基于工程面元法的弹性气动数据精确获取方法与流程
本发明涉及飞行器气动弹性技术领域，尤其涉及一种基于工程面元法的弹性气动数据精确获取方法。
背景技术：
气动数据是评估飞行器飞行性能和操稳性能的重要依据之一。传统飞行器设计，气动数据主要来源为风洞测力试验，试验模型通常采用钢材加工。一般认为钢的材质较刚硬，在气动载荷下试验件变形较小，因此风洞单位的测量数据通常不做修改，直接用于飞行器设计。
随着飞行器设计朝着轻质化、大柔性发展，轻质大展弦比翼面的弹性变形已不可避免，因此传统飞行器设计，认为弹性变形对飞行器气动性能影响较小的设计思路，已经不能满足现代先进飞行器设计需求。而风洞试验获取的风洞气动性能与飞行气动性能不同，两者的差异主要受两方面因素的影响：一是风洞模型吹风变形对气动性能测量结果的影响，二是模型飞行时的真实变形对气动性能的影响。基于上述因素，风洞试验直接获取的变形数据无法直接用于飞行器设计，因此如何获取飞行状态的真实弹性变形气动数据成为亟待解决的问题。
技术实现要素：
本发明的目的在于克服现有技术中存在的不足，提供了一种基于工程面元法的弹性气动数据精确获取方法，该方法包括以下步骤：
步骤1、建立飞行器的风洞模型和真实模型；
步骤2、针对所述风洞模型和真实模型开展气动弹性性能评估，当根据评估结果判定基于所述风洞模型和真实模型的弹性气动数据均需要修正时，则进入步骤3；
步骤3、进行第一次弹性修正，包括：
基于所述风洞模型，利用风洞试验测量得到所述风洞模型的气动力系数；
采用工程面元法计算所述风洞模型变形前后的气动力系数变化量；
将所述风洞变形数据与气动力系数变化量相减，得到第一气动数据；
步骤4、进行第二次弹性修正，包括：
采用工程面元法计算真实模型变形前后的气动力系数变化量；
将所述真实模型的变形前后的气动力系数变化量与所述第一气动数据叠加即得。
进一步地，所述步骤2中，针对所述风洞模型开展气动弹性性能评估包括：
针对所述风洞模型，开展不同马赫数、攻角、侧滑角耦合下的极限动压状态气动弹性性能评估。
进一步地，所述步骤2中，针对所述真实模型开展气动弹性性能评估包括：针对所述真实模型，开展典型弹道条件及拉偏弹道条件下的气动弹性性能评估。
进一步地，所述针对风洞模型和真实模型的气动弹性性能评估的评估结果均包括：获取气动力系数的气动弹性修正量和舵效弹性修正量；并且当两者的评估结果均至少满足下述设定条件之一时，则判定两者的弹性气动数据均需要修正：
一)气动力系数的气动弹性修正量大于10％；二)舵效弹性修正量大于15％。
进一步地，所述利用风洞试验测量得到的气动力系数包括不同马赫数、攻角、侧滑角和舵偏角下的纵横向耦合气动系数和舵效气动系数。
进一步地，所述纵横向耦合气动系数和舵效气动系数分别包括：升力系数、侧向力系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数。
进一步地，所述步骤3和4中，基于工程面元法获取变形前后气动系数变化量时，包括：
基于工程面元法获取所有计算状态的气动导数修正系数，包括：a)针对纵向气动力，需要提取
将得到的所述气动导数修正系数转化为变形前后气动系数变化量，其中，基于工程面元法的纵横向耦合弹性气动系数修正转换公式如公式(1)所示，基于工程面元法的舵效弹性气动系数的修正转换公式如公式(2)所示：
式中：δcy、δcz、δmx、δmy、δmz—分别表示，弹性变形引起的升力系数、侧向力系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数的变化量；
ma、α、β、h、δx、δy、δz—分别表示，马赫数、攻角、侧滑角、高度、副翼偏角、方向舵偏角和俯仰舵偏角；
α0—刚性升力系数中cy＝0时，对应的攻角。
进一步地，当判断仅真实模型的评估结果至少满足所述设定条件之一时，则，所述弹性气动数据获取方法包括：
