CN110057537B - 飞行器气动性能影响预测方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞行器气动性能技术领域，公开了一种飞行器气动性能影响预测方法。该方法包括：确定满足风洞试验要求的初始飞行器试验模型；通过风洞试验获取所述模型的基础气动力数据；利用数值计算方法预测发生进气道状态变化的马赫数范围；在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态；获取每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据；基于每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据确定飞行器气动性能影响量。由此，解决目前现有方法由于不能完全模拟飞行中弹道状态而导致无法获得进气道不同状态对气动性能影响这一关键难题。

Description

飞行器气动性能影响预测方法
技术领域
本发明涉及飞行器气动性能技术领域，尤其涉及一种飞行器气动性能影响预测方法。
背景技术
对于吸气式飞行器来说，进气道主要的作用是捕获来流并对其进行压缩，为发动机的其他组件(如燃烧室)提供压缩空气。通常认为，若进气道的流量捕获特性未因其内部流态的改变而受到影响，称进气道处于起动状态，否则为不起动状态。
在飞行器爬升段，随着来流马赫数逐渐增加，进气道会经历从不起动状态到起动状态的变化过程，这个过程称为进气道的自起动。在飞行器巡航段，进气道在起动的情况下，可能出现意外情况(如发动机供油调节不当引起燃烧室压力过高、飞行姿态角过大等)，导致进气道从起动状态变化到不起动状态，这时需要研究进气道是否具有再次自起动的能力，因此进气道有可能经历从起动->不起动->再起动过程，如果不能实现再起动，发动机将不能继续正常工作。在飞行器的下降段，飞行马赫数会逐渐降低，进气道会经历从起动到不起动过程。这个阶段的状态变化与爬升段状态变化相反。其中，在爬升段，进气道从不起动状态到起动状态的变化；在下降段，进气道会从起动状态变化到不起动状态；这两个过程是必然发生的。而在巡航段，进气道出现的不起动状态的情况相对较少。
由于风洞试验的总压是受一定限制的，地面试验无法完全模拟飞行器沿弹道状态，因此很难通过地面试验精确预测进气道在爬升段和下降段发生状态变化的临界点，比如，地面试验预测进气道在Ma3.5状态实现自起动(从不起动状态变为起动状态)，而飞行试验结果表明进气道在Ma4才实现了自起动。已有的研究结果表明，进气道状态变化会对气动性能产生的影响，而且在不同弹道点发生状态变化对气动性能的影响量也会不同。因此如果无法准确预测进气道发生状态变化的临界点就不能准确预测飞行器气动性能。然而，现有技术中的方法尚不能模拟飞行中弹道状态，导致无法获得进气道不同状态对气动性能影响。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种飞行器气动性能影响预测方法，能够解决上述现有技术中的问题。
本发明的技术解决方案：一种飞行器气动性能影响预测方法，其中，该方法包括：
确定满足风洞试验要求的初始飞行器试验模型；
通过风洞试验获取所述模型的基础气动力数据；
利用数值计算方法预测发生进气道状态变化的马赫数范围；
在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态；
获取每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据；
基于每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据确定飞行器气动性能影响量。
优选地，在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态包括：
在所述马赫数范围内的不同马赫数下，分别对替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型的喉道壁面压力进行检测；
基于分别检测的喉道壁面压力确定对应马赫数下的进气道状态。
优选地，在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态包括：
在所述马赫数范围内的不同马赫数下，通过风洞纹影图像获得替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型的进气道流场特性；
基于所述流场特性确定对应马赫数下的进气道状态。
优选地，基于每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据确定飞行器气动性能影响量：
将每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据的差确定为飞行器气动性能影响量。
优选地，进气道状态包括进气道起动状态和进气道不起动状态。
优选地，所述马赫数范围为3Ma～4.5Ma。
通过上述技术方案，可以先确定初始分析器试验模型并获得基础气动力数据，然后可以利用数值计算方法预测发生进气道状态变化的马赫数范围，在马赫数范围内获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态，并获取每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据，进而可以基于每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据获得进气道状态变化对气动性能的影响量，从而能够切实提高地面预测气动性能数据的精度。由此，本发明所述的方法可以解决目前现有方法由于不能完全模拟飞行中弹道状态而导致无法获得进气道不同状态对气动性能影响这一关键难题。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种飞行器气动性能影响预测方法的流程图；
图2A和2B分别为本发明实施例中不同马赫数下飞行器阻力随攻角变化的示意图；
图3A和3B分别为本发明实施例中不同马赫数下飞行器升力随攻角变化的示意图；
图4A和4B分别为本发明实施例中不同马赫数下飞行器俯仰力矩随攻角变化的示意图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
图1为本发明实施例提供的一种飞行器气动性能影响预测方法的流程图。
如图1所示，本发明实施例提供了一种飞行器气动性能影响预测方法，其中，该方法包括：
S100，确定满足风洞试验要求的初始飞行器试验模型；
举例来讲，可以基于现有的试验设备，设计确定一个满足风洞试验要求的初始飞行器试验模型。
S102，通过风洞试验获取所述模型的基础气动力数据；
也就是，可以通过风洞试验获取该模型的气动性能数据，将该数据作为飞行器气动性能的基础数据。
S104，利用数值计算方法预测发生进气道状态变化的马赫数范围；
S106，在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态；
也就是，可以用进气道喉道替换模块对初始飞行器试验模型的进气道喉道进行替换，由此得到进气道喉道模块与初始飞行器试验模型的进气道喉道模块不同的飞行器试验模型。
