本發(fā)明屬于航空航天風(fēng)動(dòng)試驗(yàn)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

大展弦比機(jī)翼的靜氣動(dòng)彈性現(xiàn)象非常嚴(yán)重，對(duì)其氣動(dòng)特性、飛行性能、飛行品質(zhì)及載荷分布都有很大的影響，作為載荷計(jì)算的重要的原始數(shù)據(jù)，為了獲取準(zhǔn)確的飛行運(yùn)動(dòng)參數(shù)和機(jī)動(dòng)載荷，氣動(dòng)系數(shù)尤其是升力系數(shù)應(yīng)采取經(jīng)彈性修正的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)。以往升力系數(shù)氣彈修正結(jié)果都是增加一高度層H，即每一個(gè)高度層H給定一版升力系數(shù)，升力系數(shù)數(shù)據(jù)量將比原來增大一個(gè)數(shù)量級(jí)，數(shù)據(jù)處理困難，彈道仿真效率降低，本專利旨在發(fā)展一套可方便嵌入彈道仿真程序中的升力系數(shù)氣彈修正公式，從而提高彈道仿真效率。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的：

為了修正飛行器的剛性體的升力系數(shù)，解決升力系數(shù)數(shù)據(jù)量過大，數(shù)據(jù)處理困難，彈道仿真效率低問題。

本發(fā)明的技術(shù)方案：

提供一種修正飛行器剛性體升力系數(shù)的風(fēng)洞試驗(yàn)方法，包括如下步驟：

1)通過風(fēng)洞試驗(yàn)得到飛行器剛性體升力系數(shù)cl_g(Ma,α,β)；所述的飛行器的展弦比大于6；

2)由所述飛行器的數(shù)學(xué)模型通過CFD計(jì)算得到剛性體升力系數(shù)cl_g(Ma,α,β)’或者以法向過載n_y＝1對(duì)所述飛行器再次進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，并得到剛性體升力系數(shù)cl_g(Ma,α,β)”；

3)由步驟2)的剛性體升力系數(shù)cl_g(Ma,α,β)’或步驟2)的剛性體升力系數(shù)cl_g(Ma,α,β)”與步驟1)的剛性體升力系數(shù)cl_g(Ma,α,β)得到差量Δcl；

4)測(cè)量飛行器的質(zhì)量m，并由該質(zhì)量m得到飛行器的巡航法向力F_巡航＝mg；

5)由公式得到修正 后的飛行器升力系數(shù)cl_t(Ma,α,β,H)，其中：

Ma為飛行器飛行馬赫數(shù)，α為飛行器飛行攻角，β為飛行器飛行側(cè)滑角，

F_g(Ma,α,β,H)為利用剛性體升力系數(shù)得到Ma,α,β,H狀態(tài)下升力，公式為

q(Ma,H)為飛行器在高度H、馬赫數(shù)Ma下的動(dòng)壓，

S_ref為飛行器參考面積。

本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)：

提供給彈道仿真的數(shù)據(jù)量減少一個(gè)量級(jí)，并且升力系數(shù)氣彈修正公式可以很方便嵌入到彈道仿真程序中，仿真效率至少提高2倍。

具體實(shí)施方式：

下面提供一種修正飛行器剛性體升力系數(shù)的風(fēng)洞試驗(yàn)方法，包括如下步驟：

1)通過風(fēng)洞試驗(yàn)得到飛行器剛性體升力系數(shù)cl_g(Ma,α,β)；所述的飛行器的展弦比大于6；

2)由所述飛行器的數(shù)學(xué)模型通過CFD計(jì)算得到剛性體升力系數(shù)cl_g(Ma,α,β)’或者以法向過載n_y＝1對(duì)所述飛行器再次進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，并得到剛性體升力系數(shù)cl_g(Ma,α,β)”；

3)由步驟2)的剛性體升力系數(shù)cl_g(Ma,α,β)’或步驟2)的剛性體升力系數(shù)cl_g(Ma,α,β)”與步驟1)的剛性體升力系數(shù)cl_g(Ma,α,β)得到差量Δcl；

4)測(cè)量飛行器的質(zhì)量m，并由該質(zhì)量m得到飛行器的巡航法向力F_巡航＝mg；

5)由公式得到修正后的飛行器升力系數(shù)cl_t(Ma,α,β,H)，其中：

Ma為飛行器飛行馬赫數(shù)，α為飛行器飛行攻角，β為飛行器飛行側(cè)滑角，

F_g(Ma,α,β,H)為利用剛性體升力系數(shù)得到Ma,α,β,H狀態(tài)下升力，公式為

q(Ma,H)為飛行器在高度H、馬赫數(shù)Ma下的動(dòng)壓，

S_ref為飛行器參考面積。