CN114611420A - 非定常气动力计算精度评估及修正方法 - Google Patents

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CN114611420A CN202210124103.3A CN202210124103A CN114611420A CN 114611420 A CN114611420 A CN 114611420A CN 202210124103 A CN202210124103 A CN 202210124103A CN 114611420 A CN114611420 A CN 114611420A
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高勇
刘炳东
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Abstract

本发明提供了一种非定常气动力计算精度评估及修正方法，包括：建立全飞行器动力学模型和全飞行器气动力网格模型；构建飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型；将模态振型插值到全飞行器气动力网格模型中；计算获取各个通道的非定常气动力矩；基于操纵面测力风洞试验数据，计算获取各个通道的控制力矩；根据各个通道的非定常气动力矩和控制力矩计算获取各个通道的非定常气动力精度评估值；将各个通道的非定常气动力精度评估值分别与设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围进行比较，根据精度评估值实现精度修正。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中非定常气动力由于无法通过试验测量数据校验而难以评估精度的技术问题。

Description

非定常气动力计算精度评估及修正方法
技术领域
本发明涉及气动力分析技术领域，尤其涉及一种非定常气动力计算精度评估及修正方法。
背景技术
非定常气动力是飞行器气动弹性动力学计算和分析的重要部分，是颤振、气动伺服弹性、气动弹性动响应等分析的基本原始数据之一。目前的非定常气动力近似求解方法主要有两类：一类是基于频域的非定常气动力近似方法，得到离散减缩频的气动力系数矩阵(复数)；二类是基于时域的非定常气动力求解方法，以CFD/CSD耦合求解N-S方程、Euler方程为基础，得到时域气动力系数。其中，基于频域的非定常气动力近似方法又称为工程方法，具有计算效率高的特点，满足小攻角弱非线性工程分析需求，已广泛应用于各类工程型号研制。
非定常气动力数据直接影响气动弹性动力学分析结果的准确性，在工程分析中受气动力网格模型偏差、近似求解方法等影响，导致非定常气动力计算值存在误差，且难以通过地面试验技术获取准确数值。
发明内容
本发明提供了一种非定常气动力计算精度评估及修正方法，以解决现有技术中非定常气动力由于无法通过试验测量数据校验而难以评估精度的技术问题。
本发明提供了一种非定常气动力计算精度评估及修正方法，非定常气动力计算精度评估及修正方法包括：建立全飞行器动力学模型和全飞行器气动力网格模型；基于全飞行器动力学模型，构建飞行器在俯仰、偏航和滚转三通道的飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型；将三通道的飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型插值到全飞行器气动力网格模型中；基于插值后的全飞行器气动力网格模型，利用频域非定常气动力求解方法计算获取飞行器的各个通道的非定常气动力；根据各个通道的非定常气动力计算获取各个通道的非定常气动力矩；基于操纵面测力风洞试验数据，计算获取各个通道下操纵面单位角度偏转提供给飞行器的控制力，根据各个通道下操纵面单位角度偏转提供给飞行器的控制力计算获取各个通道的控制力矩；根据各个通道的非定常气动力矩和各个通道的控制力矩计算获取各个通道的非定常气动力精度评估值；将各个通道的非定常气动力精度评估值分别与设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围进行比较，当任一通道的非定常气动力精度评估值超出设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围时，调整全飞行器气动力网格模型，重复上述过程，直至任一通道的非定常气动力精度评估值均处于设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围内，完成非定常气动力计算精度评估及修正。
