[發明專利]一種適用于旋成體外形的來流參數確定方法

有效

• 申請號: 201611260976.8
• 申請日: 2016-12-30
• 公開（公告）號: CN106844896B
• 公開（公告）日: 2020-07-14
• 發明（設計）人: 豆國輝;陳廣強
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 龐靜

1.一種適用于旋成體外形的來流參數確定方法，其特征在于通過下述方式實現：

(1)建立適用于旋成體外形的表面壓力近似模型：

首先，確定表面壓力計算公式，將表面壓力表示為來流動壓q_c與壓力系數C_pi的乘積與來流靜壓p_∞的加和；

然后，采用多項式的形式表達所述的壓力系數C_pi，多項式因子為飛行攻角α、側滑角β和來流壓力比R；

最后，通過每個表面測點在多組狀態下的壓力數值進行擬合或者回歸或者最小二乘法，得到上述多項式中的系數，得到每個表面測點對應的表面壓力近似模型；

(2)獲取飛行試驗中的旋成體表面測點壓力，根據表面測點壓力結合上述近似模型進行反算，得到多項式因子，進而得到來流參數；

多項式的階數至少4階；

當表面測點位于旋成體的頂點、機體縱向和橫向平面內時，所述的多項式表達形式簡化對應的側滑角和或攻角的奇次項，只保留側滑角和或攻角其偶次項；

當多項式為5階時，多項式形式如下：

f(α,β,R)＝a₀+a₁α+a₂β+a₃R+a₄α²+a₅β²+a₆R²+a₇αβ+a₈αR+a₉βR+a₁₀α³+a₁₁β³+a₁₂R³+a₁₃α²β+a₁₄αβ²+a₁₅α²R+a₁₆αR²+a₁₇β²R+a₁₈βR²+a₁₉αβR+a₂₀α⁴+a₂₁β⁴+a₂₂R⁴+a₂₃α³β+a₂₄α²β²+a₂₅αβ³+a₂₆α³R+a₂₇α²R²+a₂₈αR³+a₂₉β³R+a₃₀β²R²+a₃₁βR³+a₃₂α²βR+a₃₃αβ²R+a₃₄αβR²+a₃₅α⁵+a₃₆β⁵+a₃₆R⁵+a₃₇α⁴β+a₃₈α³β²+a₃₉α²β³+a₄₀αβ⁴+a₄₁α⁴R+a₄₂α³R²+a₄₃α²R³+a₄₄αR⁴+a₄₅β⁴R+a₄₆β³R²+a₄₆β²R³+a₄₇βR⁴+a₄₈α³βR+a₄₉αβ³R+a₅₀αβR³+a₅₁α²β²R+a₅₂α²βR²+a₅₃αβ²R²

式中，a₀～a₅₃為多項式中的系數；

當表面測點位于旋成體頂點時，多項式形式如下：

f₁(α,β,R)＝a₀+a₃R+a₄α²+a₅β²+a₆R²+a₁₂R³+a₁₅α²R+a₁₇β²R+a₂₀α⁴+a₂₁β⁴+a₂₂R⁴+a₂₄α²β²+a₂₇α²R²+a₃₀β²R²+a₃₆R⁵+a₄₁α⁴R+a₄₃α²R³+a₄₅β⁴R+a₄₆β²R³+a₅₁α²β²R

當表面測點位于旋成體的縱向平面時，多項式形式如下：

f₂(α,β,R)＝a₀+a₁α+a₃R+a₄α²+a₅β²+a₆R²+a₈αR+a₁₀α³+a₁₂R³+a₁₄αβ²+a₁₅α²R+a₁₆αR²+a₁₇β²R+a₂₀α⁴+a₂₁β⁴+a₂₂R⁴+a₂₄α²β²+a₂₆α³R+a₂₇α²R²+a₂₈αR³+a₃₀β²R²+a₃₃αβ²R+a₃₅α⁵+a₃₆R⁵+a₃₈α³β²+a₄₀αβ⁴+a₄₁α⁴R+a₄₂α³R²+a₄₃α²R³+a₄₄αR⁴+a₄₅β⁴R+a₄₆β²R³+a₅₁α²β²R+a₅₃αβ²R²

當表面測點位于旋成體的橫向平面時，多項式形式如下：

f₃(α,β,R)＝a₀+a₂β+a₃R+a₄α²+a₅β²+a₆R²+a₉βR+a₁₁β³+a₁₂R³+a₁₃α²β+a₁₅α²R+a₁₇β²R+a₁₈βR²+a₂₀α⁴+a₂₁β⁴+a₂₂R⁴+a₂₄α²β²+a₂₇α²R²+a₂₉β³R+a₃₀β²R²+a₃₁βR³+a₃₂α²βR+a₃₆β⁵+a₃₆R⁵+a₃₇α⁴β+a₃₉α²β³+a₄₁α⁴R+a₄₃α²R³+a₄₅β⁴R+a₄₆β³R²+a₄₆β²R³+a₄₇βR⁴+a₅₁α²β²R+a₅₂α²βR²。