本發(fā)明涉及計(jì)算流體力學(xué)
技術(shù)領(lǐng)域：
，尤其是涉及一種軸對(duì)稱飛行器的計(jì)算流體力學(xué)氣動(dòng)數(shù)據(jù)處理方法。
背景技術(shù)：
：外形設(shè)計(jì)初期，需要通過(guò)數(shù)據(jù)計(jì)算來(lái)判定外形是否合理，即計(jì)算飛行器在不同飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)力/力矩，所涉及的領(lǐng)域即流體力學(xué)，其實(shí)現(xiàn)過(guò)程是前處理、求解器、后處理。前處理是指完成計(jì)算對(duì)象的建模，生成網(wǎng)格；求解器是指求解控制方程組的相關(guān)設(shè)置；后處理是指對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行顯示、輸出。其結(jié)果是提供飛行器在不同狀態(tài)下的氣動(dòng)力/力矩系數(shù)。飛行器的飛行狀態(tài)主要由舵偏角、馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角確定。要理解上述參數(shù)的含義，首先要悉知兩個(gè)坐標(biāo)系的定義，分別是飛行器坐標(biāo)系ox1y1z1和速度坐標(biāo)系ox3y3z3。飛行器坐標(biāo)系，坐標(biāo)系的原點(diǎn)o取在飛行器的質(zhì)心上(此處把質(zhì)心當(dāng)做慣性中心)；ox1軸與飛行器縱軸重合，指向頭部為正；oy1軸位于飛行器縱向?qū)ΨQ面內(nèi)與ox1軸垂直，指向上為正；oz1軸垂直于ox1y1平面，方向按右手直角坐標(biāo)系確定。速度坐標(biāo)系，坐標(biāo)系的原點(diǎn)o取在飛行器的質(zhì)心上；ox3軸與飛行器質(zhì)心的速度矢量v重合；oy3軸位于飛行器縱向?qū)ΨQ面內(nèi)與ox3軸垂直，指向上為正；oz3軸垂直于ox3y3平面，其方向按右手直角坐標(biāo)系確定。攻角α：飛行器質(zhì)心的速度矢量v(即ox3軸)在飛行器縱向?qū)ΨQ面ox1y1上的投影與ox1軸之間的夾角。若ox1軸位于v的投影線的上方(即產(chǎn)生正升力)時(shí)，攻角α為正；反之為負(fù)。側(cè)滑角β：速度矢量與縱向?qū)ΨQ面之間的夾角。沿飛行方向觀察，若來(lái)流從右側(cè)流向彈體(即產(chǎn)生負(fù)側(cè)向力)，則所對(duì)應(yīng)的側(cè)滑角β為正；反之為負(fù)。舵偏角δz：通常指翼面的偏轉(zhuǎn)角度，翼面的后緣向下，前緣向上，表示正舵偏角；反之為負(fù)。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：本發(fā)明要解決的在技術(shù)問(wèn)題是：提供一種軸對(duì)稱飛行器的計(jì)算流體力學(xué)氣動(dòng)數(shù)據(jù)處理方法，在飛行器初期設(shè)計(jì)階段進(jìn)行氣動(dòng)計(jì)算時(shí)，在不影響全狀態(tài)數(shù)據(jù)使用的前提下，減少飛行狀態(tài)的計(jì)算量。為了實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：一種軸對(duì)稱飛行器的計(jì)算流體力學(xué)氣動(dòng)數(shù)據(jù)處理方法，是首先確定飛行器的飛行狀態(tài)，飛行器的飛行狀態(tài)由舵偏角、馬赫數(shù)、攻角和側(cè)滑角確定，通常舵偏角、攻角、側(cè)滑角的取值成對(duì)出現(xiàn)，且互為相反數(shù)；其次根據(jù)飛行器飛行狀態(tài)具有的對(duì)稱性，擴(kuò)展出相反飛行狀態(tài)的氣動(dòng)參數(shù)；其步驟如下：飛行器的飛行狀態(tài)由舵偏角、馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角確定，其全狀態(tài)按照排列組合的方法表示如下：舵偏角δz，索引數(shù)組[-40，-20，0，20，40]；馬赫數(shù)ma，索引數(shù)組[0.2，0.5,0.8,1.0,1.2,1.5,2.0,2.5]；攻角α，索引數(shù)組[-20，-10，0，10,20]；側(cè)滑角β，索引數(shù)組[-20，-10，0，10,20]；飛行器的全狀態(tài)共有5×8×5×5＝1000個(gè)，使用擴(kuò)展法能減少計(jì)算狀態(tài)，舵偏角和側(cè)滑角的取值需計(jì)算取正值的狀態(tài)，計(jì)算狀態(tài)如下：舵偏角δz，索引數(shù)組[0，20，40]；馬赫數(shù)ma，索引數(shù)組[0.2，0.5,0.8,1.0,1.2,1.5,2.0,2.5]；攻角α[-20，-10，0，10,20]；側(cè)滑角β[0，10,20]；飛行器的計(jì)算狀