[發明專利]一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數解算方法

在審

• 申請號: 201410591662.0
• 申請日: 2014-10-29
• 公開（公告）號: CN105628086A
• 公開（公告）日: 2016-06-01
• 發明（設計）人: 楊縉;廖沫;蘇丙未;謝坤;張宛;張銀輝;謝雪明;劉建勇;白金澤;陳新民
• 申請（專利權）人: 北京臨近空間飛行器系統工程研究所;中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: G01D21/02
• 分類號: G01D21/02
• 代理公司: 核工業專利中心 11007
• 代理人: 李東斌

1.一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數解算方法，其特征在于： 該方法具體包括如下步驟：

步驟1、建立錐型面測壓布局模型；

步驟2、實時測量錐型面上測壓孔的壓力值；

步驟3、利用錐型面測壓孔測量的壓力值解算錐面當地攻角和側滑角；

步驟4、利用錐面當地攻角及側滑角解算測壓孔入射角的正、余弦值，并結 合測壓孔的測壓值，獲得飛行來流靜壓和馬赫數；

步驟5、調用攻角氣流修正角數據和側滑角氣流修正角數據分別求解實際攻 角和側滑角，并輸出飛行來流大氣參數解算結果。

2.根據權利要求1所述的一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數解 算方法，其特征在于：所述的步驟1中建立錐形面測壓布局模型具體為：

在錐型面上分布有五個測壓孔，其中，測壓孔5位于頭錐尖端用于測量超 聲速來流激波后總壓，測壓孔1、2、3、4嚴格位于錐面同一截面的四個象限線 上，用來測量錐面靜壓。

3.根據權利要求1所述的一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數解 算方法，其特征在于：所述的步驟2中，實時測量錐型面上測壓孔的壓力值的 具體要求為：在飛行過程中，實時測量測壓孔1、2、3、4、5的壓力值 p₁,p₂,p₃,p₄,p₅，且測量精度達到萬分之五。

4.根據權利要求1所述的一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數解 算方法，其特征在于：所述的步驟3包括：

步驟3.1、利用錐型面上的部分測壓孔測量的壓力值解算錐面當地攻角；

利用錐型面上的1、3、5三個測壓孔測量的壓力值p₁,p₃,p₅解算錐面當地攻 角α_e，解析式為：

αe=12tg-1[AB]]]>

其中，A=Γ13sin2λ5+Γ51sin2λ3+Γ35sin2λ1B=Γ13cosφ5sinλ5cosλ5+Γ51cosφ3sinλ3cosλ3+Γ35cosφ1sinλ1cosλ1]]>

Γ₁₃＝(p₁-p₃)，Γ₅₁＝(p₅-p₁)，Γ₃₅＝(p₃-p₅)，φ_i，λ_i為對應測點位置數據。