CN110411707B - 串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法 - Google Patents

串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110411707B
CN110411707B CN201910669217.4A CN201910669217A CN110411707B CN 110411707 B CN110411707 B CN 110411707B CN 201910669217 A CN201910669217 A CN 201910669217A CN 110411707 B CN110411707 B CN 110411707B
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
data
unsteady
performance data
aerodynamic performance
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201910669217.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110411707A (zh
Inventor
王磊
汤继斌
戴悟叶
黄俊森
卢志毅
李超
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Kongtian Technology Research Institute
Original Assignee
Beijing Kongtian Technology Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Kongtian Technology Research Institute filed Critical Beijing Kongtian Technology Research Institute
Priority to CN201910669217.4A priority Critical patent/CN110411707B/zh
Publication of CN110411707A publication Critical patent/CN110411707A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110411707B publication Critical patent/CN110411707B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
    • G01M9/065—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing dealing with flow
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/08—Aerodynamic models

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法。该方法包括：利用计算流体力学方法获得飞行器与助推级分离过程中不同物理分离时刻对应的非定常气动性能数据F1和飞行器六自由度运动数据M1；根据飞行器六自由度运动数据M1单独对飞行器进行非定常虚拟飞行计算获取对应物理时刻的非定常气动性能数据F2；基于非定常气动性能数据F1和非定常气动性能数据F2确定飞行器级间分离气动特性干扰量数据。由此，解决了地面风洞试验存在各类支撑干扰误差、飞行试验难以获得干扰量数据的问题。

Description

串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法。
背景技术
在航天领域中，飞行器/有效载荷与火箭助推器/运载火箭采用串联形式是最广泛的应用形式之一，如我国长征系列运载火箭广泛采用串联形式，欧美俄等航天强国除航天飞机采用并联形式外几乎都用到串联形式。如联盟系列运载火箭、土星5号运载火箭、苏联的N-1运载火箭、能源号运载火箭和质子号运载火箭以及欧空局的阿丽亚娜运载火箭。
级间分离过程对飞行器气动性能的干扰量是飞行器总体设计的重要参数。当前，由于试验技术水平的限制，依靠地面风洞试验获取的干扰量存在各类支撑干扰误差，且试验经费高昂；而依靠飞行试验也无获得相关数据的先例。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法，能够解决上述现有技术中无法准确获得级间分离过程对飞行器气动性能的干扰量的问题。
本发明的技术解决方案：一种串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法，其中，该方法包括：
利用计算流体力学方法获得飞行器与助推级分离过程中不同物理分离时刻对应的非定常气动性能数据F1和飞行器六自由度运动数据M1；
根据飞行器六自由度运动数据M1单独对飞行器进行非定常虚拟飞行计算获取对应物理时刻的非定常气动性能数据F2；
基于非定常气动性能数据F1和非定常气动性能数据F2确定飞行器级间分离气动特性干扰量数据。
优选地，基于非定常气动性能数据F1和非定常气动性能数据F2确定飞行器级间分离气动特性干扰量数据包括：
将非定常气动性能数据F1与非定常气动性能数据F2之差确定为飞行器级间分离气动特性干扰量数据。
优选地，所述非定常气动性能数据F1和所述非定常气动性能数据F2包括升力系数Cy、阻力系数Cx、侧向力系数Cz、俯仰力矩系数mx、偏航力矩系数my和滚转力矩系数mz。
优选地，所述飞行器六自由度运动数据M1包括飞行器质心的位移数据和姿态角数据。
优选地，所述姿态角数据包括俯仰角、偏航角和滚转角。
通过上述技术方案，可以采用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics)方法获得飞行器与助推级分离过程中不同物理分离时刻对应的非定常气动性能数据F1和飞行器六自由度运动数据M1，并可以根据飞行器六自由度运动数据M1单独对飞行器进行非定常虚拟飞行计算获取对应物理时刻的非定常气动性能数据F2，进而可以基于非定常气动性能数据F1和非定常气动性能数据F2确定飞行器在分离过程中的非定常气动特性干扰量数据，解决了地面风洞试验存在各类支撑干扰误差、飞行试验难以获得干扰量数据的问题，且成本效益明显，远低于地面风洞试验。
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串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法的流程图。
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串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法的流程图。
如图1所示，本发明实施例提供了一种串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法，其中，该方法包括：
S100，利用计算流体力学方法获得飞行器与助推级分离过程中不同物理分离时刻对应的非定常气动性能数据(例如，非定常六分量气动性能数据)F1和飞行器六自由度运动数据M1；
在该步骤中，获取的是飞行器与助推级分离过程中的数据，考虑了助推级的运动情况。
S102，根据飞行器六自由度运动数据M1单独对飞行器进行非定常虚拟飞行计算获取对应物理时刻的非定常气动性能数据F2；
在该步骤中，只考虑飞行器的运动过程，此时没有助推级干扰，即虚拟没有助推级干扰的飞行器运动。
其中，可以根据飞行器六自由度运动数据M1确定飞行器的运动规律。
举例来讲，利用强制运动规律约束，可以根据由飞行器六自由度运动数据M1确定的飞行器的运动规律单独对飞行器采用非定常虚拟飞行计算，重现级间分离过程中飞行器的完整运动，获取对应物理时刻且相同运动规律下的非定常气动性能数据F2。
S104，基于非定常气动性能数据F1和非定常气动性能数据F2确定飞行器级间分离气动特性干扰量数据。
通过上述技术方案，可以采用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics)方法获得飞行器与助推级分离过程中不同物理分离时刻对应的非定常气动性能数据F1和飞行器六自由度运动数据M1，并可以根据飞行器六自由度运动数据M1单独对飞行器进行非定常虚拟飞行计算获取对应物理时刻的非定常气动性能数据F2，进而可以基于非定常气动性能数据F1和非定常气动性能数据F2确定飞行器在分离过程中的非定常气动特性干扰量数据，解决了地面风洞试验存在各类支撑干扰误差、飞行试验难以获得干扰量数据的问题，且成本效益明显，远低于地面风洞试验。
此外，本发明所述方法获得的干扰量数据在分离的所有时刻均能保证飞行器气动性能的对应关系，消除了插值引入的数值误差。
根据本发明一种实施例，基于非定常气动性能数据F1和非定常气动性能数据F2确定飞行器级间分离气动特性干扰量数据包括：
将之差确定为飞行器级间分离气动特性干扰量数据。
也就是，通过将非定常气动性能数据F1与非定常气动性能数据F2作差，得到飞行器级间分离气动特性干扰量数据。
根据本发明一种实施例，所述非定常气动性能数据F1和所述非定常气动性能数据F2包括升力系数Cy、阻力系数Cx、侧向力系数Cz、俯仰力矩系数mx、偏航力矩系数my和滚转力矩系数mz。
举例来讲，可以将非定常气动性能数据F1中的升力系数Cy与非定常气动性能数据F2中的升力系数Cy作差，得到飞行器级间分离升力系数Cy干扰量。类似地，可以依次得到飞行器级间分离阻力系数Cx干扰量、飞行器级间分离侧向力系数Cz干扰量、飞行器级间分离俯仰力矩系数mx干扰量、飞行器级间分离偏航力矩系数my干扰量和飞行器级间分离滚转力矩系数mz干扰量。
根据本发明一种实施例，所述飞行器六自由度运动数据M1包括飞行器质心的位移数据和姿态角数据。
根据本发明一种实施例，所述姿态角数据包括俯仰角、偏航角和滚转角。
其中，基于所述俯仰角、偏航角和滚转角可以得到对应的角速度。基于位移数据可以得到对应的速度。
从上述实施例可以看出，采用本发明上述实施例所述的串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法，能够解决地面风洞试验获取干扰量存在误差和飞行试验难以获得气动性能干扰量数据的问题，而且理论准确度更高，并能降低成本，具备工程实用性。
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 (4)