进一步地，在将三通道的飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型插值到全飞行器气动力网格模型中之后，非定常气动力计算精度评估及修正方法还包括：对插值后的全飞行器气动力网格模型的模态振型与插值前的模态振型相比对，当插值前后的模态振型之间的差值小于预设差值时，调整插值节点，重复上述过程，直至插值前后的模态振型之间的差值小于预设差值。
进一步地，构建飞行器在俯仰、偏航和滚转三通道的操纵面偏转刚体模态振型具体包括：根据俯仰、偏航和滚转三通道的操纵面控制定义，构建飞行器在俯仰、偏航和滚转三通道的操纵面偏转刚体模态振型。
进一步地，当飞行弹道为亚声速飞行器的飞行弹道时，选用偶极子网格法作为频域非定常气动力求解方法；当飞行弹道为低超声速飞行器的飞行弹道时，选用谐波梯度法或当地流活塞理论作为频域非定常气动力求解方法；当飞行弹道为高速飞行器的飞行弹道时，选用统一升力面理论、VanDyke二阶活塞理论或牛顿冲击理论作为频域非定常气动力求解方法。
进一步地，各个通道的非定常气动力矩M'可根据M'＝qDQqδδ计算获取，其中，qD为基于飞行弹道典型状态点的动压，Qqδ为任一通道全飞行器刚体模态振型与操纵面偏转刚体模态气动力的交叉项，δ为任一通道的偏转角度。
进一步地，任一通道全飞行器刚体模态振型与操纵面偏转刚体模态气动力的交叉项Qqδ可根据
Figure BDA0003499651350000031
计算获取，其中，Q为减缩频率k＝0下的非定常气动力影响系数矩阵，Qqq为任一通道全飞行器刚体模态振型与气动力的自交项，Qδδ为任一通道操纵面偏转刚体模态振型与气动力的自交项，Qδq为任一通道操纵面偏转刚体模态振型与全飞行器刚体模态气动力的交叉项。
进一步地，飞行器的控制力R可根据R＝qDSrefc计算获取，其中，qD为基于飞行弹道典型状态点的动压，Sref为操纵面参考面积，c为舵效。
进一步地，各个通道的控制力矩M可根据M＝RLθ计算获取，其中，L为控制力矩质心距离在任一通道方向的映射，θ为任一通道的偏转角度。
进一步地，各个通道的非定常气动力精度评估值Ei可根据
Figure BDA0003499651350000032
计算获取，其中，Ux为滚转通道，Uy为偏航通道，Uz为俯仰通道。
应用本发明的技术方案，提供了一种非定常气动力计算精度评估及修正方法，该方法分别构建飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型，并将构建的模态振型插值到气动力网格，基于插值后的气动网格计算获取各个通道的非定常气动力矩；基于飞行器操纵面的缩比模型风洞测力试验所获得舵效数据(定常气动力数据)，计算获取各个通道的控制力矩；根据各个通道的非定常气动力矩和各个通道的控制力矩计算获取各个通道的非定常气动力精度评估值并根据非定常气动力精度评估值对各个通道的计算精度进行修正。本发明所提供的非定常气动力计算精度评估及修正方法解决了非定常气动力由于无法通过试验测量数据校验而难以评估精度的难题，其基于型号例行开展的操纵面测力试验数据，计算精度及效率高，可广泛应用于各类飞行器的非定常气动力计算精度评估和气动力网格模型校正，为飞行器动气动弹性分析(颤振、气动伺服弹性等)提供重要支撑。
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示出了根据本发明的具体实施例提供的非定常气动力计算精度评估及修正方法的流程图。
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，根据本发明提供了一种非定常气动力计算精度评估及修正方法，该非定常气动力计算精度评估及修正方法包括：建立全飞行器动力学模型和全飞行器气动力网格模型；基于全飞行器动力学模型，构建飞行器在俯仰、偏航和滚转三通道的飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型；将三通道的飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型插值到全飞行器气动力网格模型中；基于插值后的全飞行器气动力网格模型，利用频域非定常气动力求解方法计算获取飞行器的各个通道的非定常气动力；根据各个通道的非定常气动力计算获取各个通道的非定常气动力矩；基于操纵面测力风洞试验数据，计算获取各个通道下操纵面