一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數(shù)解算方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于超聲速飛行來流參數(shù)解算技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種基于錐面壓力分布 的超聲速飛行來流參數(shù)解算方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 嵌入式大氣數(shù)據(jù)測量裝置（Flush Air Data System,簡稱"FADS")通過直接測量 飛行器表面壓力解算飛行來流馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角等大氣參數(shù)，具有精度高且能滿足超/ 高超聲速飛行條件的特點。
[0003] 傳統(tǒng)測量技術(shù)一般通過探出式空速管和角度傳感器組合實現(xiàn)對上述數(shù)據(jù)的測量。 探針式測量技術(shù)發(fā)展比較成熟，但是隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，其技術(shù)方案的局限性愈加 明顯。例如，當(dāng)飛行器處于較高馬赫數(shù)飛行狀態(tài)時，其前端突出的測量裝置難W適應(yīng)頭部極 高溫度，并且其與周圍大氣相互作用形成的激波干擾將影響飛行器的氣動性能；另外，飛行 器在大攻角飛行狀態(tài)下，前端大氣數(shù)據(jù)測量裝置將可能成為引起頭部潤流及側(cè)向不穩(wěn)定的 主要因素，導(dǎo)致飛行器控制品質(zhì)下降。
[0004] 大氣層內(nèi)超聲速/高超聲速飛行器的吸氣式動力系統(tǒng)工作控制、氣動熱管理與控 巧1|、高精度飛行控制等領(lǐng)域?qū)Ω呔蕊w行來流參數(shù)均有迫切需求，F(xiàn)ADS在臨近空間超聲速 /高超聲速飛行器上有廣泛的應(yīng)用前景。嵌入式大氣數(shù)據(jù)測量裝置技術(shù)新、難度大，國內(nèi)相 關(guān)技術(shù)剛起步不久，還面臨一系列關(guān)鍵技術(shù)需要攻克。
[0005] 超聲速飛行來流參數(shù)與飛行器表面壓力場的關(guān)系高度禪合非線性，如何實時高精 度的解算壓力場數(shù)據(jù)W獲得飛行來流參數(shù)是嵌入式大氣測量裝置研制需要解決的關(guān)鍵難 題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明的目的在于提供一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數(shù)解算方法， 解決超聲速飛行來流參數(shù)與飛行器表面壓力場關(guān)系高度禪合非線性模型實時高精度解算 難題。
[0007] 本發(fā)明的技術(shù)方案如下；一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數(shù)解算方 法，該方法具體包括如下步驟：
[0008] 步驟1、建立錐型面測壓布局模型；
[0009] 步驟2、實時測量錐型面上測壓孔的壓力值；
[0010] 步驟3、利用錐型面測壓孔測量的壓力值解算錐面當(dāng)?shù)毓ソ呛蛡?cè)滑角；
[0011] 步驟4、利用錐面當(dāng)?shù)毓ソ羌皞?cè)滑角解算測壓孔入射角的正、余弦值，并結(jié)合測壓 孔的測壓值，獲得飛行來流靜壓和馬赫數(shù)；
[0012] 步驟5、調(diào)用攻角氣流修正角數(shù)據(jù)和側(cè)滑角氣流修正角數(shù)據(jù)分別求解實際攻角和 側(cè)滑角，并輸出飛行來流大氣參數(shù)解算結(jié)果。
[0013] 所述的步驟1中建立錐形面測壓布局模型具體為：
[0014] 在錐型面上分布有五個測壓孔，其中，測壓孔5位于頭錐尖端用于測量超聲速來 流激波后總壓，測壓孔1、2、3、4嚴(yán)格位于錐面同一截面的四個象限線上，用來測量錐面靜 壓。
[0015] 所述的步驟2中，實時測量錐型面上測壓孔的壓力值的具體要求為；在飛行過程 中，實時測量測壓孔1、2、3、4、5的壓力值pi，P2, P3, P4, P5,且測量精度達(dá)到萬分之五。
[0016] 所述的步驟3包括：
[0017] 步驟3. 1、利用錐型面上的部分測壓孔測量的壓力值解算錐面當(dāng)?shù)毓ソ牵?br>[0018] 利用錐型面上的1、3、5H個測壓孔測量的壓力值Pi，P3，P5解算錐面當(dāng)?shù)毓ソ荱e， 解析式為：
[00川 廠。=(Pi_P3)，廠 51 = (Ps-Pi)，廠 35 = (口3_口5)，Φ?，λ i 為對應(yīng)測點位置數(shù)據(jù)。
[0022] 所述的步驟3進(jìn)一步包括：
[0023] 步驟3. 2、利用錐型面上的部分測壓孔測量的壓力值解算錐面當(dāng)?shù)貍?cè)滑角；
[0024] 利用錐型面上的2、4、5 Η個測壓孔測量的壓力值P2, P4, P5解算錐面當(dāng)?shù)貍?cè)滑角 目。，解析式為：
[0036]
[0037] 所述的步驟4具體包括：
[0038] 步驟4.1、利用錐面當(dāng)?shù)毓ソ铅痢?，錐面當(dāng)?shù)貍?cè)滑角目。解算五個測壓孔入射角的 正、余弦值sin ( Θ i)和cos ( Θ i)，解析式為：
