[发明专利]一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法

说明书

本发明公开了一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法，包括风洞试验基本状态数据修正、平尾安装角调整和风洞试验舵效数据修正。本发明结合国内现有风洞试验试验条件，通过气动弹性和流体力学分析手段，完成了对刚体外形风洞试验数据的修正。本发明方法能够为临近空间大展弦比柔性飞行器控制率设计及飞行仿真提供准确的气动数据，保证该飞行器能够在临近空间大变形的情况下稳定飞行。

技术领域

本发明涉及一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法，用于临近空间大展弦比柔性飞行器控制率设计及飞行仿真，属于空气动力学领域。

背景技术

随着科学理论、工程设计与制造技术的不断发展，超长的滞空能力成为现代无人机发展的一个重要方向，临近空间大展弦比柔性飞行器以太阳能无人机为典型代表，如欧洲的Zephyr、Heliplat、Solar Impulse，美国的Vulture、SolarEagle，国内的CH-T3、CH-T4等，其在总体上的首要设计目标是提高飞行器的巡航高度及实现飞行器的超长滞空能力，并以这两项性能为基础，达成包括侦察、通信、科研、预警等在内的诸多军、民用用途。

目前，国内外临近空间太阳能无人机多采用大展弦比机翼加单尾撑或双尾撑布局。此类无人机展弦比一般大于25，而且由于其柔性结构、低翼载等特点，在气动载荷的作用下，会发生明显的变形，其中机翼的变形尤为显著，翼尖最大弯曲变形可达半翼展的25％。随着变形的增加，无人机的结构动力学特性以及气动特性均发生较大的改变。

目前，国内的临近空间太阳能无人机风洞试验还是采用常规低速风洞缩比模型的试验方法。然而，常规低速风洞试验方法无法准确模拟太阳能无人机在受到气动载荷后气动特性，风洞试验结果与实际结果相差较大，无法为控制率设计及飞行仿真提供准确的气动数据。如何获得临近空间太阳能无人机气动特性，是亟待解决的技术问题。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法，为临近空间大展弦比柔性飞行器控制率设计及飞行仿真提供准确的气动数据。

本发明的技术解决方案是：一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法，包括如下步骤：

步骤一：利用气弹分析和数值模拟方法对风洞试验基本状态数据进行修正，得到修正后的飞行器横航向数据；

步骤二：利用气弹分析方法对风洞试验得到的平尾安装角进行调整；

步骤三：通过实验和气弹分析对风洞试验舵效数据进行修正，得到修正后的舵效数据。

所述步骤一的实现方法为：

(2.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的结构特性，利用气弹分析软件得到飞行器变形数据；

(2.2)通过流体力学分析软件分别对飞行器初始刚体外形和变形后的气弹外形进行CFD数值模拟，得到每组攻角和侧滑角下初始刚体外形和气弹外形的气动力与气动力矩；

(2.3)根据气动力与气动力矩，计算每个攻角下初始刚体外形和气弹外形的侧力系数侧滑角导数、滚转力矩系数侧滑角导数、偏航力矩系数侧滑角导数，并据此进一步计算变形前后的侧力系数侧滑角导数变化率K(c_z^β)、滚转力矩系数侧滑角导数变化率K(m_x^β)、偏航力矩系数侧滑角导数变化率K(m_y^β)；

(2.4)利用不同攻角下的K(c_z^β)、K(m_x^β)和K(m_y^β)对风洞试验数据中对应攻角下的横航向数据c_z，m_x，m_y进行修正，修正公式如下：