单位角度偏转提供给飞行器的控制力，根据各个通道下操纵面单位角度偏转提供给飞行器的控制力计算获取各个通道的控制力矩；根据各个通道的非定常气动力矩和各个通道的控制力矩计算获取各个通道的非定常气动力精度评估值；将各个通道的非定常气动力精度评估值分别与设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围进行比较，当任一通道的非定常气动力精度评估值超出设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围时，调整全飞行器气动力网格模型，重复上述过程，直至任一通道的非定常气动力精度评估值均处于设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围内，完成非定常气动力计算精度评估及修正。
应用此种配置方式，提供了一种非定常气动力计算精度评估及修正方法，该方法分别构建飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型，并将构建的模态振型插值到气动力网格，基于插值后的气动网格计算获取各个通道的非定常气动力矩；基于飞行器操纵面的缩比模型风洞测力试验所获得舵效数据(定常气动力数据)，计算获取各个通道的控制力矩；根据各个通道的非定常气动力矩和各个通道的控制力矩计算获取各个通道的非定常气动力精度评估值并根据非定常气动力精度评估值对各个通道的计算精度进行修正。本发明所提供的非定常气动力计算精度评估及修正方法解决了非定常气动力由于无法通过试验测量数据校验而难以评估精度的难题，其基于型号例行开展的操纵面测力试验数据，计算精度及效率高，可广泛应用于各类飞行器的非定常气动力计算精度评估和气动力网格模型校正，为飞行器动气动弹性分析(颤振、气动伺服弹性等)提供重要支撑。
在本发明中，为了实现非定常气动力计算精度的评估及修正，首先需要建立全飞行器动力学模型和全飞行器气动力网格模型。在本发明中，全飞行器动力学有限模型可用Hypermesh、MSC.patran、ANSYS等有限元软件建立，全飞行器气动力网格模型可用ZAERO、MSC.flightloads等气动力求解软件建立。
在构建完成全飞行器动力学模型和全飞行器气动力网格模型之后，基于全飞行器动力学模型，构建飞行器在俯仰、偏航和滚转三通道的飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型。具体地，在本发明中，构建飞行器在俯仰、偏航和滚转三通道的操纵面偏转刚体模态振型具体包括：根据俯仰、偏航和滚转三通道的操纵面控制定义，构建飞行器在俯仰、偏航和滚转三通道的操纵面偏转刚体模态振型。其中，操纵面控制定义是为实现各通道飞行控制，定义各物理舵面的舵偏，舵偏要规定正负(例如：沿舵轴以根弦指向稍弦的矢量方向为正)。根据飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型形成3+3阶的模态振型文件。
进一步地，在形成了3+3阶的模态振型文件之后，将三通道的飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型插值到全飞行器气动力网格模型中。在本发明中，为了进一步地提高非定常气动力计算精度，在将三通道的飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型插值到全飞行器气动力网格模型中之后，非定常气动力计算精度评估及修正方法还包括：对插值后的全飞行器气动力网格模型的模态振型与插值前的模态振型相比对，当插值前后的模态振型之间的差值小于预设差值时，调整插值节点，重复上述过程，直至插值前后的模态振型之间的差值小于预设差值。此种方式能够有效提升插值质量。
接着，在完成了模态振型的插值之后，即可基于插值后的全飞行器气动力网格模型，利用频域非定常气动力求解方法计算获取飞行器的各个通道的非定常气动力。在本发明中，依据飞行弹道的典型状态点选取适用的频域非定常气动力求解方法，此处所说的典型状态点包括亚声速状态、低超声速状态和高速状态，其中，当飞行弹道为亚声速飞行器的飞行弹道时，选用偶极子网格法作为频域非定常气动力求解方法；当飞行弹道为低超声速飞行器的飞行弹道时，选用谐波梯度法或当地流活塞理论作为频域非定常气动力求解方法；当飞行弹道为高速飞行器的飞行弹道时，选用统一升力面理论、VanDyke二阶活塞理论或牛顿冲击理论作为频域非定常气动力求解方法。利用频域非定常气动力求解方法可得到减缩频率k＝0下的非定常气动力影响系数矩阵(6×6的方阵