1.一种串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法，其特征在于，该方法包括：
利用计算流体力学方法获得飞行器与助推级分离过程中不同物理分离时刻对应的非定常气动性能数据F1和飞行器六自由度运动数据M1；
根据飞行器六自由度运动数据M1单独对飞行器进行非定常虚拟飞行计算获取对应物理时刻的非定常气动性能数据F2；
基于非定常气动性能数据F1和非定常气动性能数据F2确定飞行器级间分离气动特性干扰量数据，
其中，基于非定常气动性能数据F1和非定常气动性能数据F2确定飞行器级间分离气动特性干扰量数据包括：
将非定常气动性能数据F1与非定常气动性能数据F2之差确定为飞行器级间分离气动特性干扰量数据。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述非定常气动性能数据F1和所述非定常气动性能数据F2包括升力系数Cy、阻力系数Cx、侧向力系数Cz、俯仰力矩系数mx、偏航力矩系数my和滚转力矩系数mx。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述飞行器六自由度运动数据M1包括飞行器质心的位移数据和姿态角数据。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述姿态角数据包括俯仰角、偏航角和滚转角。
CN201910669217.4A 2019-07-24 2019-07-24 串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法 Active CN110411707B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910669217.4A CN110411707B (zh) 2019-07-24 2019-07-24 串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910669217.4A CN110411707B (zh) 2019-07-24 2019-07-24 串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110411707A CN110411707A (zh) 2019-11-05
CN110411707B true CN110411707B (zh) 2021-02-05

Family

ID=68362752

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910669217.4A Active CN110411707B (zh) 2019-07-24 2019-07-24 串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110411707B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112733471B (zh) * 2021-01-11 2023-08-29 北京临近空间飞行器***工程研究所 用于分离两体非定常气动特性的方法
CN112504613B (zh) * 2021-02-03 2021-05-28 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种并联飞行器级间分离试验方法、装置及可读存储介质