基于所述风洞模型，利用风洞试验测量得到所述风洞模型的气动力系数；
采用工程面元法计算真实模型变形前后的气动力系数变化量；
将所述真实模型的变形前后的气动力系数变化量与所述气动力系数叠加即得飞行弹性气动数据。
应用上述技术方案，提供一种基于工程面元法的弹性气动数据精确获取方法，确立了基于工程面元法开展气动数据弹性修正的判别原则和修正流程，建立了两步走的弹性气动数据精确修正方法，得到的飞行弹性气动数据的精度得以大幅度提升，可以有效提高现代先进飞行器的气动数据设计精度，为飞行器详细设计阶段提供数据支撑。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示出了根据本发明实施例提供的基于工程面元法的弹性气动数据精确获取方法的流程示意图；
图2示出了根据本发明实施例提供的两步修正前后的气动数据对比。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
正如背景技术所涉及，目前风洞试验直接获取的变形数据无法直接用于飞行器设计，如何获取飞行状态的真实弹性变形气动数据成为亟待解决的问题。基于该背景，本发明实施例提出一种基于工程面元法的弹性气动数据精确获取方法，以获取飞行状态的真实弹性变形气动数据，如下：
如图1所示，根据本发明实施例提供了一种基于工程面元法的弹性气动数据精确获取方法，该方法包括以下步骤：
步骤1、建立飞行器的风洞模型和真实模型；
步骤2、针对所述风洞模型和真实模型开展气动弹性性能评估，当根据评估结果判定基于所述风洞模型和真实模型的弹性气动数据均需要修正时，则进入步骤3；
步骤3、进行第一次弹性修正，包括：
基于所述风洞模型，利用风洞试验测量得到所述风洞模型的气动力系数；
采用工程面元法计算所述风洞模型变形前后的气动力系数变化量；
将所述风洞变形数据与气动力系数变化量相减，得到第一气动数据；
步骤4、进行第二次弹性修正，包括：
采用工程面元法计算真实模型变形前后的气动力系数变化量；
将所述真实模型的变形前后的气动力系数变化量与所述第一气动数据叠加即得。
其中，本领域技术人员应当理解，在获取风洞试验下的气动力系数时、以及步骤3和4中采用工程面元法获取气动力系数变化量时，所基于的条件(例如马赫数、攻角、侧滑角等)应当相对应。
应用本发明实施例的提供的弹性气动数据获取方法，能够精确获取弹性气动数据，其中，本发明实施例建立了两步走的弹性气动数据精确修正方法，一方面，随着飞行器设计朝着轻质化、大柔性发展，轻质大展弦比翼面的弹性变形已不可避免，因此风洞试验获取气动数据很可能不再是刚体数据，而该数据又不能直接用于飞行器设计(风洞试验获取的风洞气动性能与飞行气动性能不同)，当判断其需要修正时，提出第一次修正策略，得到风洞试验下的刚体数据即第一气动数据，并在此基础上，为得到飞行弹性气动数据，提出第二次修正策略，最终得到的飞行弹性气动数据的精度得以大幅度提升。
综上，本发明实施例确立了基于工程面元法开展气动数据弹性修正的判别原则和修正流程，建立了两步走的弹性气动数据精确修正方法，得到的飞行弹性气动数据的精度得以大幅度提升，可以有效提高现代先进飞行器的气动数据设计精度，为飞行器详细设计阶段提供数据支撑。可以有效提高现代先进飞行器的气动数据设计精度，为飞行器详细设计阶段提供数据支撑。
进一步地，作为本发明一种实施例，为了保证风洞模型评估结果的准确性，所述步骤2中，针对所述风洞模型开展气动弹性性能评估包括：针对所述风洞模型，开展不同马赫数、攻角、侧滑角耦合下的极限动压状态气动弹性性能评估。
本发明实施例中，评估的过程在于获取气动力系数的气动弹性修正量和舵效弹性修正量，具体的获取手段可采用本领域常规手段进行，在此不再详细赘述。
本发明实施例中，基于上述获取的气动力系数的气动弹性修正量和舵效弹性修正量来判断风洞试验得到的数据是否需要进行修正，若上述评估结果至少满足下述设定条件之一时，则判定弹性气动数据需要修正：
