unsteady aerodynamics for a flapping wing
CN113987793B (zh) 一种飞机的俯仰力矩优化方法、装置、设备及存储介质
CN117519257B (zh) 一种基于反步法的超声速巡航高度控制方法
WO2024140288A1 (zh) 多旋翼风阻系数标定方法、设备及计算机可读存储介质

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