Figure BDA0003499651350000081
其中，Q为减缩频率k＝0下的非定常气动力影响系数矩阵，Qqq为任一通道全飞行器刚体模态振型与气动力的自交项，Qδδ为任一通道操纵面偏转刚体模态振型与气动力的自交项，Qδq为任一通道操纵面偏转刚体模态振型与全飞行器刚体模态气动力的交叉项，Qqδ为任一通道全飞行器刚体模态振型与操纵面偏转刚体模态气动力的交叉项，Qqq、Qδδ、Qδq和Qqδ均为3×3的方阵。
基于任一通道全飞行器刚体模态振型与操纵面偏转刚体模态气动力的交叉项Qqδ可得到各个通道的非定常气动力矩M'，非定常气动力矩M'可根据M'＝qDQqδδ(计算值)计算获取，其中，qDQqδ为非定常气动力，qD为基于飞行弹道典型状态点的动压，Qqδ为任一通道全飞行器刚体模态振型与操纵面偏转刚体模态气动力的交叉项，δ为任一通道的偏转角度(单位角度，即1°)。
进一步地，基于操纵面测力风洞试验数据，计算获取各个通道下操纵面单位角度偏转提供给飞行器的控制力，根据各个通道下操纵面单位角度偏转提供给飞行器的控制力计算获取各个通道的控制力矩。飞行器的控制力R可根据R＝qDSrefc计算获取，其中，qD为基于飞行弹道典型状态点的动压，Sref为操纵面参考面积，c为舵效。各个通道的控制力矩M可根据M＝RLθ计算获取，其中，L为控制力矩质心距离在任一通道方向的映射，θ为任一通道的偏转角度。
在获取了各个通道的非定常气动力矩和各个通道的控制力矩之后，即可根据各个通道的非定常气动力矩和各个通道的控制力矩计算获取各个通道的非定常气动力精度评估值。其中，各个通道的非定常气动力精度评估值Ei可根据
Figure BDA0003499651350000091
计算获取，其中，Ux为滚转通道，Uy为偏航通道，Uz为俯仰通道。
进一步地，在获取了各个通道的非定常气动力精度评估值之后，将各个通道的非定常气动力精度评估值分别与设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围进行比较，当任一通道的非定常气动力精度评估值超出设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围时，调整全飞行器气动力网格模型，重复上述过程，直至任一通道的非定常气动力精度评估值均处于设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围内，完成非定常气动力计算精度评估及修正。
为了对本发明有进一步地了解，下面结合图1对本发明所提供的非定常气动力计算精度评估及修正方法进行详细说明。
如图1所示，根据本发明的具体实施例提供了一种非定常气动力计算精度评估及修正方法，该方法具体包括如下步骤。
步骤一，建立全飞行器动力学模型和全飞行器气动力网格模型。在本发明中，全飞行器动力学有限模型可用Hypermesh、MSC.patran、ANSYS等有限元软件建立，全飞行器气动力网格模型可用ZAERO、MSC.flightloads等气动力求解软件建立。
步骤二，基于全飞行器动力学模型，构建飞行器在俯仰、偏航和滚转三通道的飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型。具体地，在本实施例中，构建飞行器在俯仰、偏航和滚转三通道的操纵面偏转刚体模态振型具体包括：根据俯仰、偏航和滚转三通道的操纵面控制定义，构建飞行器在俯仰、偏航和滚转三通道的操纵面偏转刚体模态振型。其中，操纵面控制定义是为实现各通道飞行控制，定义各物理舵面的舵偏，舵偏要规定正负(例如：沿舵轴以根弦指向稍弦的矢量方向为正)。根据飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型形成3+3阶的模态振型文件。
步骤三，将三通道的飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型插值到全飞行器气动力网格模型中。对插值后的全飞行器气动力网格模型的模态振型与插值前的模态振型相比对，当插值前后的模态振型之间的差值小于预设差值时，调整插值节点，重复上述过程，直至插值前后的模态振型之间的差值小于预设差值。此种方式能够有效提升插值质量。
步骤四，依据飞行弹道的典型状态点选取适用的频域非定常气动力求解方法，利用频域非定常气动力求解方法可得到减缩频率k＝0下的非定常气动力影响系数矩阵(6×6的方阵
Figure BDA0003499651350000101