一)气动力系数的气动弹性修正量大于10％；二)舵效弹性修正量大于15％。
本发明实施例中，若根据评估结果判断风洞试验下的气动数据不需要修正，则直接以该风洞试验下的气动数据作为第一气动数据，重复步骤4即得飞行弹性气动数据。
进一步地，作为本发明一种实施例，为了保证真实模型评估结果的准确性，所述步骤2中，针对所述真实模型开展气动弹性性能评估包括：针对所述真实模型，开展典型弹道条件及拉偏弹道条件下的气动弹性性能评估。
本发明实施例中，评估的过程在于获取气动力系数的气动弹性修正量和舵效弹性修正量，具体的获取手段可采用本领域常规手段进行，在此不再详细赘述。
本发明实施例中，基于上述获取的气动力系数的气动弹性修正量和舵效弹性修正量来判断风洞试验得到的数据是否需要进行修正，若上述评估结果至少满足下述设定条件之一时，则判定弹性气动数据需要修正：
一)气动力系数的气动弹性修正量大于10％；二)舵效弹性修正量大于15％。
其中，根据实际情况，第二次修正是必须要进行的。
进一步地，作为本发明实施例，为了保证气动数据覆盖的更为全面，所述利用风洞试验测量得到的气动力系数包括不同马赫数、攻角、侧滑角和舵偏角下的纵横向耦合气动系数和舵效气动系数。
本发明实施例中，所述纵横向耦合气动系数和舵效气动系数分别包括五个分量：升力系数、侧向力系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数。
进一步地，为了获取变形前后气动系数变化量(对应也分别是五个分量)，所述步骤3和4中，基于工程面元法获取变形前后气动系数变化量时，包括：
基于工程面元法获取所有计算状态的气动导数修正系数，包括：a)针对纵向气动力，需要提取
将得到的所述气动导数修正系数转化为变形前后气动系数变化量，其中，基于工程面元法的纵横向耦合弹性气动系数修正转换公式如公式(1)所示，基于工程面元法的舵效弹性气动系数的修正转换公式如公式(2)所示：
式中：δcy、δcz、δmx、δmy、δmz—分别表示，弹性变形引起的升力系数、侧向力系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数的变化量；
ma、α、β、h、δx、δy、δz—分别表示，马赫数、攻角、侧滑角、高度、副翼偏角、方向舵偏角和俯仰舵偏角；
α0—刚性升力系数中cy＝0时，对应的攻角。
如图2所示，图2示出了根据本发明实施例提供的两步修正前后的气动数据对比结果，图2中示出了6中结果对比，其中，(1)升力系数；(2)俯仰力矩系数；(3)侧向力系数；(4)滚转力矩系数；(5)偏航力矩系数。对于升力系数cy和俯仰力矩系数mz，第一步修正可使气动力系数导数增大5％左右，第二步修正可使气动力系数导数下降12％左右；对于侧向力系数cz和偏航力矩系数my，第一步修正变化不大，第二步修正后气动力系数导数下降4％左右；对于滚转力矩系数mx，第一步修正可使气动力系数导数增大20％左右，第二步修正可使气动力系数导数下降70％左右，修正前后气动力系数差异很大。
综上所述，本发明实施例提供的一种基于工程面元法的弹性气动数据精确获取方法，通过：1)确定了开展气动数据弹性修正分析的条件和原则；2)、确定了基于面元法进行气动数据弹性修正的转换公式；以及3)、确定了先由风洞变形数据恢复至刚性气动数据，再由刚性气动数据转换到飞行弹性气动数据的两步走修正思路，得到的飞行弹性气动数据的精度得以大幅度提升，可以有效提高现代先进飞行器的气动数据设计精度，为飞行器详细设计阶段提供数据支撑。
为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
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