[发明专利]非定常气动力计算精度评估及修正方法

权利要求书

1.一种非定常气动力计算精度评估及修正方法，其特征在于，所述非定常气动力计算精度评估及修正方法包括：

建立全飞行器动力学模型和全飞行器气动力网格模型；

基于所述全飞行器动力学模型，构建飞行器在俯仰、偏航和滚转三通道的飞行器转动刚体模态振型和操纵面偏转刚体模态振型；

将三通道的所述飞行器转动刚体模态振型和所述操纵面偏转刚体模态振型插值到所述全飞行器气动力网格模型中；

基于插值后的所述全飞行器气动力网格模型，利用频域非定常气动力求解方法计算获取飞行器的各个通道的非定常气动力；

根据各个所述通道的非定常气动力计算获取各个通道的非定常气动力矩；

基于操纵面测力风洞试验数据，计算获取各个通道下操纵面单位角度偏转提供给飞行器的控制力，根据各个通道下操纵面单位角度偏转提供给飞行器的控制力计算获取各个通道的控制力矩；

根据各个通道的非定常气动力矩和各个通道的控制力矩计算获取各个通道的非定常气动力精度评估值；

将各个通道的所述非定常气动力精度评估值分别与设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围进行比较，当任一通道的所述非定常气动力精度评估值超出设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围时，调整所述全飞行器气动力网格模型，重复上述过程，直至任一通道的所述非定常气动力精度评估值均处于设定的对应通道的气动力精度评估阈值范围内，完成非定常气动力计算精度评估及修正。

2.根据权利要求1所述的非定常气动力计算精度评估及修正方法，其特征在于，在将三通道的所述飞行器转动刚体模态振型和所述操纵面偏转刚体模态振型插值到所述全飞行器气动力网格模型中之后，所述非定常气动力计算精度评估及修正方法还包括：对插值后的所述全飞行器气动力网格模型的模态振型与插值前的模态振型相比对，当插值前后的所述模态振型之间的差值小于预设差值时，调整插值节点，重复上述过程，直至插值前后的所述模态振型之间的差值小于预设差值。

3.根据权利要求1所述的非定常气动力计算精度评估及修正方法，其特征在于，构建飞行器在俯仰、偏航和滚转三通道的操纵面偏转刚体模态振型具体包括：根据俯仰、偏航和滚转三通道的操纵面控制定义，构建飞行器在俯仰、偏航和滚转三通道的操纵面偏转刚体模态振型。

4.根据权利要求3所述的非定常气动力计算精度评估及修正方法，其特征在于，当飞行弹道为亚声速飞行器的飞行弹道时，选用偶极子网格法作为频域非定常气动力求解方法；当飞行弹道为低超声速飞行器的飞行弹道时，选用谐波梯度法或当地流活塞理论作为频域非定常气动力求解方法；当飞行弹道为高速飞行器的飞行弹道时，选用统一升力面理论、Van Dyke二阶活塞理论或牛顿冲击理论作为频域非定常气动力求解方法。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的非定常气动力计算精度评估及修正方法，其特征在于，各个通道的非定常气动力矩M'可根据M'＝q_DQ_qδδ计算获取，其中，q_D为基于飞行弹道典型状态点的动压，Q_qδ为任一通道全飞行器刚体模态振型与操纵面偏转刚体模态气动力的交叉项，δ为任一通道的偏转角度。

6.根据权利要求5所述的非定常气动力计算精度评估及修正方法，其特征在于，所述任一通道全飞行器刚体模态振型与操纵面偏转刚体模态气动力的交叉项Q_qδ可根据计算获取，其中，Q为减缩频率k＝0下的非定常气动力影响系数矩阵，Q_qq为任一通道全飞行器刚体模态振型与气动力的自交项，Q_δδ为任一通道操纵面偏转刚体模态振型与气动力的自交项，Q_δq为任一通道操纵面偏转刚体模态振型与全飞行器刚体模态气动力的交叉项。

7.根据权利要求1所述的非定常气动力计算精度评估及修正方法，其特征在于，所述飞行器的控制力R可根据R＝q_DS_refc计算获取，其中，q_D为基于飞行弹道典型状态点的动压，S_ref为操纵面参考面积，c为舵效。