態(tài)有3×8×5×3＝360個(gè)，在計(jì)算這360個(gè)飛行狀態(tài)氣動(dòng)數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，用擴(kuò)展法獲取全狀態(tài)：1000個(gè)狀態(tài)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)；氣動(dòng)數(shù)據(jù)指六分量氣動(dòng)力/力矩系數(shù)，分別是軸向力系數(shù)ca、橫向力系數(shù)cy、法向力系數(shù)cn、俯仰力矩系數(shù)cmm、偏航力矩系數(shù)cmn和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)cml，飛行器的計(jì)算狀態(tài)與飛行全狀態(tài)的區(qū)別在于側(cè)滑角和舵偏角的不同，故擴(kuò)展的第一步是先擴(kuò)展出側(cè)滑角的全狀態(tài)，擴(kuò)展側(cè)滑角，需要保證舵偏角、馬赫數(shù)、攻角的狀態(tài)一致，當(dāng)側(cè)滑角的取值互為相反數(shù)時(shí)，對(duì)應(yīng)的六分量氣動(dòng)力/力矩系數(shù)按照下述規(guī)律進(jìn)行變化，六分量氣動(dòng)力/力矩系數(shù)變化規(guī)律：舵偏角δz相同，馬赫數(shù)ma相同，攻角α相同，β為x/-x，軸向力系數(shù)ca不變，橫向力系數(shù)cy取反，法向力系數(shù)cn不變，俯仰力矩系數(shù)cmm不變，偏航力矩系數(shù)cmn取反，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)cml對(duì)稱；其中δz、ma和α相同表示舵偏角、馬赫數(shù)和攻角取值相同，β的取值表示一對(duì)相反數(shù)；ca、cn和cmm不變：表示在舵偏角、馬赫數(shù)和攻角一致的條件下，已知側(cè)滑角的取值為x，當(dāng)側(cè)滑角取相反數(shù)，即-x時(shí)，對(duì)應(yīng)的軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)均保持不變；對(duì)應(yīng)上述索引數(shù)組，在舵偏角、馬赫數(shù)和攻角取相同值時(shí)，側(cè)滑角取值10與-10，或20與-20時(shí)，軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)均相等，保持不變；cy和cmn取反：表示在舵偏角、馬赫數(shù)和攻角一致的條件下，已知側(cè)滑角的取值為x，當(dāng)側(cè)滑角取相反數(shù)，即-x時(shí)，對(duì)應(yīng)的橫向力系數(shù)和偏航力矩系數(shù)的取值也互為相反數(shù)；對(duì)應(yīng)上述索引數(shù)組，在舵偏角、馬赫數(shù)和攻角取相同值時(shí)，側(cè)滑角取值10或20產(chǎn)生的橫向力系數(shù)和偏航力矩系數(shù)與側(cè)滑角取值-10或-20產(chǎn)生的橫向力系數(shù)和偏航力矩系數(shù)互為相反數(shù)；cml對(duì)稱：表示在舵偏角、馬赫數(shù)和攻角一致的條件下，側(cè)滑角的取值為x時(shí)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)與側(cè)滑角取相反數(shù)，即取值-x時(shí)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)關(guān)于側(cè)滑為0時(shí)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)對(duì)稱；對(duì)應(yīng)上述索引數(shù)組，側(cè)滑角取值10或20的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)與側(cè)滑角取值-10或-20的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)關(guān)于側(cè)滑角取0的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)對(duì)稱；假設(shè)在相同舵偏角(0),相同馬赫數(shù)(0.2),相同攻角(10)條件下,在已知部分側(cè)滑角(0、10、20)飛行狀態(tài)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上，能擴(kuò)展出側(cè)滑角-20、-10飛行狀態(tài)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)；擴(kuò)展的第二步即擴(kuò)展舵偏角的全狀態(tài)，首先