本发明涉及空气动力学试验领域，尤其涉及一种飞行器气动协调修正方法。
背景技术：
飞行器外表面气动压力分布是飞机飞行载荷设计的重要数据之一，其准确性将对飞行载荷的正确与否产生直接影响，进而影响到飞行器结构强度设计和校核的可靠度。因而如何获得飞行器准确的外表面压力分布，成为了飞行载荷设计中必须高度重视和解决的问题。
目前获取压力分布的方法主要为两种：
一是风洞测压实验。在风洞测压实验中，由于受飞行器缩比模型几何尺寸限制，太薄的位置和部件边缘难以布置测压孔，因而使得这些部位的压力分布只能用外推获得。由于风洞实验设备的固有特性(如测压点的总点数，测压管的压力传输延迟和衰减，标压和总压的脉动，风洞洞壁及实验模型支持系统的影响等)，使风洞测压实验数据积分结果与测力实验结果(用于解算运动方程)存在差异。
二是cfd计算。通过cfd计算，可以获得比较精细的压力分布，但载荷分析模型网格往往比cfd粗，从cfd计算网格插值到载荷分析模型网格会丢失一些精度。由于风洞试验比cfd结果具有更高的置信度，计算载荷过程中解算运动方程采用的气动力往往是风洞试验数据。这就导致载荷分析模型从压力分布积分得到的力和力矩与解算运动方程力和力矩结果有差异。因此在使用测压数据之前必须对其进行修正处理。
目前常用的修正方法有两种：
一是根据飞行器各部件的特点，假设一个相应的压力分布增量的修正形态，并利用相应部件测力结果，确定该部件压力分布增量修正形态的特征参数，并用该修正形态与实验数据进行叠加，使测压实验修正后的压力分布积分结果与该部件的测力实验结果相一致。但要完成上述修正工作，需要进行飞行器的部件测力风洞实验，这必然会增加飞行器研制的经济成本和时间周期。同时，这种修正方法还有赖于技术人员的经验积累，影响飞行载荷设计的可操作性和效率。
二是通过改变迎角和侧滑角来修正升力和侧向力，通过改变副翼、方向舵和升降舵来修正滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩，这个过程经过反复迭代直到从载荷模型得到的力和力矩与测力实验或cfd计算得到的力和力矩协调一致。这种方法的优点是效率相对于方法一有所提高，且成本较低，但其缺陷是完全靠舵偏变化带来的局部变化来修正全机力矩的不平衡会导致压力分布严重失真，从而影响飞行器各部件载荷的正确性；此外还可能会出现在大迎角、大侧滑角情况下无法通过改变迎角和侧滑角来改变升力系数大小的情况，从而使协调失败。这种方法多个环节需要嵌套的反复迭代，计算的效率也比较低，对计算资源要求高，对于大量计算任务来说也需要相当长的计算周期。
技术实现要素：
为了解决上述问题，本发明提出一种飞行器气动协调修正方法，包括以下步骤：
s1.用比例系数法修正升力系数：计算出测力实验得到的最大升力系数与测压实验数据积分得到的最大升力系数之比kl0，然后将测压实验数据中的每个压力系数乘以kl0，第一次修正结果c'pi＝kl0·cpi，此时测力实验结果和测压实验数据积分结果就具有相同的最大升力系数；
s2.固定升力系数修正侧向力系数：再将每个测压点的压力系数乘以一个无量纲系数ki，第二次修正结果c”pi＝ki·c'pi，使得积分后的升力系数和侧向力系数与测力实验结果相等；
s3.用增量法修正力矩系数：用第二次修正结果c”pi积分得到力矩mp'，此时力矩mp'与对应测力实验的力矩m的偏差，分别用各舵面的舵效来修正测压实验数据积分结果的力矩系数，则第三次修正结果c”'pi＝c”pi+δcp(δm)，其中δcp(δm)为偏舵状态相对于无舵偏时的压力增量分布；
s4.用增量法修正积累的插值误差：通过迎角、侧滑角和角速度统一消除上述步骤中产生的累积误差，最终修正结果cp修正＝c”'pi+δcp修正，其中δcp修正为修正差量。
进一步的，所述步骤s2中，设ki＝a|nzi|+b|nyi|+kl，其中a、b为待定系数，nyi为y方向法矢，nzi为z方向法矢，并有：
其中，kl和ky分别为升力系数和侧向力系数需要修正的比值，c'lp为c'pi积分得到的升力系数，c'yp为c'pi积分得到的侧向力系数，si为飞行器表面测压点的积分面积，sref为飞行器参考面积；
由于是固定升力系数修正侧向力系数，因此取kl＝1，再求出a、b，得到ki。
进一步的，所述步骤s3中，每一个舵偏状态δi对应一个压力分布cp(δi)，与无舵偏时的基准压力分布相减得到δcp(δi)，以及对应的舵效δm(δi)，综合各舵面的舵效得到关系δcp＝δcp(δm)。
进一步的，所述步骤s4中，令：
其中：x为广义变量，f为广义力，α为迎角，β为侧滑角，ωx,ωy,ωz分别为x，y，z方向的角速度，cl为升力系数，cy为侧向力系数，cl为滚转力矩系数，cm为俯仰力矩系数，cn为偏航力矩系数；
