本申请公开了一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法，该方法包括以下步骤：接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；根据模型侧滑角，对气动数据矩阵进行对称性圆整；对圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正，对气动数据矩阵进行圆整，圆整方法可以使得气动数据矩阵更偏向理论值，由于气动数据矩阵数据来源于风洞实验，因此圆整后的数据依旧还是刚性数据，保留了数据的非线性特性，使得修正后气动数据变化趋势与修正前一致，修正结果更接近与真实弹性飞机的气动特性，解决了通过传统修正方法修正后的数据与真实飞机气动特性差异较大的技术问题，实现了所得数据更接近真实弹性飞机的气动特性。的气动特性。的气动特性。
【技术实现步骤摘要】
一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质
[0001]本申请涉及气动数据修正
，尤其涉及一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质。
技术介绍
[0002]准确的气动数据是确保飞机飞行安全的基础，目前气动数据的获取手段主要是以风洞试验为主，然而风洞试验由于受到风洞尺寸的限制，试验的模型尺寸和真实飞机相差较大，尤其是对大型飞机而言，二者甚至相差2～3个数量级，从而导致风洞试验数据和真实飞行数据差异较大。由于风洞试验模型尺寸一般较小，且风洞模型设计规范对模型刚度有一定的要求，因此通常认为风洞模型为刚性模型，而真实飞机在飞行过程中由于受到气动载荷作用，机翼会发生弯扭变形，因此真实飞机一般认为是弹性机体。因此，为了得到更接近真实状态的气动数据，必须对刚性试验数据进行修正。
[0003]超音速飞翼一般采用对称翼型，其气动特性曲线线性度较好，线性范围较宽，因此超音速飞机刚性气动数据的修正一般是对其导数进行修正，其修正比较简单。由于对称翼型零升迎角是零度，所以它是所有翼型中零阻最小的翼型，这种翼型在小迎角下的升力系数非常低，因此使用对称翼型的飞机必须保持一定的迎角才可以平飞，但随着迎角的增加，对称翼型的阻力系数会急剧上升，这对巡航非常不利。所以，亚音速飞机为了提高巡航性能，通常采用非常规翼型，这种翼型升阻特性较好，但其气动特性曲线线性段较短，在线性段后逐渐变为非线性，有的甚至表现为完全非线性特性。
[0004]常规的气动导数修正方法，修正后的数据与真实飞机气动特性差异较大，导致最终设计的飞机安全性差。
技术实现思路
[0005]本申请的主要目的在于提供一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质，旨在解决传统修正后的数据与真实飞机气动特性差异较大，导致最终设计的飞机安全性差的技术问题。
[0006]为实现上述目的，本申请提供一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法，所述方法包括以下步骤：
[0007]接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，所述风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；
[0008]根据模型侧滑角，对所述气动数据矩阵进行对称性圆整；
[0009]对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正。
[0010]可选地，所述气动数据矩阵包括攻角、纵向气动系数以及横航向气动系数，所述纵向气动系数包括升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数，横航向气动系数包括侧力系数，偏航力系数以及滚转力矩系数。
[0011]可选地，当所述模型侧滑角为0
°
时，将所述横航向气动数据设置为0；
[0012]当所述模型侧滑角为正值时，将所述纵向气动数据设置为正侧滑角与负侧滑角之和的二分之一，将所述横航向气动数据设置为正侧滑角与负侧滑角之差的二分之一；
[0013]当所述模型侧滑角为负值时，将所述纵向气动数据设置为与所述模型侧滑角为正值时相等，将所述横航向气动数据设置为与所述模型侧滑角为正值时的横航向气动数据的负值。
[0014]可选地，对所述升力系数的弹性效应进行修正。
[0015]可选地，通过对升力系数序列随攻角序列变化曲线斜率以及所述变化曲线的纵轴截距进行仿真，得到所述斜率以及所述纵轴截距的修正量，从而对所述升力系数进行修正。
[0016]可选地，对所述俯仰力矩系数的弹性效应进行修正。
[0017]可选地，通过对俯仰力矩系数序列随升力系数序列变化曲线的斜率与纵轴截距斜率以及所述变化曲线的纵轴截距进行仿真，得到所述斜率以及所述纵轴截距的修正量，从而对所述俯仰力矩系数进行修正。
[0018]可选地，通过拟合插值对所述阻力系数进行修正。
[0019]可选地，通过计算机仿真对所述侧力系数、所述偏航力系数、所述偏航力系数以及所述滚转力矩系数进行修正。
[0020]此外，为实现上述目的，本申请还提供一种飞机的非线性刚性气动数据修正装置，所述非线性刚性气动数据修正装置包括：
[0021]接收模块，用于接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，所述风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；