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4698997A (en) * 1985-03-14 1987-10-13 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Oscillation pressure device for dynamic calibration of pressure transducers
CN101915655A (zh) * 2010-07-15 2010-12-15 吉林大学 基于试验与仿真的汽车风洞模型支撑气动干扰扣除方法
CN102012953A (zh) * 2010-11-04 2011-04-13 西北工业大学 Cfd/csd耦合求解非线性气动弹性仿真方法
CN105975658A (zh) * 2016-04-27 2016-09-28 北京空间飞行器总体设计部 一种起飞稳定性建模方法
CN107391858A (zh) * 2017-07-27 2017-11-24 空气动力学国家重点实验室 一种获取风洞模型静气动弹性变形影响量的方法
CN107480347A (zh) * 2017-07-24 2017-12-15 湖北航天技术研究院总体设计所 一种分离体散布特性预示方法
CN109250149A (zh) * 2018-09-26 2019-01-22 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置
CN110057537A (zh) * 2019-04-12 2019-07-26 北京空天技术研究所 飞行器气动性能影响预测方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107782526B (zh) * 2017-11-07 2019-05-24 中国航天空气动力技术研究院 质心位于交接面处的并联级间分离自由飞风洞试验装置

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4698997A (en) * 1985-03-14 1987-10-13 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Oscillation pressure device for dynamic calibration of pressure transducers
CN101915655A (zh) * 2010-07-15 2010-12-15 吉林大学 基于试验与仿真的汽车风洞模型支撑气动干扰扣除方法
CN102012953A (zh) * 2010-11-04 2011-04-13 西北工业大学 Cfd/csd耦合求解非线性气动弹性仿真方法
CN105975658A (zh) * 2016-04-27 2016-09-28 北京空间飞行器总体设计部 一种起飞稳定性建模方法
CN107480347A (zh) * 2017-07-24 2017-12-15 湖北航天技术研究院总体设计所 一种分离体散布特性预示方法
CN107391858A (zh) * 2017-07-27 2017-11-24 空气动力学国家重点实验室 一种获取风洞模型静气动弹性变形影响量的方法
CN109250149A (zh) * 2018-09-26 2019-01-22 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置
CN110057537A (zh) * 2019-04-12 2019-07-26 北京空天技术研究所 飞行器气动性能影响预测方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
The interference aerodynamics caused by the wing elasticity during store separation;Yang Lei等;《Acta Astronautica》;20160531;116-129 *
火箭级间分离过程流场数值模拟;李超等;《宇航总体技术》;20170331;第1卷(第1期);49-53 *
非对称飞行器级间分离时喷流干扰特性试验研究;罗金玲等;《实验流体力学》;20081231;第22卷(第4期);15-18 *
高超声速飞行器级间分离非定常数值研究;郭庆阳;《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》;20150115(第01期);C031-270 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN110411707A (zh) 2019-11-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110411707B (zh) 串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法
Takizawa et al. Fluid–structure interaction modeling of clusters of spacecraft parachutes with modified geometric porosity
Biedron et al. Recent enhancements to the FUN3D flow solver for moving-mesh applications
US9645054B2 (en) Method for determining reduction factor of bearing capacity of axial load cylindrical shell structure
CN110794864B (zh) 基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法
CN110398340A (zh) 基于投放分离类风洞自由飞试验相似律简化的风洞试验参数确定方法
CN109634306B (zh) 飞行器控制参数的确定方法及装置
CN113221243B (zh) 一种飞行器折叠舵瞬态同步展开的仿真计算方法及***
CN104931250A (zh) 一种高升力***全机加载动态试验方法
CN107831653B (zh) 一种抑制参数摄动的高超声速飞行器指令跟踪控制方法
CN110057537B (zh) 飞行器气动性能影响预测方法
CN111158391A (zh) 一种基于离散***直接控制分配的舵面控制方法
CN110850715A (zh) 一种奇异摄动***的抗干扰控制方法
CN110069842B (zh) 舵效快速估算方法
CN111412887A (zh) 一种基于卡尔曼滤波的攻角、侧滑角辨识方法
CN115145300B (zh) 一种运载火箭姿态控制方法及相关设备
CN106919747B (zh) 一种飞行器舱内压力预测方法
CN114528692A (zh) 基于数值优化的可重复使用火箭着陆段可行域计算方法
CN114528775A (zh) 针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法、装置及设备
CN105160084A (zh) 一种弹射救生仿真方法
CN105588568B (zh) 火箭发射无动力飞行段弹道外推与滤值方法
CN112270046B (zh) 一种进气道保护罩分离轨迹仿真方法
CN111178589A (zh) 一种基于灰色预测的迭代制导方法和***
CN109612675B (zh) 全弹伺服气弹稳定性验证地面试验方法
CN112989497B (zh) 基于几何空间主特征提取的紧支径向基函数数据传递方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant