本发明涉及计算流体力学
技术领域：
，尤其是涉及一种轴对称飞行器的计算流体力学气动数据处理方法。
背景技术：
：外形设计初期，需要通过数据计算来判定外形是否合理，即计算飞行器在不同飞行状态下的气动力/力矩，所涉及的领域即流体力学，其实现过程是前处理、求解器、后处理。前处理是指完成计算对象的建模，生成网格；求解器是指求解控制方程组的相关设置；后处理是指对计算结果进行显示、输出。其结果是提供飞行器在不同状态下的气动力/力矩系数。飞行器的飞行状态主要由舵偏角、马赫数、攻角、侧滑角确定。要理解上述参数的含义，首先要悉知两个坐标系的定义，分别是飞行器坐标系ox1y1z1和速度坐标系ox3y3z3。飞行器坐标系，坐标系的原点o取在飞行器的质心上(此处把质心当做惯性中心)；ox1轴与飞行器纵轴重合，指向头部为正；oy1轴位于飞行器纵向对称面内与ox1轴垂直，指向上为正；oz1轴垂直于ox1y1平面，方向按右手直角坐标系确定。速度坐标系，坐标系的原点o取在飞行器的质心上；ox3轴与飞行器质心的速度矢量v重合；oy3轴位于飞行器纵向对称面内与ox3轴垂直，指向上为正；oz3轴垂直于ox3y3平面，其方向按右手直角坐标系确定。攻角α：飞行器质心的速度矢量v(即ox3轴)在飞行器纵向对称面ox1y1上的投影与ox1轴之间的夹角。若ox1轴位于v的投影线的上方(即产生正升力)时，攻角α为正；反之为负。侧滑角β：速度矢量与纵向对称面之间的夹角。沿飞行方向观察，若来流从右侧流向弹体(即产生负侧向力)，则所对应的侧滑角β为正；反之为负。舵偏角δz：通常指翼面的偏转角度，翼面的后缘向下，前缘向上，表示正舵偏角；反之为负。技术实现要素：本发明要解决的在技术问题是：提供一种轴对称飞行器的计算流体力学气动数据处理方法，在飞行器初期设计阶段进行气动计算时，在不影响全状态数据使用的前提下，减少飞行状态的计算量。为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：一种轴对称飞行器的计算流体力学气动数据处理方法，是首先确定飞行器的飞行状态，飞行器的飞行状态由舵偏角、马赫数、攻角和侧滑角确定，通常舵偏角、攻角、侧滑角的取值成对出现，且互为相反数；其次根据飞行器飞行状态具有的对称性，扩展出相反飞行状态的气动参数；其步骤如下：飞行器的飞行状态由舵偏角、马赫数、攻角、侧滑角确定，其全状态按照排列组合的方法表示如下：舵偏角δz，索引数组[-40，-20，0，20，40]；马赫数ma，索引数组[0.2，0.5,0.8,1.0,1.2,1.5,2.0,2.5]；攻角α，索引数组[-20，-10，0，10,20]；侧滑角β，索引数组[-20，-10，0，10,20]；飞行器的全状态共有5×8×5×5＝1000个，使用扩展法能减少计算状态，舵偏角和侧滑角的取值需计算取正值的状态，计算状态如下：舵偏角δz，索引数组[0，20，40]；马赫数ma，索引数组[0.2，0.5,0.8,1.0,1.2,1.5,2.0,2.5]；攻角α[-20，-10，0，10,20]；侧滑角β[0，10,20]；飞行器的计算状态有3×8×5×3＝360个，在计算这360个飞行状态气动数据的基础上，用扩展法获取全状态：1000个状态的气动数据；气动数据指六分量气动力/力矩系数，分别是轴向力系数ca、横向力系数cy、法向力系数cn、俯仰力矩系数cmm、偏航力矩系数cmn和滚转力矩系数cml，飞行器的计算状态与飞行全状态的区别在于侧滑角和舵偏角的不同，故扩展的第一步是先扩展出侧滑角的全状态，扩展侧滑角，需要保证舵偏角、马赫数、攻角的状态一致，当侧滑角的取值互为相反数时，对应的六分量气动力/力矩系数按照下述规律进行变化，六分量气动力/力矩系数变化规律：舵偏角δz相同，马赫数ma相同，攻角α相同，β为x/-x，轴向力系数ca不变，横向力系数cy取反，法向力系数cn不变，俯仰力矩系数cmm不变，偏航力矩系数cmn取反，滚转力矩系数cml对称；其中δz、ma和α相同表示舵偏角、马赫数和攻角取值相同，β的取值表示一对相反数；ca、cn和cmm不变：表示在舵偏角、马赫数和攻角一致的条件下，已知侧滑角的取值为x，当侧滑角取相反数，即-x时，对应的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数均保持不变；对应上述索引数组，在舵偏角、马赫数和攻角取相同值时，侧滑角取值10与-10，或20与-20时，轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数均相等，保持不变；cy和cmn取反：表示在舵偏角、马赫数和攻角一致的条件下，已知侧滑角的取值为x，当侧滑角取相反数，即-x时，对应的横向力系数和偏航力矩系数的取值也互为相反