一種模型自由飛試驗的氣動參數確定方法
2023-05-01 01:22:21
一種模型自由飛試驗的氣動參數確定方法
【專利摘要】一種模型自由飛試驗的氣動參數確定方法，用於模型自由飛試驗（包括風洞自由飛試驗、大氣自由飛試驗等）中，對在風洞中（或大氣中等）自由飛行的模型在平面運動的情況下，其質心在水平方向和豎直方向的線位移、模型俯仰角隨時間變化的拍攝記錄觀測值，採用時間多項式法進行擬合，從而獲得模型質心線位移、線速度、線加速度以及俯仰角位移、角速度、角加速度隨時間的變化規律，進而得到模型飛行中的阻力係數、升力係數以及俯仰力矩係數隨時間的變化規律。本發明拓展了模型自由飛試驗數據處理方法的應用條件和範圍，可以在較為廣泛的應用條件和範圍內實現對試驗記錄數據的處理，獲取模型的氣動參數和運動規律。
【專利說明】一種模型自由飛試驗的氣動參數確定方法【技術領域】
[0001]本發明提供了一種模型自由飛試驗的氣動參數確定方法，應用於平面運動情況下模型自由飛試驗氣動參數的確定，適用範圍包括風洞自由飛和大氣自由飛試驗等。
【背景技術】
[0002]在平面運動情況下，模型自由飛試驗記錄的數據為模型質心線位移及俯仰角位移一時間觀測值{Xi，ti}i=m {Υ?> til 1=1,2, -N Θ i，tj i=1，2，…N,通常米用參數微分法或二周期法的單自由度形式，以及升、阻力係數與攻角的關係式對記錄數據進行參數辨識，從而得到升、阻力係數和動、靜穩定導數等氣動參數。但在飛行器的氣動力規律與模式不太明確的情況下，如發動機尚未關車、或飛彈尚未完全脫離發射架，以及其他存在外部能量輸入的情況下，此時飛行器的氣動力規律與模式較為複雜，上述常採用的模型自由飛試驗氣動參數辨識方法已無法適用。這類情況下氣動參數的獲取就成為一個難題。此外，以往的自由飛試驗數據辨識方法通常是直接獲得升、阻力係數以及氣動導數係數的數值，或者是與攻角之間的關係，無法獲得模型質心線速度、線加速度及角速度和角加速度隨時間的變化規律，因而無法對模型飛行中隨時間變化的運動規律進行分析。
【發明內容】
[0003]本發明技術解決的問題是:克服現有技術的不足，提供了一種模型自由飛試驗的氣動參數確定方法，彌補現有模型自由飛試驗氣動參數辨識技術的不足，解決了在平面運動情況下的模型自由飛試驗中，在飛行器 的氣動力規律與模式不太明確，使得通常採用的參數微分法和三周期法，以及升阻力係數辨識方法無法適用的情況下，如何確定氣動參數的問題。
[0004]本發明的技術解決方案為:
[0005]一種模型自由飛試驗的氣動參數確定方法，所述氣動參數包括模型的阻力係數、升力係數以及俯仰力矩係數，步驟如下:
[0006](I)在模型自由飛試驗中，對自由飛的模型飛行軌跡進行圖像記錄，之後通過圖像處理得到模型質心線位移序列{x」 tJi=1，2，...N、{yi, tji=1，2，…N和俯仰角位移序列{ θ i; tj
;其中，Xi為模型水平方向線位移，yi為模型豎直方向線位移，Qi為模型俯仰角位移，ti為時間點，N為獲取的位移序列數；
[0007](2)對步驟(I)中得到的質心線位移序列和俯仰角位移序列分別做時間多項式擬
BBOBBl
合，得到質心線位移與時間的關係式- = Σ"/、y = YabIt'以及俯仰角位移與時間的關係
r=0?=0
BB 2
式6? = [c/ ；其中，BBO、BBl和BB2分別為線位移x、y和角位移Θ時間多項式的最高次
?=0
冪；a1、bi和Ci均為擬合係數，分別由擬合結果確定；
[0008](3)根據步驟(2)中得到的質心線位移與時間的關係式以及俯仰角位移與時間的關係式，分別對時間求一階導數，即可得到質心線速度與時間的關係式.+ ζΣ。/—1、
/=1
BBlBBI
y = Σ~Μ以及俯仰角速度與時間的關係式6 = Σ#Μ ;i=\ /=1
[0009](4)根據步驟(2)中得到的質心線位移與時間的關係式以及俯仰角位移與時間的關係式，分別對時間求二階導數，即可得到質心線加速度與時間的關
BBO刪
系式文=2、=2以及俯仰角加速度與時間的關係式
i=2 i=2
