一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數(shù)解算方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于超聲速飛行來流參數(shù)解算技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種基于錐面壓力分布 的超聲速飛行來流參數(shù)解算方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 嵌入式大氣數(shù)據(jù)測(cè)量裝置（Flush Air Data System,簡(jiǎn)稱"FADS")通過直接測(cè)量 飛行器表面壓力解算飛行來流馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角等大氣參數(shù)，具有精度高且能滿足超/ 高超聲速飛行條件的特點(diǎn)。
[0003] 傳統(tǒng)測(cè)量技術(shù)一般通過探出式空速管和角度傳感器組合實(shí)現(xiàn)對(duì)上述數(shù)據(jù)的測(cè)量。 探針式測(cè)量技術(shù)發(fā)展比較成熟，但是隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，其技術(shù)方案的局限性愈加 明顯。例如，當(dāng)飛行器處于較高馬赫數(shù)飛行狀態(tài)時(shí)，其前端突出的測(cè)量裝置難W適應(yīng)頭部極 高溫度，并且其與周圍大氣相互作用形成的激波干擾將影響飛行器的氣動(dòng)性能；另外，飛行 器在大攻角飛行狀態(tài)下，前端大氣數(shù)據(jù)測(cè)量裝置將可能成為引起頭部潤(rùn)流及側(cè)向不穩(wěn)定的 主要因素，導(dǎo)致飛行器控制品質(zhì)下降。
[0004] 大氣層內(nèi)超聲速/高超聲速飛行器的吸氣式動(dòng)力系統(tǒng)工作控制、氣動(dòng)熱管理與控 巧1|、高精度飛行控制等領(lǐng)域?qū)Ω呔蕊w行來流參數(shù)均有迫切需求，F(xiàn)ADS在臨近空間超聲速 /高超聲速飛行器上有廣泛的應(yīng)用前景。嵌入式大氣數(shù)據(jù)測(cè)量裝置技術(shù)新、難度大，國(guó)內(nèi)相 關(guān)技術(shù)剛起步不久，還面臨一系列關(guān)鍵技術(shù)需要攻克。
[0005] 超聲速飛行來流參數(shù)與飛行器表面壓力場(chǎng)的關(guān)系高度禪合非線性，如何實(shí)時(shí)高精 度的解算壓力場(chǎng)數(shù)據(jù)W獲得飛行來流參數(shù)是嵌入式大氣測(cè)量裝置研制需要解決的關(guān)鍵難 題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明的目的在于提供一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數(shù)解算方法， 解決超聲速飛行來流參數(shù)與飛行器表面壓力場(chǎng)關(guān)系高度禪合非線性模型實(shí)時(shí)高精度解算 難題。
[0007] 本發(fā)明的技術(shù)方案如下；一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數(shù)解算方 法，該方法具體包括如下步驟：
[0008] 步驟1、建立錐型面測(cè)壓布局模型；
[0009] 步驟2、實(shí)時(shí)測(cè)量錐型面上測(cè)壓孔的壓力值；
[0010] 步驟3、利用錐型面測(cè)壓孔測(cè)量的壓力值解算錐面當(dāng)?shù)毓ソ呛蛡?cè)滑角；
[0011] 步驟4、利用錐面當(dāng)?shù)毓ソ羌皞?cè)滑角解算測(cè)壓孔入射角的正、余弦值，并結(jié)合測(cè)壓 孔的測(cè)壓值，獲得飛行來流靜壓和馬赫數(shù)；
[0012] 步驟5、調(diào)用攻角氣流修正角數(shù)據(jù)和側(cè)滑角氣流修正角數(shù)據(jù)分別求解實(shí)際攻角和 側(cè)滑角，并輸出飛行來流大氣參數(shù)解算結(jié)果。