举例来讲，可以将初始飞行器试验模型的没有吸除孔的进气道喉道替换为具有吸除孔的进气道喉道(例如，通过有吸除孔的进气道喉道模块获得进气道的起动状态，通过无吸除孔的进气道喉道模块获得进气道的不起动状态)；或者，可以通过适当地调整进气道喉道大小，分别获得进气道的起动和不起动两种状态。
S108，获取每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据；
举例来讲，通过风洞试验获得进气道不同状态下的气动性能。
S110，基于每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据确定飞行器气动性能影响量。
通过上述技术方案，可以先确定初始分析器试验模型并获得基础气动力数据，然后可以利用数值计算方法预测发生进气道状态变化的马赫数范围，在马赫数范围内获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态，并获取每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据，进而可以基于每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据获得进气道状态变化对气动性能的影响量，从而能够切实提高地面预测气动性能数据的精度。由此，本发明所述的方法可以解决目前现有方法由于不能完全模拟飞行中弹道状态而导致无法获得进气道不同状态对气动性能影响这一关键难题。
根据本发明一种实施例，在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态包括：
在所述马赫数范围内的不同马赫数下，分别对替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型的喉道壁面压力进行检测；
基于分别检测的喉道壁面压力确定对应马赫数下的进气道状态。
也就是，可以根据喉道壁面压力确定进气道的状态。
根据本发明一种实施例，在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态包括：
在所述马赫数范围内的不同马赫数下，通过风洞纹影图像获得替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型的进气道流场特性；
基于所述流场特性确定对应马赫数下的进气道状态。
也就是，可以根据风洞试验中风洞纹影图像确定进气道的状态。
根据本发明一种实施例，基于每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据确定飞行器气动性能影响量：
将每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据的差确定为飞行器气动性能影响量。
根据本发明一种实施例，进气道状态包括进气道起动状态和进气道不起动状态。
根据本发明一种实施例，所述马赫数范围为3Ma～4.5Ma。
本领域技术人员应当理解，上述的马赫数范围仅仅是示例性的，并非用于限定本发明。
图2至图4示出了初始飞行器试验模型和替换后的飞行器试验模型在不同马赫数下飞行器气动力数据的变化示意图。具体地：
在图2至图4中，初始飞行器试验模型以具有无孔喉道为例；替换后的飞行器试验模型以具有有孔喉道为例。
图2A和2B分别为本发明实施例中不同马赫数下飞行器阻力随攻角变化的示意图。
在图2A中，示出了初始飞行器试验模型和替换后的飞行器试验模型在马赫数为4时飞行器阻力(cx)随攻角α变化。
在图2B中，示出了初始飞行器试验模型和替换后的飞行器试验模型在马赫数为3.5时飞行器阻力(cx)随攻角α变化。
图3A和3B分别为本发明实施例中不同马赫数下飞行器升力随攻角变化的示意图；
在图3A中，示出了初始飞行器试验模型和替换后的飞行器试验模型在马赫数为4时飞行器升力(cy)随攻角α变化。
在图3B中，示出了初始飞行器试验模型和替换后的飞行器试验模型在马赫数为3.5时飞行器升力(cy)随攻角α变化。
图4A和4B分别为本发明实施例中不同马赫数下飞行器俯仰力矩随攻角变化的示意图。
在图4A中，示出了初始飞行器试验模型和替换后的飞行器试验模型在马赫数为4时飞行器俯仰力矩(mz)随攻角α变化。
在图4B中，示出了初始飞行器试验模型和替换后的飞行器试验模型在马赫数为3.5时飞行器俯仰力矩(mz)随攻角α变化。
从上述实施例可以看出，本发明上述实施例所述的进气道不同状态对气动性能影响的预测方法可以提高内外流耦合飞行器的地面预测气动性能精度，达到了预期效果。
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
本发明以上的方法可以由硬件实现，也可以由硬件结合软件实现。本发明涉及这样的计算机可读程序，当该程序被逻辑部件所执行时，能够使该逻辑部件实现上文所述的装置或构成部件，或使该逻辑部件实现上文所述的各种方法或步骤。本发明还涉及用于存储以上程序的存储介质，如硬盘、磁盘、光盘、DVD、flash存储器等。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (5)

1.一种飞行器气动性能影响预测方法，其特征在于，该方法包括：
确定满足风洞试验要求的初始飞行器试验模型；
通过风洞试验获取所述模型的基础气动力数据；
利用数值计算方法预测发生进气道状态变化的马赫数范围；
在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态；
获取每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据；
基于每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据确定飞行器气动性能影响量，
其中，基于每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据确定飞行器气动性能影响量包括：
将每个马赫数下的进气道状态对应的飞行器气动力数据与相同马赫数下的基础气动力数据的差确定为飞行器气动性能影响量。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态包括：
在所述马赫数范围内的不同马赫数下，分别对替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型的喉道壁面压力进行检测；
基于分别检测的喉道壁面压力确定对应马赫数下的进气道状态。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述马赫数范围内，获取替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型在不同马赫数下的进气道状态包括：
在所述马赫数范围内的不同马赫数下，通过风洞纹影图像获得替换了进气道喉道模块后的飞行器试验模型的进气道流场特性；
基于所述流场特性确定对应马赫数下的进气道状态。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，进气道状态包括进气道起动状态和进气道不起动状态。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述马赫数范围为3Ma～4.5Ma。
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