[0022]圆整模块，用于根据模型侧滑角，对所述气动数据矩阵进行对称性圆整；
[0023]修正模块，用于对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正。
[0024]此外，为实现上述目的，本申请还提供一种电子设备，所述电子设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
[0025]此外，为实现上述目的，本申请还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
[0026]本申请所能实现的有益效果。
[0027]本申请实施例提出的一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质，通过接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，所述风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；选取对称性侧滑角对所述气动数据矩阵进行对称性圆整；对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正，首先对气动数据矩阵进行圆整，由于理论模型为完全对称型，因此圆整方法可以使得气动数据矩阵更偏向理论值，由于气动数据矩阵数据来源于风洞实验，因此圆整后的数据依旧还是刚性数据，保留了数据的非线性特性，使得修正后气动数据变化趋势与修正前一致，修正结果更接近与真实弹性飞机的气动特性，解决了通过传统修正方法修正后的数据与真实飞机气动特性差异较大的技术问题，实现了所得数据更接近真实弹性飞机的气动特性。
附图说明
[0028]图1为本申请实施例涉及的硬件运行环境的电子设备结构示意图；
[0029]图2为本申请的实施例提供的飞机的非线性刚性气动数据修正方法中气动数据修正方法的流程示意图；
[0030]图3为本申请实施例的非线性刚性气动数据修正装置的功能模块示意图。
[0031]本申请目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
[0032]应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
[0033]本申请实施例的主要解决方案是：接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，所述风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；根据模型侧滑角，对所述气动数据矩阵进行对称性圆整；对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正。
[0034]准确的气动数据是确保飞机飞行安全的基础，目前气动数据的获取手段主要是以风洞试验为主，然而风洞试验由于受到风洞尺寸的限制，试验的模型尺寸和真实飞机相差较大，尤其是对大型飞机而言，二者甚至相差2～3个数量级，从而导致风洞试验数据和真实飞行数据差异较大。由于风洞试验模型尺寸一般较小，且风洞模型设计规范对模型刚度有一定的要求，因此通常认为风洞模型为刚性模型，而真实飞机在飞行过程中由于受到气动载荷作用，机翼会发生弯扭变形，因此真实飞机一般认为是弹性机体。因此，为了得到更本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：接收基于风洞实验数据建立的气动数据矩阵，所述风洞实验数据包括多种不同模型状态数据；根据模型侧滑角，对所述气动数据矩阵进行对称性圆整；对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正。2.如权利要求1所述的飞机的非线性刚性气动数据修正方法，其特征在于，所述气动数据矩阵包括攻角、纵向气动系数以及横航向气动系数，所述纵向气动系数包括升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数，横航向气动系数包括侧力系数，偏航力系数以及滚转力矩系数。3.如权利要求2所述的飞机的非线性刚性气动数据修正方法，其特征在于，所述根据模型侧滑角，对所述气动数据矩阵进行对称性圆整的步骤，包括：当所述模型侧滑角为0
°
时，将所述横航向气动数据设置为0；当所述模型侧滑角为正值时，将所述纵向气动数据设置为正侧滑角与负侧滑角之和的二分之一，将所述横航向气动数据设置为正侧滑角与负侧滑角之差的二分之一；当所述模型侧滑角为负值时，将所述纵向气动数据设置为与所述模型侧滑角为正值时相等，将所述横航向气动数据设置为与所述模型侧滑角为正值时的横航向气动数据的负值。4.如权利要求1所述的飞机的非线性刚性气动数据修正方法，其特征在于，所述对所述圆整后的气动数据矩阵进行弹性效应修正的步骤，包括：对所述升力系数的弹性效应进行修正。5.如权利要求4所述的飞机的非线性刚性气动数据修正方法，其特征在于，所述对所述升力系数的弹性效应进行修正的步骤，包括：通过对升力系数序列随攻角序列变化曲线斜率以及所述变化曲线的纵轴截距进行仿真，得到所述斜率以及所述纵轴截距的修正量，从而对所述升力系数进行修正。6.如权利要求1所...
【专利技术属性】
技术研发人员：姚皆可，冯文梁，程家林，肖良华，宋晓渴，冯宇鹏，
申请(专利权)人：成都飞机工业集团有限责任公司，
类型：发明
国别省市：
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