[0013] 所述的步驟1中建立錐形面測(cè)壓布局模型具體為：
[0014] 在錐型面上分布有五個(gè)測(cè)壓孔，其中，測(cè)壓孔5位于頭錐尖端用于測(cè)量超聲速來 流激波后總壓，測(cè)壓孔1、2、3、4嚴(yán)格位于錐面同一截面的四個(gè)象限線上，用來測(cè)量錐面靜 壓。
[0015] 所述的步驟2中，實(shí)時(shí)測(cè)量錐型面上測(cè)壓孔的壓力值的具體要求為；在飛行過程 中，實(shí)時(shí)測(cè)量測(cè)壓孔1、2、3、4、5的壓力值pi，P2, P3, P4, P5,且測(cè)量精度達(dá)到萬分之五。
[0016] 所述的步驟3包括：
[0017] 步驟3. 1、利用錐型面上的部分測(cè)壓孔測(cè)量的壓力值解算錐面當(dāng)?shù)毓ソ牵?br>[0018] 利用錐型面上的1、3、5H個(gè)測(cè)壓孔測(cè)量的壓力值Pi，P3，P5解算錐面當(dāng)?shù)毓ソ荱e， 解析式為：
[00川 廠。=(Pi_P3)，廠 51 = (Ps-Pi)，廠 35 = (口3_口5)，Φ?，λ i 為對(duì)應(yīng)測(cè)點(diǎn)位置數(shù)據(jù)。
[0022] 所述的步驟3進(jìn)一步包括：
[0023] 步驟3. 2、利用錐型面上的部分測(cè)壓孔測(cè)量的壓力值解算錐面當(dāng)?shù)貍?cè)滑角；
[0024] 利用錐型面上的2、4、5 Η個(gè)測(cè)壓孔測(cè)量的壓力值P2, P4, P5解算錐面當(dāng)?shù)貍?cè)滑角 目。，解析式為：
[0036]
[0037] 所述的步驟4具體包括：
[0038] 步驟4.1、利用錐面當(dāng)?shù)毓ソ铅?。，錐面當(dāng)?shù)貍?cè)滑角目。解算五個(gè)測(cè)壓孔入射角的 正、余弦值sin ( Θ i)和cos ( Θ i)，解析式為：
[0042] 步驟4. 2、利用測(cè)壓孔的測(cè)壓值W及測(cè)壓孔入射角的正、余弦值，迭代求解飛行來 流靜壓和馬赫數(shù)；
[0043] 利用測(cè)壓孔的測(cè)壓值Pi，P2, P3, P4, P，W及測(cè)壓孔入射角的正余弦值sin( Θ 1)，Sin( 白 2)，sin (白 3)，sin (白 4)，sin (白 5)，cos (白 1)，cos (白 2)，cos (白 3)，cos ( θ 4)，cos (白 5)，迭代 求
[0044] 解飛行來流靜壓Ρ?和飛行來流馬赫數(shù)，其迭代步驟為：
[0045] 利用下式獲得迭代到第j步的形壓系數(shù)ε W :
[004引 ε (j) = f (Μ 00 (j), α e,目 e)
[0047] 其中，f( ·)為高階多項(xiàng)式；
[005引其中，W(州 = 1.839371*[P…(パ)パqc仙)+Pw(パ)）];r·W表示向量r與W點(diǎn)積，向 量具體為：
[0054] r = [1. 42857 -0. 357143 -0. 0625 -0. 025 -0. 012617 -0. 00715 -0. 004:3458 0 0 -0. 0087725]；
[00 巧]
[005引當(dāng)I Mau4>-Maw I < 10 3或j = 50 (20ms未收斂則直接輸出數(shù)據(jù)），迭代停止，則：
[0057] Poo (i) = Poo 化1) ;M…（i) = Mw (村）
[0058] 上述迭代過程中，第一步迭代馬赫數(shù)初值設(shè)置為2.0,第j次迭代，馬赫數(shù)迭代初 值取為前一迭代輸出的馬赫數(shù)值，即
[0059]
[0060] 所述的步驟5具體包括：
[0061] 調(diào)用攻角氣流修正角數(shù)據(jù)求解飛行來流大氣參數(shù)中的實(shí)際攻角為：
[006引 δ α = f(M…，（0
[0063] α = α e_ δ α
[0064] 其中，α。為錐面當(dāng)?shù)毓ソ?；α為?shí)際攻角；
