[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

摘要

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。

主权项

1.一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法，其特征在于包括如下步骤：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；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：c_z′＝c_z·K(c_z^β)m_x′＝m_x·K(m_x^β)m_y′＝m_y·K(m_y^β)其中c_z′，m_x′，m_y′为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。