[發明專利]一種錐型面氣動壓力場實時高精度獲取方法

有效

• 申請號: 201410591730.3
• 申請日: 2014-10-29
• 公開（公告）號: CN105628325B
• 公開（公告）日: 2018-06-26
• 發明（設計）人: 楊縉;謝坤;蘇丙未;李留剛;郭巍;謝雪明;張銀輝;廖沫;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: G01M9/00
• 分類號: G01M9/00
• 代理公司: 核工業專利中心 11007
• 代理人: 李東斌

1.一種錐型面氣動壓力場實時高精度獲取方法，其特征在于：該方法具體包括如下步驟：

步驟1、建立高精度頭錐型面及測壓孔結構模型及測壓模型；

步驟2、利用氣動仿真，在有限馬赫數及攻角狀態下，獲得不同高度、馬赫數、攻角、側滑角狀態飛行器表面壓力場數據；

步驟3、通過風洞試驗吹風獲得1：1頭錐型面及測壓孔高精度壓力數據；

步驟4、將步驟2獲得的飛行器表面壓力場數據與步驟3獲得的風洞吹風高精度測壓數據轉換獲得不同狀態高精度基準壓力數據庫；

步驟5、將基準壓力數據庫裝訂在飛行器計算機中，將實時測量壓力與基準壓力數據庫進行差值比較，剔除異常壓力，為大氣參數解算提供可靠的高精度壓力分布數據。

2.根據權利要求1所述的一種錐型面氣動壓力場實時高精度獲取方法，其特征在于：所述的步驟1中建立高精度頭錐型面及測壓孔結構模型及測壓模型具體包括：

測壓孔位于頭錐尖及錐面象限線上，其中，錐面上的8個測壓孔相對于軸線嚴格對稱分布，周向位置偏差小于10′；

第一排錐面測壓孔距尖端的距離L，與尖端倒角R滿足：L>17R；

每個測壓孔直徑小于2.0mm；

錐面及測壓孔光滑，粗糙度不大于0.8；

頭錐型面結構采用高溫合金鋼或陶瓷材料，保證頭錐外型面及測壓孔在飛行力熱載荷下不變形；

測壓管路內徑小于2mm，測壓傳感器精度達到萬分之三。

3.根據權利要求1所述的一種錐型面氣動壓力場實時高精度獲取方法，其特征在于：所述的步驟2具體為：

利用CFD氣動仿真，在馬赫數Ma＝2.0、2.25、2.5、2.75、3.0、3.25、3.5、3.75、4.0，攻角＝0°、2°、4°、6°、8°、10°、12°的狀態下，獲得63個不同高度、馬赫數、攻角、側滑角狀態飛行器表面壓力場數據。

4.根據權利要求1所述的一種錐型面氣動壓力場實時高精度獲取方法，其特征在于：所述的步驟3具體為：

在馬赫數Ma＝2.0、2.25、2.5、3.0、3.5、4.0，攻角＝-8°、-6°、-4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°，側滑角＝0°、4°的狀態下，通過風洞試驗吹風獲得1：1頭錐型面及測壓孔高精度壓力數據。

5.根據權利要求1所述的一種錐型面氣動壓力場實時高精度獲取方法，其特征在于：所述的步驟4具體為：

利用公式cosη＝cosα·cosβ、sinβ＝sinη·sinφ、tgα＝cosφ·tgη，從有限狀態的CFD氣動仿真計算壓力數據和風洞吹風高精度測壓數據轉換獲得不同狀態高精度基準壓力數據庫，狀態包括：Ma＝2.0、2.25、2.5、2.75、3.0、3.25、3.5、3.75、4.0，側滑角＝-8°、-7°、-6°、-5°、-4°、-3°、-2°、-1°、0°、1°、2°、3°、4°、5°、6°、7°、8°，攻角＝-12°、-10°、-8°、-7°、-6°、-5°、-4°、-3°、-2°、-1°、0°、1°、2°、3°、4°、5°、6°、7°、8°、10°、12°，共3825個狀態，獲得基準壓力數據庫。