[0065] 調(diào)用側(cè)滑角氣流修正角數(shù)據(jù)求解飛行來流大氣參數(shù)中的實(shí)際側(cè)滑角為：
[006引 δ目=f (Μ…，目6)
[0067] 目二目 e_ δ 目
[0068] 其中，目。為錐面當(dāng)?shù)貍?cè)滑角；目為實(shí)際攻角。
[0069] 本發(fā)明的顯著效果在于；本發(fā)明所述的一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流 參數(shù)解算方法可W解決超聲速飛行來流參數(shù)與飛行器表面壓力場(chǎng)關(guān)系高度禪合非線性模 型實(shí)時(shí)高精度解算難題，其可W在解算周期不大于20ms的情況下，在馬赫數(shù)范圍為2. 0~ 4.0之間解算偏差在±0.03 W內(nèi)；攻角范圍在-12°~+12°之間解算偏差在±0.5° W 內(nèi)，側(cè)滑角在-6。~+6。W內(nèi)，側(cè)滑角解算偏差在±0.5° W內(nèi)。
【附圖說明】
[0070] 圖1為本發(fā)明所述的一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數(shù)解算方法中 錐型面測(cè)壓布局模型結(jié)構(gòu)示意圖；
[007。 圖2為圖1的左視圖；
[0072] 圖3為本發(fā)明所述的一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數(shù)解算方法流 程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0073] 下面結(jié)合附圖及具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說明。
[0074] 如圖1~3所示，一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數(shù)解算方法，該方法 具體包括如下步驟：
[00巧]步驟1、建立錐型面測(cè)壓布局模型；
[0076] 建立如圖1所示的錐型面測(cè)壓布局模型，在錐型面上分布有五個(gè)測(cè)壓孔，其中，測(cè) 壓孔5位于頭錐尖端用于測(cè)量超聲速來流激波后總壓，測(cè)壓孔1、2、3、4嚴(yán)格位于錐面同一 截面的四個(gè)象限線上，用來測(cè)量錐面靜壓；
[0077] 步驟2、實(shí)時(shí)測(cè)量錐型面上測(cè)壓孔的壓力值；
[007引在飛行過程中，實(shí)時(shí)測(cè)量測(cè)壓孔1、2、3、4、5的壓力值Pi，P2, P3, P4, P5,且測(cè)量精度 達(dá)到萬分之五；
[0079] 步驟3、利用錐型面測(cè)壓孔測(cè)量的壓力值解算錐面當(dāng)?shù)毓ソ呛蛡?cè)滑角；
[0080] 步驟3. 1、利用錐型面上的部分測(cè)壓孔測(cè)量的壓力值解算錐面當(dāng)?shù)毓ソ牵?br>[0081] 利用錐型面上的1、3、5H個(gè)測(cè)壓孔測(cè)量的壓力值Pi，P3，P5解算錐面當(dāng)?shù)毓ソ荱e， 解析式為：
[0084] 廠。=(Pi_P3)，廠 51 = (Ps-Pi)，廠 35 = (口3_口5)，Φ?，λ i 為對(duì)應(yīng)測(cè)點(diǎn)位置數(shù)據(jù)；
[0085] 步驟3. 2、利用錐型面上的部分測(cè)壓孔測(cè)量的壓力值解算錐面當(dāng)?shù)貍?cè)滑角；
[0086] 利用錐型面上的2、4、5 Η個(gè)測(cè)壓孔測(cè)量的壓力值P2, P4, P5解算錐面當(dāng)?shù)貍?cè)滑角 目。，解析式為：
[0099] 步驟4、利用錐面當(dāng)?shù)毓ソ羌皞?cè)滑角解算測(cè)壓孔入射角的正、余弦值，并結(jié)合測(cè)壓 孔的測(cè)壓值，獲得飛行來流靜壓和馬赫數(shù)；
[0100] 步驟4.1、利用錐面當(dāng)?shù)毓ソ铅痢?，錐面當(dāng)?shù)貍?cè)滑角目。解算五個(gè)測(cè)壓孔入射角的 正、余弦值sin ( Θ i)和cos ( Θ i)，解析式為：