[發(fā)明專利]一種適用于低慢小飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行推力快速計(jì)算方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202110254795.9
• 申請(qǐng)日: 2021-03-09
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN113158330B
• 公開(kāi)（公告）日: 2023-06-13
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 楊順凱;喻峰;彭超;周福祥;郭曉濤;隨慶博
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 江南機(jī)電設(shè)計(jì)研究所
• 主分類號(hào): G06F30/15
• 分類號(hào): G06F30/15;G06F30/20;B64F5/00;G06F119/14
• 代理公司: 貴州派騰知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限公司 52114
• 代理人: 唐斌

本發(fā)明公開(kāi)了一種適用于低慢小飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行推力快速計(jì)算方法，該方法基于加速度計(jì)算方法，對(duì)飛行器的理論阻力進(jìn)行修正，用修正后的理論阻力代替實(shí)際理論阻力進(jìn)行推力計(jì)算，計(jì)算當(dāng)燃料耗盡推力為0時(shí)的實(shí)際阻力，以此時(shí)實(shí)際阻力與理論阻力的比值作為修正系數(shù)對(duì)之前的理論阻力進(jìn)行修正。本發(fā)明通過(guò)引入氣動(dòng)阻力修正系數(shù)α，以及飛行器質(zhì)量變化率與過(guò)載的函數(shù)關(guān)系，節(jié)約了計(jì)算時(shí)間成本，降低了對(duì)理論氣動(dòng)阻力準(zhǔn)確度的要求，并通過(guò)飛行實(shí)例驗(yàn)證，證明新提出的計(jì)算方法的有效性。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域，特別涉及適用于低慢小飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)飛行推力計(jì)算方法。

背景技術(shù)

發(fā)動(dòng)機(jī)推力是衡量發(fā)動(dòng)機(jī)是否正常工作的一個(gè)重要參數(shù)，通常情況下在飛行器飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)推力無(wú)法直接測(cè)量。尤其對(duì)于低慢小飛行器(飛行高度低、速度慢、體積小的飛行器)而言，受空間限制無(wú)法在發(fā)動(dòng)機(jī)上安裝傳感器，飛行試驗(yàn)中難以直接測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)的任何參數(shù)，只能通過(guò)飛行器上其它的數(shù)據(jù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力進(jìn)行間接計(jì)算。

目前一般通過(guò)加速度計(jì)算法計(jì)算推力，計(jì)算原理為依據(jù)遙測(cè)過(guò)載數(shù)據(jù)結(jié)合氣動(dòng)阻力、飛行器質(zhì)量反算獲得，此方法需要準(zhǔn)確的氣動(dòng)阻力系數(shù)、質(zhì)量變化參數(shù)。而對(duì)于低慢小飛行器而言，其飛行時(shí)面臨低雷諾數(shù)下的空氣動(dòng)力學(xué)問(wèn)題，常規(guī)飛行器設(shè)計(jì)中所采用的許多成熟技術(shù)不能使用，氣動(dòng)阻力系數(shù)計(jì)算誤差相對(duì)較大；飛行器質(zhì)量變化主要是發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑燃燒消耗引起的，對(duì)于沒(méi)有任何監(jiān)測(cè)參數(shù)的發(fā)動(dòng)機(jī)，無(wú)法獲得推進(jìn)劑的質(zhì)量流率。這兩個(gè)問(wèn)題的存在會(huì)嚴(yán)重影響發(fā)動(dòng)機(jī)推力計(jì)算的準(zhǔn)確程度，因此，急需建立一種發(fā)動(dòng)機(jī)推力的計(jì)算方法，可以有效地解決上述問(wèn)題，快速、準(zhǔn)確的計(jì)算飛行推力，以滿足試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析的要求。

發(fā)明內(nèi)容

為解決上述問(wèn)題，本發(fā)明提供了一種適用于低慢小飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)飛行推力的快速計(jì)算方法。該方法針對(duì)傳統(tǒng)的加速度計(jì)算法，通過(guò)①引入修正系數(shù)α以及被動(dòng)段的推力方程，降低對(duì)氣動(dòng)阻力系數(shù)準(zhǔn)確度的要求；②引入質(zhì)量流率與過(guò)載的關(guān)系函數(shù)，獲得發(fā)動(dòng)機(jī)工作期間飛行器質(zhì)量變化率，能夠有效的提高發(fā)動(dòng)機(jī)推力計(jì)算準(zhǔn)度，快速計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)推力。

一種適用于低慢小固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行推力計(jì)算方法：對(duì)飛行器的理論阻力進(jìn)行修正，用修正后的理論阻力代替實(shí)際理論阻力進(jìn)行推力計(jì)算。計(jì)算當(dāng)燃料耗盡推力為0時(shí)的實(shí)際阻力，以此時(shí)實(shí)際阻力與理論阻力的比值作為修正系數(shù)對(duì)之前的理論阻力進(jìn)行修正。

通過(guò)引入阻力修正系數(shù)α，通過(guò)計(jì)算α的值對(duì)理論計(jì)算阻力與飛試阻力的不一致性進(jìn)行糾偏，把固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力計(jì)算公式簡(jiǎn)化為如下公式：

其中，F(xiàn)為發(fā)動(dòng)機(jī)推力，P為飛行器理論阻力，t為飛行時(shí)間，α為阻力修正系數(shù)，nx為軸向過(guò)載，m為飛行器質(zhì)量，其值為飛行器空載質(zhì)量m空與裝藥質(zhì)量M之和，T為對(duì)應(yīng)溫度下發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間，各變量的單位均采用國(guó)際單位。

當(dāng)飛行時(shí)間t大于某一溫度下發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間T時(shí)，此時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力應(yīng)該為0，由此引入另一方程F＝0，即：

F＝∫_tn_x(t)dt·m_空+α∫_tPdt＝0，t＞T??(2)。

將裝藥量的變化M(t)改進(jìn)為過(guò)載變化n_x(t)的線性函數(shù)，由此可以解決裝藥量變化的影響因素，裝藥量與過(guò)載的理論關(guān)系式為：

M(t)＝k·n_x(t)，其中

式中：

k——比例系數(shù)，單位為kg·s/m。

飛行試驗(yàn)結(jié)束后獲取完整的遙測(cè)數(shù)據(jù)，給出氣動(dòng)阻力的理論計(jì)算結(jié)果，利用公式(2)計(jì)算α值，利用公式(3)計(jì)算裝藥質(zhì)量，利用公式(1)計(jì)算推力?F。

本發(fā)明有如下優(yōu)勢(shì)：