一种基于摩阻变化规律的飞行试验流态判别方法技术

本发明专利技术公开了一种基于摩阻变化规律的飞行试验流态判别方法，该方法包括下列步骤：(1)、采用气动辨识的方法，计算飞行器飞行全程每一个飞行时刻对应的飞行器轴向力系数CA_辨识；(2)、根据飞行器的气动数据表，计算得到飞行器飞行全程每个飞行时刻波阻Cap_计算；(3)、将飞行器飞行全程每个飞行时刻飞行器轴向力系数CA_辨识与波阻Cap_计算相减，得到飞行器飞行全程的摩阻Caf_辨识变化曲线；(4)、以摩阻曲线中极小值点为界将摩阻曲线分成两段，并将每段摩阻曲线分成多个子区间，计算每个子区间内的摩阻变化量ΔCaf_辨识；(5)、找出对ΔCaf_辨识影响最大的因素，如果是流态变化引起的摩阻变化量ΔCaf‑tran对ΔCaf_辨识占主导，则可判定飞行器表面流态发生了变化，即出现从层流到湍流的转捩。

A flow pattern discrimination method based on frictional resistance variation

The present invention discloses a flight test flow pattern discrimination method based on the law of friction change. The method includes the following steps: (1) the method of pneumatic identification is used to calculate the CA_ identification of the axial force coefficient of the aircraft corresponding to each flight time of the flight vehicle; (2) and calculated according to the aerodynamic data table of the aircraft. The flight time of the aircraft is calculated at each flight time wave resistance Cap_. (3) the CA_ identification of the axial force coefficient and the wave resistance Cap_ calculation of each flight time flight of the aircraft is subtracted, and the friction Caf_ identification change curve is obtained in the flight course of the aircraft. (4) the friction curve is divided into two segments with the minimum point in the friction line. And the friction curve of each section is divided into multiple subsections, and the friction variation in each subsection is calculated. (5) the factors that have the greatest influence on the identification of delta Caf_ are found. If the change of the friction variation caused by the change of the flow state Delta Caf tran is dominant in the Delta Caf_ identification, the change of the surface flow pattern of the aircraft can be determined. That is, the change of the surface flow pattern of the aircraft can be determined. The transition from laminar flow to turbulence appeared.