数；对应上述索引数组，在舵偏角、马赫数和攻角取相同值时，侧滑角取值10或20产生的横向力系数和偏航力矩系数与侧滑角取值-10或-20产生的横向力系数和偏航力矩系数互为相反数；cml对称：表示在舵偏角、马赫数和攻角一致的条件下，侧滑角的取值为x时的滚转力矩系数与侧滑角取相反数，即取值-x时的滚转力矩系数关于侧滑为0时的滚转力矩系数对称；对应上述索引数组，侧滑角取值10或20的滚转力矩系数与侧滑角取值-10或-20的滚转力矩系数关于侧滑角取0的滚转力矩系数对称；假设在相同舵偏角(0),相同马赫数(0.2),相同攻角(10)条件下,在已知部分侧滑角(0、10、20)飞行状态的气动数据基础上，能扩展出侧滑角-20、-10飞行状态的气动数据；扩展的第二步即扩展舵偏角的全状态，首先应保证马赫数的一致性，其次，攻角和侧滑角的取值均互为相反数；当舵偏角的取值互为相反数时，对应的六分量气动力/力矩系数按照下述规律进行变化，六分量气动力/力矩系数变化规律为：ma相同表示马赫数取值一致，即保持同一马赫数状态；互为相反数表示已知气动数据的飞行状态：舵偏角、攻角、侧滑角与要扩展的飞行状态的舵偏角、攻角和侧滑角取值均互为相反数；相等：表示在马赫数取值一致，攻角和侧滑角的取值互为相反数的条件下，舵偏角的取值为x时的轴向力系数与舵偏角取相反数即取值-x时的轴向力系数相等；对应上述索引数组，舵偏角取值10或20的轴向力系数与舵偏角取值-10或-20的轴向力系数相等；相反：表示在马赫数取值一致，攻角和侧滑角的取值互为相反数的条件下，舵偏角的取值为x时的横向力系数与舵偏角取相反数即取值-x时的横向力系数相反。对应上述索引数组，舵偏角取值10(或20)的横向力系数与舵偏角取值-10(或-20)的横向力系数相反；同理，对于法向力系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数同样符合上述扩展规律。假设在相同马赫数(0.2),相同攻角(10、-10)，相同侧滑角(-10、10)条件下,在已知部分舵片角(0、10、20)飞行状态的气动数据基础上，可扩展出舵偏角(-20、-10)飞行状态的气动数据。由于采用如上所述的技术方案，本发明具有如下优越性：一种轴对称飞行器的计算流体力学气动数据处理方法，是首先确定飞行器的飞行状态，飞行器的飞行状态由舵偏角、马赫数、攻角和侧滑角确定，通常舵偏角、攻角、侧滑角的取值成对出现，且互为相反数；其次根据飞行器飞行状态具有的对称性，扩展出相反飞行状态的气动参数；本发明通过飞行器在部分飞行状态下的气动参数：六分量气动力/力矩系数，分别是轴向力系数、法向力系数、横向力系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数，并且根据飞行器飞行状态具有的对称性，扩展出相反飞行状态的气动参数；根据对称性特点，可扩展出相反飞行状态下的气动数据，从而减少计算状态，节约成本和时间，提高气动计算效率。附图说明图1本发明飞行器的飞行状态结构示意图。具体实施方式如图1所示，一种轴对称飞行器的计算流体力学气动数据处理方法，是首先确定飞行器的飞行状态，飞行器的飞行状态主要由舵偏角、马赫数、攻角和侧滑角确定，通常舵偏角、攻角、侧滑角的取值成对出现，且互为相反数；其次需要计算部分飞行状态的气动数据，与之相反的飞行状态气动数据，可在已知气动数据基础上用扩展法获取。飞行器的飞行状态由舵偏角、马赫数、攻角、侧滑角确定，其全状态按照排列组合的方法表示如下表1所示。表1飞行全状态索引数组名称符号索引数组舵偏角δz[-40，-20，0，20，40]马赫数ma[0.2，0.5,0.8,1.0,1.2,1.5,2.0,2.5]攻角α[-20，-10，0，10,20]侧滑角β[-20，-10，0，10,20]备注：表中数据仅是为了清晰表述数据处理方法而提供的。由上表数据可得，飞行器的全状态共有5×8×5×5＝1000个，使用扩展法可减少计算状态，舵偏角和侧滑角的取值只需计算取正值的状态，计算状态如下表2所示。表2计算状态索引数组名称符号索引数组舵偏角δz[0，20，40]马赫数ma[0.2，0.5,0.8,1.0,1.2,1.5,2.0,2.5]攻角α[-20，-10，0，10,20]侧滑角β[0，10,20]由表2可知，飞行器的计算状态只有3×8×5×3＝360个，在计算这360个飞行状态气动数据的基础上，可用扩展法获取全状态(1000个状态)的气动数据，既不影响气动数据的使用，又减少计算量。气动数据主要指六分量气动力/力矩系数，分别是轴向力系数、横向力系数、法向力系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数和滚转力矩系数。六分量气动力/力矩系数的符号表示如表3所示。