[发明专利]一种适用于旋成体外形的来流参数确定方法

说明书

一种适用于旋成体外形的来流参数确定方法，(1)建立适用于旋成体外形的表面压力近似模型：首先，确定表面压力计算公式，将表面压力表示为来流动压q_c与压力系数C_pi的乘积与来流静压p_∞的加和；然后，采用多项式的形式表达所述的压力系数C_pi，多项式因子为飞行攻角α、侧滑角β和来流压力比R；最后，通过多组状态下的旋成体表面测点压力数值拟合或者回归或者最小二乘法，得到上述多项式中的系数；(2)获取飞行试验中的旋成体表面测点压力，根据表面测点压力结合上述近似模型进行反算，得到多项式因子，进而得到来流参数。本发明模型可以用于嵌入式大气数据系统，可以有效提高系统的预测精度。

技术领域

本发明涉及一种适用于旋成体外形的表面压力近似模型，可以应用于火箭弹等嵌入式大气数据系统(FADS)当中，属于飞行器飞行状态测量领域。

背景技术

鉴于高超声速的高温加热效应，嵌入式大气数据系统(FADS)在高超声速飞行器上是必要的，高精度一直是大气数据系统追求的目标，除使用神经网络之间建立从测压点压力到飞行参数之间的函数外，一般使用理论方法建立从飞行参数到表面压力的模型，使用时是通过反求不同测压点压力构成的超定方程组获得对应的飞行参数。

理论模型下的嵌入式大气数据系统的精度直接与表面压力模型相关，压力模型的精度越高，大气数据系统的精度也高。最常用的是基于球面建立的牛顿模型和对应的修正模型，这些模型对大钝头体外形的飞行器有较大的应用价值，但对于旋成体类型的导弹类飞行器误差较大。目前针对旋成体一般采用基于神经网络的大气数据系统，但是该系统很难保证在扰动的测量精度。

发明内容

本发明的技术解决问题：针对旋成体类型飞行器的特点，建立了一种基于高精度的表面压力近似模型的来流参数确定方法，模型可以用于嵌入式大气数据系统，可以有效提高系统的预测精度。

本发明的技术方案：一种适用于旋成体外形的来流参数确定方法，通过下述方式实现：

(1)建立适用于旋成体外形的表面压力近似模型：

首先，确定表面压力计算公式，将表面压力表示为来流动压q_c与压力系数C_pi的乘积与来流静压p_∞的加和；

然后，采用多项式的形式表达所述的压力系数C_pi，多项式因子为飞行攻角α、侧滑角β和来流压力比R；

最后，通过每个表面测点在多组状态下的压力数值进行拟合或者回归或者最小二乘法，得到上述多项式中的系数，得到每个表面测点对应的表面压力近似模型；

(2)获取飞行试验中的旋成体表面测点压力，根据表面测点压力结合上述近似模型进行反算，得到多项式因子，进而得到来流参数。

进一步的，多项式的阶数至少4阶。

进一步的，当表面测点位于旋成体的顶点、机体纵向和横向平面内时，所述的多项式表达形式简化对应的侧滑角和或攻角的奇次项，只保留侧滑角和或攻角其偶次项。

进一步的，当多项式为5阶时，多项式形式如下：

f(α,β,R)＝a₀+a₁α+a₂β+a₃R+a₄α²+a₅β²+a₆R²+a₇αβ+a₈αR+a₉βR+a₁₀α³+a₁₁β³