應(yīng)保證馬赫數(shù)的一致性，其次，攻角和側(cè)滑角的取值均互為相反數(shù)；當(dāng)舵偏角的取值互為相反數(shù)時(shí)，對(duì)應(yīng)的六分量氣動(dòng)力/力矩系數(shù)按照下述規(guī)律進(jìn)行變化，六分量氣動(dòng)力/力矩系數(shù)變化規(guī)律為：ma相同表示馬赫數(shù)取值一致，即保持同一馬赫數(shù)狀態(tài)；互為相反數(shù)表示已知?dú)鈩?dòng)數(shù)據(jù)的飛行狀態(tài)：舵偏角、攻角、側(cè)滑角與要擴(kuò)展的飛行狀態(tài)的舵偏角、攻角和側(cè)滑角取值均互為相反數(shù)；相等：表示在馬赫數(shù)取值一致，攻角和側(cè)滑角的取值互為相反數(shù)的條件下，舵偏角的取值為x時(shí)的軸向力系數(shù)與舵偏角取相反數(shù)即取值-x時(shí)的軸向力系數(shù)相等；對(duì)應(yīng)上述索引數(shù)組，舵偏角取值10或20的軸向力系數(shù)與舵偏角取值-10或-20的軸向力系數(shù)相等；相反：表示在馬赫數(shù)取值一致，攻角和側(cè)滑角的取值互為相反數(shù)的條件下，舵偏角的取值為x時(shí)的橫向力系數(shù)與舵偏角取相反數(shù)即取值-x時(shí)的橫向力系數(shù)相反。對(duì)應(yīng)上述索引數(shù)組，舵偏角取值10(或20)的橫向力系數(shù)與舵偏角取值-10(或-20)的橫向力系數(shù)相反；同理，對(duì)于法向力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)和偏航力矩系數(shù)同樣符合上述擴(kuò)展規(guī)律。假設(shè)在相同馬赫數(shù)(0.2),相同攻角(10、-10)，相同側(cè)滑角(-10、10)條件下,在已知部分舵片角(0、10、20)飛行狀態(tài)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上，可擴(kuò)展出舵偏角(-20、-10)飛行狀態(tài)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)。由于采用如上所述的技術(shù)方案，本發(fā)明具有如下優(yōu)越性：一種軸對(duì)稱飛行器的計(jì)算流體力學(xué)氣動(dòng)數(shù)據(jù)處理方法，是首先確定飛行器的飛行狀態(tài)，飛行器的飛行狀態(tài)由舵偏角、馬赫數(shù)、攻角和側(cè)滑角確定，通常舵偏角、攻角、側(cè)滑角的取值成對(duì)出現(xiàn)，且互為相反數(shù)；其次根據(jù)飛行器飛行狀態(tài)具有的對(duì)稱性，擴(kuò)展出相反飛行狀態(tài)的氣動(dòng)參數(shù)；本發(fā)明通過(guò)飛行器在部分飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)參數(shù)：六分量氣動(dòng)力/力矩系數(shù)，分別是軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)、橫向力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、偏航力矩系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)，并且根據(jù)飛行器飛行狀態(tài)具有的對(duì)稱性，擴(kuò)展出相反飛行狀態(tài)的氣動(dòng)參數(shù)；根據(jù)對(duì)稱性特點(diǎn)，可擴(kuò)展出相反飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，從而減少計(jì)算狀態(tài)，節(jié)約成本和時(shí)間，提高氣動(dòng)計(jì)算效率。附圖說(shuō)明圖1本發(fā)明飛行器的飛行狀態(tài)結(jié)構(gòu)示意圖。具體實(shí)施方式如圖1所示，一種軸對(duì)稱飛行器的計(jì)算流體力學(xué)氣動(dòng)數(shù)據(jù)處理方法，是首先確定飛行器的飛行狀態(tài)，飛行器的飛行狀態(tài)主要由舵偏角、馬赫數(shù)、攻角和側(cè)滑角確定，通常舵偏角、攻角、側(cè)滑角的取值成對(duì)出現(xiàn)，且互為相反數(shù)；其次需要計(jì)算部分飛行狀態(tài)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，與之相反的飛行狀態(tài)氣動(dòng)數(shù)據(jù)，可在已知?dú)鈩?dòng)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上用擴(kuò)展法獲取。