[發(fā)明專利]非定常氣動力計(jì)算精度評估及修正方法

在審

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• 申請日: 2022-02-10
• 公開（公告）號: CN114611420A
• 公開（公告）日: 2022-06-10
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 鄒蕊璐;高勇;劉炳東;曹杰
• 申請（專利權(quán)）人: 北京機(jī)電工程研究所
• 主分類號: G06F30/28
• 分類號: G06F30/28;G06F30/15;G06F30/23;G06F113/08;G06F119/14
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1.一種非定常氣動力計(jì)算精度評估及修正方法，其特征在于，所述非定常氣動力計(jì)算精度評估及修正方法包括：

建立全飛行器動力學(xué)模型和全飛行器氣動力網(wǎng)格模型；

基于所述全飛行器動力學(xué)模型，構(gòu)建飛行器在俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)三通道的飛行器轉(zhuǎn)動剛體模態(tài)振型和操縱面偏轉(zhuǎn)剛體模態(tài)振型；

將三通道的所述飛行器轉(zhuǎn)動剛體模態(tài)振型和所述操縱面偏轉(zhuǎn)剛體模態(tài)振型插值到所述全飛行器氣動力網(wǎng)格模型中；

基于插值后的所述全飛行器氣動力網(wǎng)格模型，利用頻域非定常氣動力求解方法計(jì)算獲取飛行器的各個通道的非定常氣動力；

根據(jù)各個所述通道的非定常氣動力計(jì)算獲取各個通道的非定常氣動力矩；

基于操縱面測力風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，計(jì)算獲取各個通道下操縱面單位角度偏轉(zhuǎn)提供給飛行器的控制力，根據(jù)各個通道下操縱面單位角度偏轉(zhuǎn)提供給飛行器的控制力計(jì)算獲取各個通道的控制力矩；

根據(jù)各個通道的非定常氣動力矩和各個通道的控制力矩計(jì)算獲取各個通道的非定常氣動力精度評估值；

將各個通道的所述非定常氣動力精度評估值分別與設(shè)定的對應(yīng)通道的氣動力精度評估閾值范圍進(jìn)行比較，當(dāng)任一通道的所述非定常氣動力精度評估值超出設(shè)定的對應(yīng)通道的氣動力精度評估閾值范圍時，調(diào)整所述全飛行器氣動力網(wǎng)格模型，重復(fù)上述過程，直至任一通道的所述非定常氣動力精度評估值均處于設(shè)定的對應(yīng)通道的氣動力精度評估閾值范圍內(nèi)，完成非定常氣動力計(jì)算精度評估及修正。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的非定常氣動力計(jì)算精度評估及修正方法，其特征在于，在將三通道的所述飛行器轉(zhuǎn)動剛體模態(tài)振型和所述操縱面偏轉(zhuǎn)剛體模態(tài)振型插值到所述全飛行器氣動力網(wǎng)格模型中之后，所述非定常氣動力計(jì)算精度評估及修正方法還包括：對插值后的所述全飛行器氣動力網(wǎng)格模型的模態(tài)振型與插值前的模態(tài)振型相比對，當(dāng)插值前后的所述模態(tài)振型之間的差值小于預(yù)設(shè)差值時，調(diào)整插值節(jié)點(diǎn)，重復(fù)上述過程，直至插值前后的所述模態(tài)振型之間的差值小于預(yù)設(shè)差值。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的非定常氣動力計(jì)算精度評估及修正方法，其特征在于，構(gòu)建飛行器在俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)三通道的操縱面偏轉(zhuǎn)剛體模態(tài)振型具體包括：根據(jù)俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)三通道的操縱面控制定義，構(gòu)建飛行器在俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)三通道的操縱面偏轉(zhuǎn)剛體模態(tài)振型。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的非定常氣動力計(jì)算精度評估及修正方法，其特征在于，當(dāng)飛行彈道為亞聲速飛行器的飛行彈道時，選用偶極子網(wǎng)格法作為頻域非定常氣動力求解方法；當(dāng)飛行彈道為低超聲速飛行器的飛行彈道時，選用諧波梯度法或當(dāng)?shù)亓骰钊碚撟鳛轭l域非定常氣動力求解方法；當(dāng)飛行彈道為高速飛行器的飛行彈道時，選用統(tǒng)一升力面理論、Van Dyke二階活塞理論或牛頓沖擊理論作為頻域非定常氣動力求解方法。

5.根據(jù)權(quán)利要求1至4中任一項(xiàng)所述的非定常氣動力計(jì)算精度評估及修正方法，其特征在于，各個通道的非定常氣動力矩M'可根據(jù)M'＝q_DQ_qδδ計(jì)算獲取，其中，q_D為基于飛行彈道典型狀態(tài)點(diǎn)的動壓，Q_qδ為任一通道全飛行器剛體模態(tài)振型與操縱面偏轉(zhuǎn)剛體模態(tài)氣動力的交叉項(xiàng)，δ為任一通道的偏轉(zhuǎn)角度。

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的非定常氣動力計(jì)算精度評估及修正方法，其特征在于，所述任一通道全飛行器剛體模態(tài)振型與操縱面偏轉(zhuǎn)剛體模態(tài)氣動力的交叉項(xiàng)Q_qδ可根據(jù)計(jì)算獲取，其中，Q為減縮頻率k＝0下的非定常氣動力影響系數(shù)矩陣，Q_qq為任一通道全飛行器剛體模態(tài)振型與氣動力的自交項(xiàng)，Q_δδ為任一通道操縱面偏轉(zhuǎn)剛體模態(tài)振型與氣動力的自交項(xiàng)，Q_δq為任一通道操縱面偏轉(zhuǎn)剛體模態(tài)振型與全飛行器剛體模態(tài)氣動力的交叉項(xiàng)。

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的非定常氣動力計(jì)算精度評估及修正方法，其特征在于，所述飛行器的控制力R可根據(jù)R＝q_DS_refc計(jì)算獲取，其中，q_D為基于飛行彈道典型狀態(tài)點(diǎn)的動壓，S_ref為操縱面參考面積，c為舵效。