θ JfjH1-\)cr2\
i=2
BBOBBl
[0010](5)根據公式 CjjOdV-W-2、Q= CwJ = Cn.X/'(/-W2 和
i=2 i=2
BB 2
Cm=CllJ = Cl_Σ屮-仏/ 2確定阻力係數Cd、升力係數Cl以及俯仰力矩係數Cm ;其中，系
1 = 2
數Cxx=Cyy=m/Q00 s,),係數Cmm=Iz/Q00 s山)，m為模型質量,Iz為模型俯仰轉動慣量，q --為來流動壓，Sr為模型的參考面積，Ir為模型的參考長度。
[0011 ] 模型質心線位移序列中，相鄰兩個質心線位移之間的時間間隔相同,俯仰角位移序列中，相鄰兩個俯仰角位移之間的時間間隔相同，所述相鄰兩個質心線位移之間的時間間隔與所述相鄰兩個俯仰角位移之間的時間間隔相同。
[0012]本發明與現有技術相比的有益效果為:
[0013]1、本發明將時間多項式擬合法應用在模型自由飛試驗的數據分析中，拓展了模型自由飛試驗的數據處理方法的應用條件和範圍。該方法不但可以在通常採用的參數微分法和三周期法，以及升阻力係數辨識方法能夠使用的情況下完全適用，而且在上述方法無法適用的情況下仍然適用，因此其可以在更為廣泛的應用條件和範圍內實現對試驗記錄數據的處理，以獲取模型的氣動參數和運動規律。
[0014]2、通過對模型線位移、角位移的時間多項式擬合表達式進行求導，獲得模型線速度、線加速度、角速度、角加速度與時間的關係式，從而可獲得模型飛行中的運動規律，這是與其他模型自由飛數據分析方法相比所獨有的特點。升、阻力係數及俯仰力矩係數與時間的關係式也可獲得。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0015]圖1為本發明流程圖。
【具體實施方式】
[0016]下面結合附圖對本發明的【具體實施方式】進行描述。
[0017]本發明可以實現在模型自由飛情況下對試驗記錄數據的分析，並獲得模型升、阻力係數、俯仰力矩係數等氣動參數。該方法可以獲得模型質心線位移、線速度、線加速度以及模型俯仰角位移、角速度、角加速度與時間的關係表達式，從而實現對模型飛行中的運動規律進行分析。此外，該方法在通常採用的參數微分法和三周期法，以及升阻力係數辨識方法能夠應用的情況下也完全適用，因此其可作為上述方法分析結果的一種驗證方法。
[0018]如圖1所示，本發明提供的一種模型自由飛試驗的氣動參數確定方法(模型自由飛試驗是使得模型在風洞氣流中(或大氣中)進行自由飛行，通過測量模型的運動軌跡、姿態角等的時間歷程，反算出作用在模型上的氣動參數的試驗方法)，所述氣動參數包括模型的阻力係數、升力係數以及俯仰力矩係數，其特徵在於步驟如下:
[0019](I)在模型自由飛試驗中，對自由飛的模型飛行軌跡進行圖像記錄，之後通過圖像處理得到模型質心線位移序列{x
【權利要求】
1.一種模型自由飛試驗的氣動參數確定方法，所述氣動參數包括模型的阻力係數、升力係數以及俯仰力矩係數，其特徵在於步驟如下: (1)在模型自由飛試驗中，對自由飛的模型飛行軌跡進行圖像記錄，之後通過圖像處理得到模型質心線位移序列Ui, tJi=1，2，...N、{y」 tji=1，2，…N和俯仰角位移序列{ Θ i，tJi=1，2，...N;其中，Xi為模型水平方向線位移，Yi為模型豎直方向線位移，Θ i為模型俯仰角位移，\為時間點，N為獲取的位移序列數； (2)對步驟(1)中得到的質心線位移序列和俯仰角位移序列分別做時間多項式擬合，
2.根據權利要求1所述的一種模型自由飛試驗的氣動參數確定方法，其特徵在於:模型質心線位移序列中，相鄰兩個質心線位移之間的時間間隔相同,俯仰角位移序列中，相鄰兩個俯仰角位移之間的時間間隔相同，所述相鄰兩個質心線位移之間的時間間隔與所述相鄰兩個俯仰角位移之間的時間間隔相同。
【文檔編號】G01M9/00GK103471803SQ201310449345
【公開日】2013年12月25日 申請日期:2013年9月24日 優先權日:2013年9月24日
【發明者】蔣增輝, 宋威 申請人:中國航天空氣動力技術研究院