其中，Q为减缩频率k＝0下的非定常气动力影响系数矩阵，Qqq为任一通道全飞行器刚体模态振型与气动力的自交项，Qδδ为任一通道操纵面偏转刚体模态振型与气动力的自交项，Qδq为任一通道操纵面偏转刚体模态振型与全飞行器刚体模态气动力的交叉项，Qqδ为任一通道全飞行器刚体模态振型与操纵面偏转刚体模态气动力的交叉项，Qqq、Qδδ、Qδq和Qqδ均为3×3的方阵。基于任一通道全飞行器刚体模态振型与操纵面偏转刚体模态气动力的交叉项Qqδ可得到各个通道的非定常气动力矩M'，非定常气动力矩M'可根据M'＝qDQqδδ(计算值)计算获取，其中，qDQqδ为非定常气动力，qD为基于飞行弹道典型状态点的动压，Qqδ为任一通道全飞行器刚体模态振型与操纵面偏转刚体模态气动力的交叉项，δ为任一通道的偏转角度(单位角度，即1°)。步骤五，基于操纵面测力风洞试验数据，结合操纵面控制定义(操纵面控制定义是为实现各通道飞行控制，定义各物理舵面的舵偏，舵偏要规定正负(例如：沿舵轴以根弦指向稍弦的矢量方向为正))，计算获取各个通道下操纵面单位角度偏转提供给飞行器的控制力，根据各个通道下操纵面单位角度偏转提供给飞行器的控制力计算获取各个通道的控制力矩。飞行器的控制力R可根据R＝qDSrefc计算获取(实测值)，其中，qD为基于飞行弹道典型状态点的动压，Sref为操纵面参考面积，c为舵效。在小角度(-10°～+10°)下各个通道的控制力矩M可根据M＝RLθ计算获取，其中，L为控制力矩质心距离在任一通道方向的映射，θ为任一通道的偏转角度(单位角度，即1°)。
步骤六，基于减缩频率k＝ωb/V(其中，ω为圆频率，b为参考半弦长，V为飞行速度)为0时的非定常气动力可近似为准定常气动力，根据各个通道的非定常气动力矩和各个通道的控制力矩计算获取各个通道的非定常气动力精度评估值，各个通道包括俯仰、偏航和滚转通道。其中，各个通道的非定常气动力精度评估值Ei均可根据
Figure BDA0003499651350000111
计算获取，其中，Ux为滚转通道，Uy为偏航通道，Uz为俯仰通道。
步骤七，基于各通道非定常气动力精度评估计算值，作为气动力网格模型准确性评判和进一步修正的重要依据。将各个通道的非定常气动力精度评估值分别与设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围进行比较，即俯仰通道的非定常气动力精度评估值与设定的俯仰通道的气动力精度评估阈值范围相比较，偏航通道的非定常气动力精度评估值与设定的偏航通道的气动力精度评估阈值范围相比较，滚转通道的非定常气动力精度评估值与设定的滚转通道的气动力精度评估阈值范围相比较，当任一通道的非定常气动力精度评估值超出设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围时，调整全飞行器气动力网格模型，重复上述过程，直至任一通道的非定常气动力精度评估值均处于设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围内，完成非定常气动力计算精度评估及修正。在本实施例中，可通过考虑气动力翼型厚度、设置气动面与机体联结、调整气动力网格疏密等措施修正气动力网格模型，直至三通道的非定常气动力精度满足要求。
综上所述，本发明提供了一种非定常气动力计算精度评估及修正方法，该方法基于型号研制阶段开展飞行器操纵面的缩比模型风洞测力试验所获得的舵效数据(定常气动力数据)进行非定常气动力计算精度评估与修正，已成功应用于多个工程型号的非定常气动力计算精度评估和气动力网格模型校正等工作中，计算方法简单、效率高，评估结果对气动力网格模型修正、气动弹性动力学分析结果提供支撑，精度计算值可作为飞行器气动力网格模型准确性评判和修正的重要依据，可广泛应用于飞行器非定常气动力数值的精度评估和修正。
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。
以上所述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 (9)

1.一种非定常气动力计算精度评估及修正方法，其特征在于，所述非定常气动力计算精度评估及修正方法包括：
建立全飞行器动力学模型和全飞行器气动力网格模型；
基于所述全飞行器动力学模型，构建飞行器在俯仰、偏航和滚转三通道的飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型；
将三通道的所述飞行器转动刚体模态振型和所述操纵面偏转刚体模态振型插值到所述全飞行器气动力网格模型中；
