[发明专利]一种基于稳态锥动的飞行器俯仰阻尼力矩计算方法

说明书

本发明提出一种基于定常模拟的带翼飞行器俯仰阻尼力矩计算方法，其步骤为：第一步、待分析的确定飞行器的横向、纵向气动特性是否相同；第二步、确定全攻角σ的值；第三步、确定锥动速率的值；第四步、在固连于攻角平面的坐标系下进行流动控制方程的建立和求解；第五步、获取飞行器在锥形运动下的侧向力矩系数即面外力矩系数C_n；在第四步所述的计算收敛后；第六步、计算飞行器的俯仰阻尼力矩系数本发明用于各类型满足横向、纵向气动特性一致的飞行器外形的俯仰阻尼力矩系数计算。

技术领域

本发明涉及飞行器俯仰阻尼力矩技术领域，特别是一种基于稳态锥动的俯仰阻尼力矩系数计算方法。

背景技术

飞行器的俯仰阻尼特性对飞行器的气动设计具有重要意义。在飞行器的俯仰过程中，机体四周的流体会对飞行器的运动起阻碍作用，进而影响飞行器的运动状态。通过预估飞行器的俯仰阻尼力矩系数，可给出流体对飞行器俯仰运动的阻碍程度，从而为飞行器的轨迹规划和控制系统设计提供参照和依据。因此，俯仰阻尼力矩系数是飞行器设计过程中的重要参数。飞行器的俯仰阻尼力矩系数通常可通过实验、仿真及经验方法给出，经验方法给出的俯仰阻尼力矩系数精度较低，在较为精确的设计研究中需要通过实验及仿真方法给出较为准确的俯仰阻尼力矩系数。

目前的工程应用中获取俯仰阻尼力矩系数的方法主要有两种：一是风洞试验方法，二是基于数值仿真的计算模拟方法。

第一类风洞试验方法是较为传统的试验测量手段。通过监测风洞试验模型在受迫或自由俯仰振荡下的运动状态及力矩变化情况，可获取飞行器的俯仰阻尼力矩系数。风洞试验能够获得较为准确的飞行器俯仰阻尼力矩系数，但风洞试验的成本很高，试验流程复杂，周期较长，不适于在飞行器方案及初步设计阶段进行快速迭代设计。

第二类数值计算手段是指通过数值仿真模拟飞行器在俯仰运动状态下的绕流及气动力从而得到飞行器的俯仰阻尼力矩系数。相对于风洞试验方法，数值计算的成本较低，获取俯仰阻尼力矩系数的周期较短。因此数值计算方法是目前较为常用的飞行器俯仰阻尼力矩系数获取手段。但俯仰振荡下的飞行器绕流为非定常流动，在数值仿真过程中需要采用非定常方法。非定常计算方法一般基于进行时间推进，计算量大，且需要确定物理时间步长等参数，步骤繁琐，限制了数值方法对飞行器俯仰阻尼力矩系数的预估效率。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于稳态锥动(锥形运动)对飞行器俯仰阻尼力矩系数进行定常计算预估的模拟方法，解决使用计算流体力学(CFD)预估带翼飞行器俯仰阻尼力矩系数时计算量较大、过程复杂的问题。使用本发明的技术方案，可在降低一定预估精度的前提下，大幅度减小计算量，从而改善模拟效率。在对气动系数精度要求相对较低，但需要反复修改气动外形的飞行器方案设计阶段，采用本发明的计算方案，可以在保证一定精度的前提下，较快速地获得不同飞行器外形的俯仰阻尼力矩系数，从而提高飞行器气动外形的设计效率。

对此，本发明提出一种基于定常模拟的带翼飞行器俯仰阻尼力矩计算方法，其特征在于，其步骤为：

第一步、待分析的确定飞行器的横向、纵向气动特性是否相同，

如果是相同的则继续进行计算，如果不是相同的则结束计算；

第二步、确定全攻角σ的值，

确定模拟计算时飞行器纵轴与来流失量所成的角度，即全攻角σ的值；当全攻角σ足够小时，σ的值不影响俯仰阻尼力矩系数的预估结果，计算不同σ下的俯仰阻尼力矩系数，选取一个对俯仰阻尼力矩系数无明显影响的σ值作为获取俯仰阻尼力矩系数使用的全攻角。

第三步、确定锥动速率的值，

当的取值适当时，的改变不影响俯仰阻尼力矩系数的预估结果，通过计算不同下的俯仰阻尼力矩系数，选取一个对俯仰阻尼力矩系数无明显影响的值作为获取俯仰阻尼力矩系数使用的锥动速率；