【技术实现步骤摘要】
一种基于摩阻变化规律的飞行试验流态判别方法
本专利技术涉及一种基于摩阻变化规律的飞行试验流态判别方法，属于飞行器气动特性设计领域。
技术介绍
飞行器表面流态发生转捩，会对飞行器的气动特性产生显著的影响。转捩导致摩阻、热流和表层温升出现较明显的变化，随着转捩阵面的推进，飞行器气动特性的变化会导致配平舵偏发生变化。为了分析飞行器表面流态变化对气动特性的影响，需要判断飞行器表面流态是否发生改变。在飞行试验中，通过在飞行器表面特征位置布置热流传感器和温度传感器，获取转捩过程和转捩阵面信息。这种方法能给出特征位置是否转捩及转捩发生的高度、马赫数等信息，但这种精细化研究所需要的传感器数量较多。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于摩阻变化规律的飞行试验流态判别方法，能实现对飞行器表面流态的判定，进而为飞行器考虑流态变化的气动设计数据修正提供依据。本专利技术的技术解决方案是：一种基于摩阻变化规律的飞行试验流态判别方法，该方法包括下列步骤：(1)、采用气动辨识的方法，计算飞行器飞行全程每一个飞行时刻对应的获得飞行器轴向力系数CA_辨识；(2)、根据飞行器的气动数据表，计算得到飞行器飞行全程每个飞行时刻相应的波阻Cap_计算；(3)、将飞行器飞行全程每个飞行时刻飞行器轴向力系数CA_辨识与波阻Cap_计算相减，得到飞行器飞行全程的摩阻Caf_辨识变化曲线；(4)、以摩阻曲线中极小值点为界将摩阻曲线分成两段，并将每段摩阻曲线分成多个子区间，计算每个子区间内的摩阻变化量ΔCaf_辨识；(5)、对比各子区间高度变化对应的摩阻变化量ΔCaf-H、马赫数变化对应的摩阻变化量ΔCaf-Ma、攻角变化对应的摩阻变化量ΔCaf-α，侧滑角变化对应的摩阻变化量ΔCaf-β、舵偏角变化对应的摩阻变化量ΔCaf-δ、流态变化引起的摩阻变化量ΔCaf-tran，找出对ΔCaf_辨识影响最大的因素，如果是ΔCaf-tran对ΔCaf_辨识占主导，则可判定飞行器表面流态发生了变化，即出现从层流到湍流的过渡，否则，可判定仅是飞行姿态的改变导致了摩阻变化，对应的表面流态依然维持层流或者湍流不变。所述步骤(1)的飞行器轴向力系数CA_辨识的计算公式为：式中，m为飞行器质量，g为重力加速度，S为气动特性参考面积，Nx为飞行器轴向过载、v为飞行器速度、ρ为大气密度。所述步骤(2)为：(3.1)、对飞行器的气动数据表进行分析，采用数值计算方法得到随高度、马赫数、攻角、侧滑角及舵偏角变化的波阻数据，将气动数据表中的总阻减去波阻，进一步得到随高度、马赫数、攻角、侧滑角及舵偏角变化的摩阻数据，形成包含波阻数据和摩阻数据的气动数据表；(3.2)、根据飞行器飞行全程每个飞行时刻实际高度、马赫数、攻角、侧滑角及舵偏角数据，在步骤(3.1)得到的气动数据表中插值获得相应的波阻Cap_计算。所述步骤(5)高度变化对应的摩阻变化量ΔCaf-H、马赫数变化对应的摩阻变化量ΔCaf-Ma、攻角变化对应的摩阻变化量ΔCaf-α，侧滑角变化对应的摩阻变化量ΔCaf-β、舵偏角变化对应的摩阻变化量ΔCaf-δ根据包含波阻数据和摩阻数据的气动数据表插值得到。所述步骤(5)中所述流态变化引起的摩阻变化量ΔCaf-tran根据各子区间末时刻对应的高度值，计算层流摩阻Caf-turb和湍流摩阻Caf-lam，并将两者作差得到。所述层流摩阻工程计算公式为：式中，ReL为基于飞行器特征长度的雷诺数。所述湍流摩阻工程计算公式为：式中，ReL为基于飞行器特征长度的雷诺数。所述步骤(5)为：(8.1)、将ΔCaf-H、ΔCaf-Ma、ΔCaf-α、ΔCaf-β、ΔCaf-δ相加作为飞行姿态改变引起的摩阻变化量ΔCaf-ztbh；(8.2)、首先比较ΔCaf-ztbh与ΔCaf_辨识，如果那么判定摩阻变化是因为飞行姿态改变所导致的，此时飞行器表面流态未发生变化；如果或者再比较ΔCaf-ztbh+ΔCaf-tran与ΔCaf_辨识，如果则可判定飞行器表面流态发生了变化，即出现从层流到湍流的转捩。本专利技术与现有技术相比的有益效果是：(1)、本专利技术有效利用了飞行试验气动辨识给出的总阻、数值计算给出的波阻，以较高精度给出了沿弹道的摩阻；(2)、本专利技术将影响摩阻变化的因素分类为飞行姿态变化影响和表面流态变化影响两部分，能够以较低成本快速判定飞行器表面流态是否变化。附图说明图1为本专利技术基于摩阻变化规律的飞行试验流态判别方法流程图；具体实施方式以下结合附图对本专利技术进行详细说明。飞行器表面流态发生变化，会对飞行器的气动特性产生显著的影响，通过飞行试验气动辨识给出的摩阻沿弹道变化规律，能实现对飞行器表面流态的判定，给出表面流态发生变化的高度区间，进而为飞行器考虑流态变化的气动设计数据修正提供依据。基于上述原理，本专利技术提供了一种基于摩阻变化规律的飞行试验流态判别方法，步骤如下：(1)、采用气动辨识的方法，计算飞行器飞行全程每一个飞行时刻对应的获得飞行器轴向力系数CA_辨识；飞行器轴向力系数CA_辨识的计算公式为：式中，m为飞行器质量，g为重力加速度，S为气动特性参考面积，Nx为飞行器轴向过载、v为飞行器速度、ρ为大气密度。(2)、根据飞行器的气动数据表，计算得到飞行器飞行全程每个飞行时刻相应的波阻Cap_计算；由于飞行试验用气动特性数据表中包含的轴向力系数是总量形式(简称总阻)，需要将总阻分解成压差项分量(简称波阻)和摩擦应力项分量(简称摩阻)。具体实现为：首先、对飞行器的气动数据表进行分析，采用数值计算方法得到随高度、马赫数、攻角、侧滑角及舵偏角变化的波阻数据，将气动数据表中的总阻减去波阻，进一步得到随高度、马赫数、攻角、侧滑角及舵偏角变化的摩阻数据，形成包含波阻数据和摩阻数据的气动数据表；然后，根据飞行器飞行全程每个飞行时刻实际高度、马赫数、攻角、侧滑角及舵偏角数据，在得到的气动数据表中插值获得相应的波阻Cap_计算。(3)、将飞行器飞行全程每个飞行时刻飞行器轴向力系数CA_辨识与波阻Cap_计算相减，得到飞行器飞行全程的摩阻Caf_辨识变化曲线；(4)、以摩阻曲线中极小值点为界将摩阻曲线分成两段，并将每段摩阻曲线分成多个子区间，计算每个子区间内的摩阻变化量ΔCaf_辨识；(5)、对比各子区间高度变化对应的摩阻变化量ΔCaf-H、马赫数变化对应的摩阻变化量ΔCaf-Ma、攻角变化对应的摩阻变化量ΔCaf-α，侧滑角变化对应的摩阻变化量ΔCaf-β、舵偏角变化对应的摩阻变化量ΔCaf-δ、流态变化引起的摩阻变化量ΔCaf-tran，找出对ΔCaf_辨识影响最大的因素，如果是ΔCaf-tran对ΔCaf_辨识占主导，则可判定飞行器表面流态发生了变化，即出现从层流到湍流的过渡，否则，可判定仅是飞行姿态的改变导致了摩阻变化，对应的表面流态依然维持层流或者湍流不变。各子区间高度变化对应的摩阻变化量ΔCaf-H、马赫数变化对应的摩阻变化量ΔCaf-Ma、攻角变化对应的摩阻变化量ΔCaf-α，侧滑角变化对应的摩阻变化量ΔCaf-β、舵偏角变化对应的摩阻变化量ΔCaf-δ根据包含波阻数据和摩阻数据的气动数据表插值得到。所述流态变化引起的摩阻变化量ΔCaf-tran根据各子区间末时刻对应的高度值，计算层流本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于摩阻变化规律的飞行试验流态判别方法，其特征在于包括下列步骤：(1)、采用气动辨识的方法，计算飞行器飞行全程每一个飞行时刻对应的获得飞行器轴向力系数CA_辨识；(2)、根据飞行器的气动数据表，计算得到飞行器飞行全程每个飞行时刻相应的波阻Cap_计算；(3)、将飞行器飞行全程每个飞行时刻飞行器轴向力系数CA_辨识与波阻Cap_计算相减，得到飞行器飞行全程的摩阻Caf_辨识变化曲线；(4)、以摩阻曲线中极小值点为界将摩阻曲线分成两段，并将每段摩阻曲线分成多个子区间，计算每个子区间内的摩阻变化量ΔCaf_辨识；(5)、对比各子区间高度变化对应的摩阻变化量ΔCaf‑H、马赫数变化对应的摩阻变化量ΔCaf‑Ma、攻角变化对应的摩阻变化量ΔCaf‑α，侧滑角变化对应的摩阻变化量ΔCaf‑β、舵偏角变化对应的摩阻变化量ΔCaf‑δ、流态变化引起的摩阻变化量ΔCaf‑tran，找出对ΔCaf_辨识影响最大的因素，如果是ΔCaf‑tran对ΔCaf_辨识占主导，则可判定飞行器表面流态发生了变化，即出现从层流到湍流的过渡，否则，可判定仅是飞行姿态的改变导致了摩阻变化，对应的表面流态依然维持层流或者湍流不变。...

【技术特征摘要】
1.一种基于摩阻变化规律的飞行试验流态判别方法，其特征在于包括下列步骤：(1)、采用气动辨识的方法，计算飞行器飞行全程每一个飞行时刻对应的获得飞行器轴向力系数CA_辨识；(2)、根据飞行器的气动数据表，计算得到飞行器飞行全程每个飞行时刻相应的波阻Cap_计算；(3)、将飞行器飞行全程每个飞行时刻飞行器轴向力系数CA_辨识与波阻Cap_计算相减，得到飞行器飞行全程的摩阻Caf_辨识变化曲线；(4)、以摩阻曲线中极小值点为界将摩阻曲线分成两段，并将每段摩阻曲线分成多个子区间，计算每个子区间内的摩阻变化量ΔCaf_辨识；(5)、对比各子区间高度变化对应的摩阻变化量ΔCaf-H、马赫数变化对应的摩阻变化量ΔCaf-Ma、攻角变化对应的摩阻变化量ΔCaf-α，侧滑角变化对应的摩阻变化量ΔCaf-β、舵偏角变化对应的摩阻变化量ΔCaf-δ、流态变化引起的摩阻变化量ΔCaf-tran，找出对ΔCaf_辨识影响最大的因素，如果是ΔCaf-tran对ΔCaf_辨识占主导，则可判定飞行器表面流态发生了变化，即出现从层流到湍流的过渡，否则，可判定仅是飞行姿态的改变导致了摩阻变化，对应的表面流态依然维持层流或者湍流不变。2.根据权利要求1所述的一种基于摩阻变化规律的飞行试验流态判别方法，其特征在于：所述步骤(1)的飞行器轴向力系数CA_辨识的计算公式为：式中，m为飞行器质量，g为重力加速度，S为气动特性参考面积，Nx为飞行器轴向过载、v为飞行器速度、ρ为大气密度。3.根据权利要求1所述的一种基于摩阻变化规律的飞行试验流态判别方法，其特征在于：所述步骤(2)为：(3.1)、对飞行器的气动数据表进行分析，采用数值计算方法得到随高度、马赫数、攻角、侧滑角及舵偏角变化的波阻数据，将气动数据表中的总阻减去波阻，进一步得到随高度、马赫数、攻角、侧滑角及舵偏角变化的摩阻数据，形成包含波阻数据和摩阻数据的气动数据表；(3.2)、根据飞行器飞行全程每个飞行时刻实际高度...

【专利技术属性】
技术研发人员：史文东，关键，周禹，段毅，余平，赵晓利，段会申，刘斌，杨攀，李留刚，周乃桢，苗萌，詹振霖，
申请(专利权)人：北京临近空间飞行器系统工程研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11