[发明专利]一种亚音速飞行器体上气压高度参数确定方法

摘要

一种亚音速飞行器体上气压高度参数确定方法，包括一套飞行器体上压力源的选取原则，用于压力源的选取定位；一套基于所选定压力源测得压力的数据处理方法，包括修正公式拟合及测量值回归计算方法，修正公式包括α、β修正及静压修正，回归计算方法为根据压力测量值迭代求出目标量的方法。试验结果表明，修正后的数据具有很高的还原度，结合回归计算方法可以得到精度较高的飞行器飞行姿态角及速度等目标量，为飞行器亚音速飞行状态测量提供了一种新方法。

主权项

一种亚音速飞行器体上气压高度参数确定方法，其特征在于步骤如下：(1)对亚音速飞行器进行气动特性数值计算，得到亚音速飞行器体表面的压力分布；(2)根据步骤(1)中计算得到的压力分布结果，在飞行器体上选择攻角α的测压点、侧滑角β的测压点、总压源以及静压源的位置；(3)加工所述亚音速飞行器的缩比模型，对步骤(2)中选取的攻角α的测压点、侧滑角β的测压点、总压源以及静压源进行测压风洞试验，得到攻角α角度压力点、侧滑角β角度压力点、总压源和静压源的压力系数试验数据；(4)将步骤(3)得到的试验数据进行飞行参数修正公式拟合；(5)对步骤(4)得到的飞行参数修正公式的拟合结果进行相关性计算，根据各干扰项的偏相关系数进一步筛选干扰项，偏相关系数小于0.2的干扰项舍弃，得到各修正公式的复相关系数；(6)对步骤(5)得到的所述各修正公式的复相关系数进行判断，如果复相关系数的精度大于99％，则保留该复相关系数对应的修正公式，之后进入步骤(7)，否则返回步骤(4)；(7)如果保留的修正公式大于1个，则选取复相关系数的精度最高的修正公式，并装订到所述亚音速飞行器的计算机中，之后进入步骤(8)；如果保留的修正公式为1个，则直接装订到所述亚音速飞行器的计算机中，之后进入步骤(8)；(8)进行飞行试验或风洞验证试验，得到静压源压力和总压源压力数据，解算出马赫数，并将该马赫数带入步骤(7)中确定的修正公式计算得到攻角α、侧滑角β、飞行高度以及静压源修正系数，视为一次计算值；(9)根据步骤(8)中得到的攻角α、侧滑角β、飞行高度以及静压源修正系数的一次计算值再次解算出马赫数，并带入步骤(7)中确定的修正公式解算得到迭代后的攻角α、侧滑角β、飞行高度以及静压源修正系数的目标值即为二次迭代值；(10)将步骤(9)中二次迭代后的目标值与一次计算值进行误差分析，如果误差满足条件A或者条件B，则回归算法固化为一次迭代；否则返回步骤(9)继续进行下一级迭代直至误差满足要求，届时完成的迭代次数即为回归算法的迭代级数，将该迭代级数装订到所述亚音速飞行器的计算机中，之后进入步骤(11)；条件A：平均标准偏差马赫数小于0.01、攻角和侧滑角均小于0.1度、飞行高度小于10米；条件B：误差变化量在5％以内；(11)将所述步骤(2)中确定的攻角α的测压点、侧滑角β的测压点、总压源以及静压源的位置布置在真实亚音速飞行器上，重复执行步骤(8)‑(9)，直到达到装订的迭代级数，所述亚音速飞行器的计算机实时解算出真实亚音速飞行器的气压高度参数，所述气压高度参数包括马赫数、攻角、侧滑角和飞行高度。