[0042] 步驟4. 2、利用測壓孔的測壓值W及測壓孔入射角的正、余弦值，迭代求解飛行來 流靜壓和馬赫數(shù)；
[0043] 利用測壓孔的測壓值Pi，P2, P3, P4, P，W及測壓孔入射角的正余弦值sin( Θ 1)，Sin( 白 2)，sin (白 3)，sin (白 4)，sin (白 5)，cos (白 1)，cos (白 2)，cos (白 3)，cos ( θ 4)，cos (白 5)，迭代 求
[0044] 解飛行來流靜壓Ρ?和飛行來流馬赫數(shù)，其迭代步驟為：
[0045] 利用下式獲得迭代到第j步的形壓系數(shù)ε W :
[004引 ε (j) = f (Μ 00 (j), α e,目 e)
[0047] 其中，f( ·)為高階多項式；
[005引其中，W(州 = 1.839371*[P…(パ)パqc仙)+Pw(パ)）];r·W表示向量r與W點積，向 量具體為：
[0054] r = [1. 42857 -0. 357143 -0. 0625 -0. 025 -0. 012617 -0. 00715 -0. 004:3458 0 0 -0. 0087725]；
[00 巧]
[005引當(dāng)I Mau4>-Maw I < 10 3或j = 50 (20ms未收斂則直接輸出數(shù)據(jù)），迭代停止，則：
[0057] Poo (i) = Poo 化1) ;M…（i) = Mw (村）
[0058] 上述迭代過程中，第一步迭代馬赫數(shù)初值設(shè)置為2.0,第j次迭代，馬赫數(shù)迭代初 值取為前一迭代輸出的馬赫數(shù)值，即
[0059]
[0060] 所述的步驟5具體包括：
[0061] 調(diào)用攻角氣流修正角數(shù)據(jù)求解飛行來流大氣參數(shù)中的實際攻角為：
[006引 δ α = f(M…，（0
[0063] α = α e_ δ α
[0064] 其中，α。為錐面當(dāng)?shù)毓ソ?；α為實際攻角；
[0065] 調(diào)用側(cè)滑角氣流修正角數(shù)據(jù)求解飛行來流大氣參數(shù)中的實際側(cè)滑角為：
[006引 δ目=f (Μ…，目6)
[0067] 目二目 e_ δ 目
[0068] 其中，目。為錐面當(dāng)?shù)貍?cè)滑角；目為實際攻角。
[0069] 本發(fā)明的顯著效果在于；本發(fā)明所述的一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流 參數(shù)解算方法可W解決超聲速飛行來流參數(shù)與飛行器表面壓力場關(guān)系高度禪合非線性模 型實時高精度解算難題，其可W在解算周期不大于20ms的情況下，在馬赫數(shù)范圍為2. 0~ 4.0之間解算偏差在±0.03 W內(nèi)；攻角范圍在-12°~+12°之間解算偏差在±0.5° W 內(nèi)，側(cè)滑角在-6。~+6。W內(nèi)，側(cè)滑角解算偏差在±0.5° W內(nèi)。
【附圖說明】
[0070] 圖1為本發(fā)明所述的一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數(shù)解算方法中 錐型面測壓布局模型結(jié)構(gòu)示意圖；
[007。 圖2為圖1的左視圖；
[0072] 圖3為本發(fā)明所述的一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數(shù)解算方法流 程圖。
【具體實施方式】
[0073] 下面結(jié)合附圖及具體實施例對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說明。
[0074] 如圖1~3所示，一種基于錐面壓力分布的超聲速飛行來流參數(shù)解算方法，該方法 具體包括如下步驟：
[00巧]步驟1、建立錐型面測壓布局模型；
[0076] 建立如圖1所示的錐型面測壓布局模型，在錐型面上分布有五個測壓孔，其中，測 壓孔5位于頭錐尖端用于測量超聲速來流激波后總壓，測壓孔1、2、3、4嚴(yán)格位于錐面同一 截面的四個象限線上，用來測量錐面靜壓；
[0077] 步驟2、實時測量錐型面上測壓孔的壓力值；
[007引在飛行過程中，實時測量測壓孔1、2、3、4、5的壓力值Pi，P2, P3, P4, P5,且測量精度 達(dá)到萬分之五；
[0079] 步驟3、利用錐型面測壓孔測量的壓力值解算錐面當(dāng)?shù)毓ソ呛蛡?cè)滑角；
[0080] 步驟3. 1、利用錐型面上的部分測壓孔測量的壓力值解算錐面當(dāng)?shù)毓ソ牵?br>[0081] 利用錐型面上的1、3、5H個測壓孔測量的壓力值Pi，P3，P5解算錐面當(dāng)?shù)毓ソ荱e， 解析式為：
[0084] 廠。=(Pi_P3)，廠 51 = (Ps-Pi)，廠 35 = (口3_口5)，Φ?，λ i 為對應(yīng)測點位置數(shù)據(jù)；
[0085] 步驟3. 2、利用錐型面上的部分測壓孔測量的壓力值解算錐面當(dāng)?shù)貍?cè)滑角；
[0086] 利用錐型面上的2、4、5 Η個測壓孔測量的壓力值P2, P4, P5解算錐面當(dāng)?shù)貍?cè)滑角 目。，解析式為：
[0099] 步驟4、利用錐面當(dāng)?shù)毓ソ羌皞?cè)滑角解算測壓孔入射角的正、余弦值，并結(jié)合測壓 孔的測壓值，獲得飛行來流靜壓和馬赫數(shù)；
[0100] 步驟4.1、利用錐面當(dāng)?shù)毓ソ铅?。，錐面當(dāng)?shù)貍?cè)滑角目。解算五個測壓孔入射角的 正、余弦值sin ( Θ i)和cos ( Θ i)，解析式為：