表3六分量气动力/力矩系数符号由表2和表3可知，飞行器的计算状态与飞行全状态的主要区别在于侧滑角和舵偏角的不同，故扩展的第一步是先扩展出侧滑角的全状态。扩展侧滑角，需要保证舵偏角、马赫数、攻角的状态一致，当侧滑角的取值互为相反数时，对应的六分量气动力/力矩系数按照下述规律进行变化，如表4所示。表4六分量气动力/力矩系数变化规律说明：1)δz、ma和α相同表示舵偏角、马赫数和攻角取值相同。2)β的取值表示一对相反数。3)ca、cn和cmm不变：表示在舵偏角、马赫数和攻角一致的条件下，已知侧滑角的取值为x，当侧滑角取相反数，即-x时，对应的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数均保持不变。对应上述索引数组，在舵偏角、马赫数和攻角取相同值时，侧滑角取值10与-10(或20与-20)时，轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数均相等，保持不变。4)cy和cmn取反：表示在舵偏角、马赫数和攻角一致的条件下，已知侧滑角的取值为x，当侧滑角取相反数，即-x时，对应的横向力系数和偏航力矩系数的取值也互为相反数。对应上述索引数组，在舵偏角、马赫数和攻角取相同值时，侧滑角取值10(或20)产生的横向力系数和偏航力矩系数与侧滑角取值-10(或-20)产生的横向力系数和偏航力矩系数互为相反数。5)cml对称：表示在舵偏角、马赫数和攻角一致的条件下，侧滑角的取值为x时的滚转力矩系数与侧滑角取相反数，即取值-x时的滚转力矩系数关于侧滑为0时的滚转力矩系数对称。对应上述索引数组，侧滑角取值10(或20)的滚转力矩系数与侧滑角取值-10(或-20)的滚转力矩系数关于侧滑角取0的滚转力矩系数对称。例如：侧滑角为10是对应的滚转力矩系数为a，侧滑角为0时的滚转力矩系数为b，那么侧滑角为-10时对应的滚转力矩系数为b-(a-b)＝2*b-a。假设在相同舵偏角(0),相同马赫数(0.2),相同攻角(10)条件下,已知0、10、20侧滑角下的气动数据，则扩展数据如下表5所示。表5气动数据备注：表中数据仅是为了清晰表述数据处理方法而提供的。小结：依据上述数据变化规律，在已知部分侧滑角(0、10、20)飞行状态的气动数据基础上，可扩展出侧滑角(-20、-10)飞行状态的气动数据。扩展的第二步即扩展舵偏角的全状态，首先应保证马赫数的一致性，其次，攻角和侧滑角的取值均互为相反数。当舵偏角的取值互为相反数时，对应的六分量气动力/力矩系数按照下述规律进行变化，如表6所示。表6六分量气动力/力矩系数变化规律说明：1)ma相同表示马赫数取值一致，即保持同一马赫数状态。2)互为相反数表示已知气动数据的飞行状态(舵偏角、攻角、侧滑角)与要扩展的飞行状态的舵偏角、攻角和侧滑角取值均互为相反数。6)相等：表示在马赫数取值一致，攻角和侧滑角的取值互为相反数的条件下，舵偏角的取值为x时的轴向力系数与舵偏角取相反数即取值-x时的轴向力系数相等。对应上述索引数组，舵偏角取值10(或20)的轴向力系数与舵偏角取值-10(或-20)的轴向力系数相等。例如：舵偏角为10(或20)时对应的轴向力系数为a，则舵偏角取值-10(或-20)时的轴向力系数也为a。同理，对于滚转力矩系数同样符合上述扩展规律。7)相反：表示在马赫数取值一致，攻角和侧滑角的取值互为相反数的条件下，舵偏角的取值为x时的横向力系数与舵偏角取相反数即取值-x时的横向力系数相反。对应上述索引数组，舵偏角取值10(或20)的横向力系数与舵偏角取值-10(或-20)的横向力系数相反。例如：舵偏角为10(或20)时对应的横向力系数为a，则舵偏角取值-10(或-20)时的轴向力系数为-a。同理，对于法向力系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数同样符合上述扩展规律。假设在相同马赫数(0.2),相同攻角(10、-10)，相同侧滑角(-10、10)条件下,已知10舵偏角下的气动数据，则扩展数据如下表7所示。表7气动数据备注：表中数据仅是为了清晰表述数据处理方法而提供的。小结：依据上述数据变化规律，在已知部分舵片角(0、10、20)飞行状态的气动数据基础上，可扩展出舵偏角(-20、-10)飞行状态的气动数据。(简称cfd数据)以上所述，仅是本发明的较佳实用实施例而已，并非对发明做任何形式上的限定，任何熟悉本专业的技术人员可能利用上述揭示的技术方案加以变更或修饰为等同变化的等效实施实例，但是凡是未脱离本发明技术方案内容，依据本发明的技术实质对上述实施实例所做的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属本发明技术方案的范围内。当前第1页12