飛行器的飛行狀態(tài)由舵偏角、馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角確定，其全狀態(tài)按照排列組合的方法表示如下表1所示。表1飛行全狀態(tài)索引數(shù)組名稱符號(hào)索引數(shù)組舵偏角δz[-40，-20，0，20，40]馬赫數(shù)ma[0.2，0.5,0.8,1.0,1.2,1.5,2.0,2.5]攻角α[-20，-10，0，10,20]側(cè)滑角β[-20，-10，0，10,20]備注：表中數(shù)據(jù)僅是為了清晰表述數(shù)據(jù)處理方法而提供的。由上表數(shù)據(jù)可得，飛行器的全狀態(tài)共有5×8×5×5＝1000個(gè)，使用擴(kuò)展法可減少計(jì)算狀態(tài)，舵偏角和側(cè)滑角的取值只需計(jì)算取正值的狀態(tài)，計(jì)算狀態(tài)如下表2所示。表2計(jì)算狀態(tài)索引數(shù)組名稱符號(hào)索引數(shù)組舵偏角δz[0，20，40]馬赫數(shù)ma[0.2，0.5,0.8,1.0,1.2,1.5,2.0,2.5]攻角α[-20，-10，0，10,20]側(cè)滑角β[0，10,20]由表2可知，飛行器的計(jì)算狀態(tài)只有3×8×5×3＝360個(gè)，在計(jì)算這360個(gè)飛行狀態(tài)氣動(dòng)數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，可用擴(kuò)展法獲取全狀態(tài)(1000個(gè)狀態(tài))的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，既不影響氣動(dòng)數(shù)據(jù)的使用，又減少計(jì)算量。氣動(dòng)數(shù)據(jù)主要指六分量氣動(dòng)力/力矩系數(shù)，分別是軸向力系數(shù)、橫向力系數(shù)、法向力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、偏航力矩系數(shù)和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)。六分量氣動(dòng)力/力矩系數(shù)的符號(hào)表示如表3所示。表3六分量氣動(dòng)力/力矩系數(shù)符號(hào)由表2和表3可知，飛行器的計(jì)算狀態(tài)與飛行全狀態(tài)的主要區(qū)別在于側(cè)滑角和舵偏角的不同，故擴(kuò)展的第一步是先擴(kuò)展出側(cè)滑角的全狀態(tài)。擴(kuò)展側(cè)滑角，需要保證舵偏角、馬赫數(shù)、攻角的狀態(tài)一致，當(dāng)側(cè)滑角的取值互為相反數(shù)時(shí)，對(duì)應(yīng)的六分量氣動(dòng)力/力矩系數(shù)按照下述規(guī)律進(jìn)行變化，如表4所示。表4六分量氣動(dòng)力/力矩系數(shù)變化規(guī)律說(shuō)明：1)δz、ma和α相同表示舵偏角、馬赫數(shù)和攻角取值相同。2)β的取值表示一對(duì)相反數(shù)。3)ca、cn和cmm不變：表示在舵偏角、馬赫數(shù)和攻角一致的條件下，已知側(cè)滑角的取值為x，當(dāng)側(cè)滑角取相反數(shù)，即-x時(shí)，對(duì)應(yīng)的軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)均保持不變。對(duì)應(yīng)上述索引數(shù)組，在舵偏角、馬赫數(shù)和攻角取相同值時(shí)，側(cè)滑角取值10與-10(或20與-20)時(shí)，軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)均相等，保持不變。4)cy和cmn取反：表示在舵偏角、馬赫數(shù)和攻角一致的條件下，已知側(cè)滑角的取值為x，當(dāng)側(cè)滑角取相反數(shù)，即-x時(shí)，對(duì)應(yīng)的橫向力系數(shù)和偏航力矩系數(shù)的取值也互為相反數(shù)。對(duì)應(yīng)上述索引數(shù)組，在舵偏角、馬赫數(shù)和攻角取相同值時(shí)，側(cè)滑角取值10(或20)產(chǎn)生的橫向力系數(shù)和偏航力矩系數(shù)與側(cè)滑角取值-10(或-20)產(chǎn)生的橫向力系數(shù)和偏航力矩系數(shù)互為相反數(shù)。5)cml對(duì)稱：表示在舵偏角、馬赫數(shù)和攻角一致的條件下，側(cè)滑角的取值為x時(shí)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)與側(cè)滑角取相反數(shù)，即取值-x時(shí)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)關(guān)于側(cè)滑為0時(shí)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)對(duì)稱。