[发明专利]一种基于锥面压力分布的超声速飞行来流参数解算方法

权利要求书

1.一种基于锥面压力分布的超声速飞行来流参数解算方法，其特征在于： 该方法具体包括如下步骤：

步骤1、建立锥型面测压布局模型；

步骤2、实时测量锥型面上测压孔的压力值；

步骤3、利用锥型面测压孔测量的压力值解算锥面当地攻角和侧滑角；

步骤4、利用锥面当地攻角及侧滑角解算测压孔入射角的正、余弦值，并结 合测压孔的测压值，获得飞行来流静压和马赫数；

步骤5、调用攻角气流修正角数据和侧滑角气流修正角数据分别求解实际攻 角和侧滑角，并输出飞行来流大气参数解算结果。

2.根据权利要求1所述的一种基于锥面压力分布的超声速飞行来流参数解 算方法，其特征在于：所述的步骤1中建立锥形面测压布局模型具体为：

在锥型面上分布有五个测压孔，其中，测压孔5位于头锥尖端用于测量超 声速来流激波后总压，测压孔1、2、3、4严格位于锥面同一截面的四个象限线 上，用来测量锥面静压。

3.根据权利要求1所述的一种基于锥面压力分布的超声速飞行来流参数解 算方法，其特征在于：所述的步骤2中，实时测量锥型面上测压孔的压力值的 具体要求为：在飞行过程中，实时测量测压孔1、2、3、4、5的压力值 p₁,p₂,p₃,p₄,p₅，且测量精度达到万分之五。

4.根据权利要求1所述的一种基于锥面压力分布的超声速飞行来流参数解 算方法，其特征在于：所述的步骤3包括：

步骤3.1、利用锥型面上的部分测压孔测量的压力值解算锥面当地攻角；

利用锥型面上的1、3、5三个测压孔测量的压力值p₁,p₃,p₅解算锥面当地攻 角α_e，解析式为：

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为对应测点位置数据。