[发明专利]一种高可信度快速预测飞行器滚转动导数的方法

说明书

技术领域

本发明涉及流体力学领域，具体涉及一种高可信度快速预测飞行器滚转动导数的方法。

背景技术

动导数为飞行器运动中单位速度或角速度变化引起的气动力或力矩的变化，以导数形式表达。飞行器的滚转动导数是设计飞行器导航系统和控制系统以及动态品质分析所不可缺少的原始气动参数，滚转动导数的准确评估对飞机设计和飞行都有重要的意义。随着现在先进战斗机和导弹飞行包线的扩展，以及大迎角和带侧滑情况下的机动飞行等，人们对复杂流场中的飞行器动稳定性研究更加重视。近年来随着国际形势紧张及各国之间高科技竞争的日趋激烈，国家对我国航空航天事业持续加大了关注和投入力度，各类新型飞行器正在加速研发，这些飞行器的飞行品质和操稳特性的分析以及控制律的设计是很重要的研究内容。针对复杂外形以及一些非传统外形飞行器，在气动外形设计的初期发展滚转动导数的预测方法以减少风洞试验的数量，缩短初期设计周期是十分必要的。因此，如何获得滚转动导数是设计者面临的一项重要工作。

飞行试验，风洞实验以及理论计算是目前获取滚转动导数的主要方法。飞行试验的难度大、周期长、费用高。国家发明专利200810137422（旋转流场下的滚转动导数测量系统）公开了一种用于风洞动态综合试验中旋转流场下的滚转动导数测量系统，针对在非定常流场下的气动数据测量，需要研制飞机非定常动态综合实验系统，特别是需要研制旋转流场下的滚转动导数测量系统的问题，提供旋转流场下的滚转动导数测量系统，该发明技术方案由振荡轴控制机构和旋转轴控制机构构成，对于旋转轴控制采用速度控制，对振荡轴控制采用位置随动控制。采用控制工控机、ＣＡＮ总线控制器、旋转电机驱动器、振荡同步信号发生器、驱动旋转电机编码和减速器等装置，它与尾旋测试系统、强迫振荡测试系统等各动态实验系统一起，可以提供飞机大攻角机动性、操纵性、稳定性、失速尾旋预测和分析等全套数据，特别对研究振荡尾旋有重要意义。其主要用于旋转流场下的滚转动导数测量，但是同样难度较大、成本高、同时洞壁干扰，支撑干扰，模型震动等因素也影响测量精度。

随着计算机技术及数值计算方法的发展，通过数值计算获得滚转动导数是一种最理想的方式。经典的滚转动导数计算方法主要采用基于线化理论的气动力模型，如线化升力面方法和细长体理论，这些方法对相对简单的外形如旋成体等构型的稳定性导数预测精度较高、速度也较快，但是其不能考虑到各种非线性效应。当飞行器进入大迎角状态或姿态变化较大时，流场中非定常分离和旋涡运动、非定常运动激波及其与附面层的干扰占主导地位，其气动力系数变化呈现强烈的非线性效应。此时，传统上基于线性小扰动理论的研究方法如摄动法等都不再适于表征飞行器的动稳定性，即在大迎角情况下，线性模型不再适用。

20世纪90年代以来，随着计算流体力学方法的发展，多重网格法、局部步长法、隐式残差光顺法、隐式迭代等许多加速流场收敛的技术得以成功的采用同时随着计算机技术的发展以及并行计算等技术的应用使采用求解Navier-Stokes方程加湍流模型的方法来预测滚转动导数的方法成为可能。目前CFD(Computational Fluid Dynamics)技术已经逐步用于滚转动导数的计算，主要在惯性系下采用数值模拟强迫振动或者自由衰减运动两种方法求解流体方程，再通过数值方法辨识出各类导数。这种基于CFD技术的数值方法可以考虑到流场的非线性特性，适用更大的迎角范围等条件，可用于开展复杂外形的气动力计算，但是这类方法需要开展时间精确求解，计算量大，当模拟的外形较复杂时对计算资源的需求更加庞大，不能满足型号设计的要求。

寻求一种高可信度快速预测飞行器滚转动导数方法对加快飞行器设计是十分必要的。

发明内容

为了克服现有技术的上述缺点，本发明提供了一种通过在旋转坐标系下求解定常流体力学控制方程来获取高可信度飞行器滚转动导数的方法。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种高可信度快速预测飞行器滚转动导数的方法，包括如下步骤：

第一步、模型表面网格的生成和空间网格划分：

第二步、旋转坐标系下气动参数的计算方法：

（1）将惯性系下的Navier-Stokes方程变换到旋转坐标系下；

（2）对变换后的方程进行数值求解，获得每个状态的流场；

（3）对物面压力和粘性应力在表面上积分得到气动力，通过表面力向质心取矩并积分得到作用在质心的气动力矩；