一种基于析因试验法的巡飞弹气动参数建模方法技术

本发明专利技术涉及一种基于析因试验法的巡飞弹气动参数建模方法，通过采用改进的M*N*L析因实验法，通过巡飞弹数据模型在MD软件获得不同工作点处的气动参数，即升力系数C

A modeling method of aerodynamic parameters of cruise missile based on factorial test

【技术实现步骤摘要】
一种基于析因试验法的巡飞弹气动参数建模方法
本专利技术属于巡飞弹气动特性方法研究，利用改进的析因实验法、MD气动仿真软件等，获取巡飞弹在飞行包线内不同工作点处的气动数据，并通过MATLAB软件建立气动特性函数模型，为建立更为精确的巡飞弹模型提供理论依据。
技术介绍
研究巡飞弹实时仿真系统、飞行控制系统的关键在于巡飞弹模型的精确程度，而巡飞弹精确建模的关键在于充分了解准确的气动特性，因此，在建模之前首先要获取巡飞弹的气动数据。在低迎角范围内，MD软件能够根据巡飞弹的几何尺寸建立飞行器模型，并结合MD软件数据库和计算公式得到研究对象的气动参数。MD气动软件属于半经验半理论的仿真软件，能够根据用户提供的相关参数，迅速计算出具有可信度的气动参数。传统巡飞弹建模过程中为了简化建模的复杂度，往往仅采用某一范围内的气动数据，然而对巡飞弹某一特定范围内的气动数据进行函数建模往往仅能反映其局部特性，对于机翼大范围变化的巡飞弹来说，通常需要对巡飞弹变形过程中的全局气动特性进行研究，因此对传统析因实验法进行改进是非常必要的。综上本技术利用改进的析因实验法和MD软件获得相关气动参数，并通过MATLAB软件进行气动参数函数模型，以便建立精确的巡飞弹模型。
技术实现思路
要解决的技术问题为了获取准确的巡飞弹气动特性，建立更为精确的巡飞弹函数模型，本专利技术对获取气动数据的传统析因实验法进行了改进，采用M*N*L的三因素析因实验法获取巡飞弹在不同飞行条件下的气动参数，并将所得数据的相关文件导入到MATLAB软件中，运用MATLAB软件将所得数据拟合为气动参数函数模型。技术方案一种基于析因试验法的巡飞弹气动参数建模方法，其特征在于步骤如下：步骤1：采用影响巡飞弹气动特性的三因素的M*N*L析因实验法，在MD软件中获取巡飞弹在因素a、b、c飞行条件下的气动数据；所述的因素a、b、c为迎角α、前掠角s、马赫数Ma；步骤2：将MD得到的气动数据导入到MATLAB中后，将数据拟合为气动参数关于三因素的函数模型；所述的函数模型包括升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数的函数表达式；1)升力系数：迎角α、前掠角s、马赫数Ma均会对升力系数CL产生影响，通过对气动参数进行分析，可得如下所示的升力系数函数与迎角之间的关系：式中：δe——升降舵偏转角；——零迎角时的升力系数；——升力关于迎角的气动导数；——升力关于升降舵偏转角的气动导数。定义某型巡飞弹前掠角变形量η，其归一化形式如下所示：式中：smin——前掠角最小值；smax——前掠角最大值；η——前掠角变形量。将气动参数用MATLAB处理之后，通过拟合可以得到如下所示的升力系数的气动参数：最终可将升力系数的表达式可以改写为：CL＝(-0.000002135η3+0.0002449η2-0.007264η+0.2773Ma+0.2029)α+(0.0000079η3-0.000824η2+0.02116η+0.3959Ma-0.3022)2)阻力系数迎角α、前掠角s、马赫数Ma会对阻力系数CD产生影响，阻力系数CD与其影响因素迎角之间的函数关系可以写做：式中：——零迎角时的阻力系数；——阻力关于迎角的一阶气动导数；——阻力关于迎角的二阶气动导数。将气动参数用MATLAB处理之后，通过拟合可以得到如下所示的阻力系数气动参数：最终阻力系数函数模型可以改写为如下所示的表达式：CD＝(-0.0000002405η3+0.00003117η2-0.0008594η-0.04Ma-0.04327)α2+(0.000003531η3-0.0004489η2+0.01223η+0.5797Ma+0.8157)α+(-0.000007814η3+0.0008056η2-0.0208η+0.0467Ma+0.9848)3)俯仰力矩系数迎角α、前掠角s、马赫数Ma会对俯仰力矩系数CM产生影响，俯仰力矩系数CM与影响因素迎角之间的函数关系可以写做：式中：——零迎角时的俯仰力矩系数；——俯仰力矩关于迎角的一阶气动导数。将气动参数用MATLAB处理之后，通过拟合可以得到如下所示的俯仰力矩系数气动参数：最终可将俯仰力矩系数表达式改写为：CM＝(0.000005626η3-0.0006907η2+0.0189η-0.3854Ma+0.04501)α+(-0.00004898η3+0.00521η2-0.1338η+1.551Ma-0.3708)。有益效果本专利技术提出的一种基于析因试验法的巡飞弹气动参数建模方法，通过采用改进的M*N*L析因实验法，通过巡飞弹数据模型在MD软件获得不同工作点处的气动参数，即升力系数CL、阻力系数CD和俯仰力矩系数CM，并通过MATLAB软件对整理后的气动数据进行拟合，建立了巡飞弹的气动参数数学模型，提高了所建巡飞弹模型的准确性。附图说明图1升力系数CL随前掠角变化曲线图：(a)迎角α＝-5°，(b)迎角α＝5°，(c)迎角α＝10°，(d)迎角α＝15°；图2升力系数曲线拟合图图3阻力系数CD随前掠角变化曲线图：(a)迎角α＝-5°，(b)迎角α＝5°，(c)迎角α＝10°，(d)迎角α＝15°；图4阻力系数曲线拟合图图5俯仰力矩系数CM随前掠角变化曲线图：(a)迎角α＝-5°，(b)迎角α＝5°，(c)迎角α＝10°，(d)迎角α＝15°；图6俯仰力矩系数拟合曲线具体实施方式现结合实施例、附图对本专利技术作进一步描述：实施例：在运用本专利技术对巡飞弹气动参数进行函数建模时，首先需要利用改进的M*N*L三因素析因实验法，在MD软件中获取不同飞行条件下的气动参数；将MD软件的输出结果for006.dat文件导入到MATLAB软件的工作空间中；对导入的数据进行整理、分析后，将其拟合为气动参数关于三因素的函数模型。本专利技术在MD软件、MATLAB软件上实现的，三因素分别取迎角、马赫数及前掠角，迎角的取值范围为-5°～15°，分别取α＝-5°，α＝0°，α＝5°，α＝10°，α＝15°五个工作点；马赫数的取值范围为0.1～0.9，分别取Ma＝0.1，Ma＝0.3，Ma＝0.5，Ma＝0.7，Ma＝0.9五个工作点；前掠角的取值范围为0°～90°，分别取s＝0°，s＝10°，s＝20°，s＝30°，s＝40°，s＝50°，s＝60°，s＝70°，s＝80°，s＝90°十个工作点。针对巡飞弹的气动特性研究，采用迎角、马赫数及前掠角的三因素5*5*10析因实验法来获取不同条件下的气动参数。本专利技术包括以下步骤：本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于析因试验法的巡飞弹气动参数建模方法，其特征在于步骤如下：/n步骤1：采用影响巡飞弹气动特性的三因素的M*N*L析因实验法，在MD软件中获取巡飞弹在因素a、b、c飞行条件下的气动数据；所述的因素a、b、c为迎角α、前掠角s、马赫数Ma；/n步骤2：将MD得到的气动数据导入到MATLAB中后，将数据拟合为气动参数关于三因素的函数模型；所述的函数模型包括升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数的函数表达式；/n1)升力系数：/n迎角α、前掠角s、马赫数Ma均会对升力系数C

【技术特征摘要】
1.一种基于析因试验法的巡飞弹气动参数建模方法，其特征在于步骤如下：
步骤1：采用影响巡飞弹气动特性的三因素的M*N*L析因实验法，在MD软件中获取巡飞弹在因素a、b、c飞行条件下的气动数据；所述的因素a、b、c为迎角α、前掠角s、马赫数Ma；
步骤2：将MD得到的气动数据导入到MATLAB中后，将数据拟合为气动参数关于三因素的函数模型；所述的函数模型包括升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数的函数表达式；
1)升力系数：
迎角α、前掠角s、马赫数Ma均会对升力系数CL产生影响，通过对气动参数进行分析，可得如下所示的升力系数函数与迎角之间的关系：



式中：
δe——升降舵偏转角；

——零迎角时的升力系数；

——升力关于迎角的气动导数；

——升力关于升降舵偏转角的气动导数。
定义某型巡飞弹前掠角变形量η，其归一化形式如下所示：



式中：
smin——前掠角最小值；
smax——前掠角最大值；
η——前掠角变形量。
将气动参数用MATLAB处理之后，通过拟合可以得到如下所示的升力系数的气动参数：



...

【专利技术属性】
技术研发人员：智永锋，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61