则用上一步积分得到的广义力f与测力实验得到的广义力作差得到δf＝(δcl,δcy,δcl,δcm,δcn)，且：
再令
且角速率最终依然以迎角和侧滑角的方式影响气动力，因此有：
其中ba为平均气动弦长；最后通过上式求出修正差量δcp修正。
本发明的有益效果在于：
1.本发明采用舵效的方式修正压力不会对压力实验数据积分结果产生大的影响，最后再通过角速度统一消除之前步骤中产生的累积误差，因此不用反复迭代运算，可以节约计算成本和大量时间；
2.与风洞部件测力实验相比，本发明的成本更低，效率更高，且不依赖技术人员的经验；
3.与改变迎角、侧滑角和舵偏的方法相比，本发明在修正力的时候使用的是缩放的方式，因此不会改变压力分布的整体形态。
具体实施方式
为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现说明本发明的具体实施方式。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明，即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。基于本发明的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的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。
本发明方法所需的数据至少包括：
i.迎角序列和侧滑角序列的测力数据；
ii.迎角序列和侧滑角序列的测压数据(迎角和侧滑角序列最好能和测力实验的序列一致)；
iii.迎角序列的舵偏测力测压数据；
iv.每个测压点的法矢和积分面积。
由于本发明方法的作用是利用纯数学方法将测压数据修正到测力数据上，并不会辨别数据的正确性，因此必须保证测力测压数据的正确性和可靠性。
具体实施例：
分别对飞行器在侧滑角为-15,-10,-5,0,5,10,15(单位：度)，且每个侧滑角对应一个迎角序列分别为：-4,-2,0,2,4,6,8,10,12(单位：度)时，进行测力和测压实验，可以得到阻力、升力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩和滚转力矩，以及每个状态对应的压力分布。
在对应的侧滑角序列和迎角序列下，分别进行副翼不同舵偏、升降舵不同舵偏、方向舵不同舵偏的测压实验。
以测力实验的数据为基准，修正全机测压分布(即认为测力数据可信，测压数据有误差)。在某个侧滑角的某个迎角下，首先得到测力数据的最大升力系数和测压积分最大升力系数之比kl0，然后将测压数据中的所有压力系数乘以这个系数kl0，得到的新数据积分的升力系数即和测力系数相等。
接下来用以下公式反求出侧向修正系数ki，将前一步中的压力系数乘以对应的修正系数ki，得到的新数据积分的侧向力系数和测力数据相等。
其中a、b为待定系数，nyi为y方向法矢，nzi为z方向法矢，kl和ky分别为升力系数和侧向力系数需要修正的比值，c'lp为c'pi积分得到的升力系数，c'yp为c'pi积分得到的侧向力系数，si为飞行器表面测压点的积分面积，sref为飞行器参考面积。由于是固定升力系数修正侧向力系数，因此取kl＝1，再求出a、b，得到ki。
之后对以上得到的压力系数积分得到三个力矩，分别和测力实验的三个力矩作差，此时得到的差量为待修正量。然后用舵偏测压数据和全机测压数据作差，得到偏舵状态下压力分布相对于无舵偏时的压力增量分布，并用这个压力增量分布来修正待修正量。
通过上述步骤的修正后还残留一些误差，这些误差全部通过角速度引起的压力分布增量来修正，令：
其中：x为广义变量，f为广义力，α为迎角，β为侧滑角，ωx,ωy,ωz分别为x，y，z方向的角速度，cl为升力系数，cy为侧向力系数，cl为滚转力矩系数，cm为俯仰力矩系数，cn为偏航力矩系数。
用上一步积分得到的广义力f与测力实验得到的广义力作差得到δf＝(δcl,δcy,δcl,δcm,δcn)，且：
再令
且角速率最终依然以迎角和侧滑角的方式影响气动力，因此有：
其中ba为平均气动弦长，最后通过上式求出修正差量δcp修正。
修正后得到的新压力分布的积分——升力系数、侧向力系数、俯仰力矩、偏航力矩、滚转力矩均和测力实验数据完全相等，修正完毕。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当理解本发明并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。