基于插值后的所述全飞行器气动力网格模型，利用频域非定常气动力求解方法计算获取飞行器的各个通道的非定常气动力；
根据各个所述通道的非定常气动力计算获取各个通道的非定常气动力矩；
基于操纵面测力风洞试验数据，计算获取各个通道下操纵面单位角度偏转提供给飞行器的控制力，根据各个通道下操纵面单位角度偏转提供给飞行器的控制力计算获取各个通道的控制力矩；
根据各个通道的非定常气动力矩和各个通道的控制力矩计算获取各个通道的非定常气动力精度评估值；
将各个通道的所述非定常气动力精度评估值分别与设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围进行比较，当任一通道的所述非定常气动力精度评估值超出设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围时，调整所述全飞行器气动力网格模型，重复上述过程，直至任一通道的所述非定常气动力精度评估值均处于设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围内，完成非定常气动力计算精度评估及修正。
2.根据权利要求1所述的非定常气动力计算精度评估及修正方法，其特征在于，在将三通道的所述飞行器转动刚体模态振型和所述操纵面偏转刚体模态振型插值到所述全飞行器气动力网格模型中之后，所述非定常气动力计算精度评估及修正方法还包括：对插值后的所述全飞行器气动力网格模型的模态振型与插值前的模态振型相比对，当插值前后的所述模态振型之间的差值小于预设差值时，调整插值节点，重复上述过程，直至插值前后的所述模态振型之间的差值小于预设差值。
3.根据权利要求1所述的非定常气动力计算精度评估及修正方法，其特征在于，构建飞行器在俯仰、偏航和滚转三通道的操纵面偏转刚体模态振型具体包括：根据俯仰、偏航和滚转三通道的操纵面控制定义，构建飞行器在俯仰、偏航和滚转三通道的操纵面偏转刚体模态振型。
4.根据权利要求3所述的非定常气动力计算精度评估及修正方法，其特征在于，当飞行弹道为亚声速飞行器的飞行弹道时，选用偶极子网格法作为频域非定常气动力求解方法；当飞行弹道为低超声速飞行器的飞行弹道时，选用谐波梯度法或当地流活塞理论作为频域非定常气动力求解方法；当飞行弹道为高速飞行器的飞行弹道时，选用统一升力面理论、Van Dyke二阶活塞理论或牛顿冲击理论作为频域非定常气动力求解方法。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的非定常气动力计算精度评估及修正方法，其特征在于，各个通道的非定常气动力矩M'可根据M'＝qDQqδδ计算获取，其中，qD为基于飞行弹道典型状态点的动压，Qqδ为任一通道全飞行器刚体模态振型与操纵面偏转刚体模态气动力的交叉项，δ为任一通道的偏转角度。
6.根据权利要求5所述的非定常气动力计算精度评估及修正方法，其特征在于，所述任一通道全飞行器刚体模态振型与操纵面偏转刚体模态气动力的交叉项Qqδ可根据
Figure FDA0003499651340000031
计算获取，其中，Q为减缩频率k＝0下的非定常气动力影响系数矩阵，Qqq为任一通道全飞行器刚体模态振型与气动力的自交项，Qδδ为任一通道操纵面偏转刚体模态振型与气动力的自交项，Qδq为任一通道操纵面偏转刚体模态振型与全飞行器刚体模态气动力的交叉项。
7.根据权利要求1所述的非定常气动力计算精度评估及修正方法，其特征在于，所述飞行器的控制力R可根据R＝qDSrefc计算获取，其中，qD为基于飞行弹道典型状态点的动压，Sref为操纵面参考面积，c为舵效。
8.根据权利要求7所述的非定常气动力计算精度评估及修正方法，其特征在于，各个通道的控制力矩M可根据M＝RLθ计算获取，其中，L为控制力矩质心距离在任一通道方向的映射，θ为任一通道的偏转角度。
9.根据权利要求1所述的非定常气动力计算精度评估及修正方法，其特征在于，各个通道的非定常气动力精度评估值Ei可根据
Figure FDA0003499651340000032
计算获取，其中，Ux为滚转通道，Uy为偏航通道，Uz为俯仰通道。
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CN115057001A (zh) * 2022-08-17 2022-09-16 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种基于网格的翼面后缘舵面快速生成与舵效评估方法
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