對(duì)應(yīng)上述索引數(shù)組，側(cè)滑角取值10(或20)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)與側(cè)滑角取值-10(或-20)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)關(guān)于側(cè)滑角取0的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)對(duì)稱。例如：側(cè)滑角為10是對(duì)應(yīng)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為a，側(cè)滑角為0時(shí)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為b，那么側(cè)滑角為-10時(shí)對(duì)應(yīng)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為b-(a-b)＝2*b-a。假設(shè)在相同舵偏角(0),相同馬赫數(shù)(0.2),相同攻角(10)條件下,已知0、10、20側(cè)滑角下的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，則擴(kuò)展數(shù)據(jù)如下表5所示。表5氣動(dòng)數(shù)據(jù)備注：表中數(shù)據(jù)僅是為了清晰表述數(shù)據(jù)處理方法而提供的。小結(jié)：依據(jù)上述數(shù)據(jù)變化規(guī)律，在已知部分側(cè)滑角(0、10、20)飛行狀態(tài)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上，可擴(kuò)展出側(cè)滑角(-20、-10)飛行狀態(tài)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)。擴(kuò)展的第二步即擴(kuò)展舵偏角的全狀態(tài)，首先應(yīng)保證馬赫數(shù)的一致性，其次，攻角和側(cè)滑角的取值均互為相反數(shù)。當(dāng)舵偏角的取值互為相反數(shù)時(shí)，對(duì)應(yīng)的六分量氣動(dòng)力/力矩系數(shù)按照下述規(guī)律進(jìn)行變化，如表6所示。表6六分量氣動(dòng)力/力矩系數(shù)變化規(guī)律說(shuō)明：1)ma相同表示馬赫數(shù)取值一致，即保持同一馬赫數(shù)狀態(tài)。2)互為相反數(shù)表示已知?dú)鈩?dòng)數(shù)據(jù)的飛行狀態(tài)(舵偏角、攻角、側(cè)滑角)與要擴(kuò)展的飛行狀態(tài)的舵偏角、攻角和側(cè)滑角取值均互為相反數(shù)。6)相等：表示在馬赫數(shù)取值一致，攻角和側(cè)滑角的取值互為相反數(shù)的條件下，舵偏角的取值為x時(shí)的軸向力系數(shù)與舵偏角取相反數(shù)即取值-x時(shí)的軸向力系數(shù)相等。對(duì)應(yīng)上述索引數(shù)組，舵偏角取值10(或20)的軸向力系數(shù)與舵偏角取值-10(或-20)的軸向力系數(shù)相等。例如：舵偏角為10(或20)時(shí)對(duì)應(yīng)的軸向力系數(shù)為a，則舵偏角取值-10(或-20)時(shí)的軸向力系數(shù)也為a。同理，對(duì)于滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)同樣符合上述擴(kuò)展規(guī)律。7)相反：表示在馬赫數(shù)取值一致，攻角和側(cè)滑角的取值互為相反數(shù)的條件下，舵偏角的取值為x時(shí)的橫向力系數(shù)與舵偏角取相反數(shù)即取值-x時(shí)的橫向力系數(shù)相反。對(duì)應(yīng)上述索引數(shù)組，舵偏角取值10(或20)的橫向力系數(shù)與舵偏角取值-10(或-20)的橫向力系數(shù)相反。例如：舵偏角為10(或20)時(shí)對(duì)應(yīng)的橫向力系數(shù)為a，則舵偏角取值-10(或-20)時(shí)的軸向力系數(shù)為-a。同理，對(duì)于法向力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)和偏航力矩系數(shù)同樣符合上述擴(kuò)展規(guī)律。假設(shè)在相同馬赫數(shù)(0.2),相同攻角(10、-10)，相同側(cè)滑角(-10、10)條件下,已知10舵偏角下的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，則擴(kuò)展數(shù)據(jù)如下表7所示。表7氣動(dòng)數(shù)據(jù)備注：表中數(shù)據(jù)僅是為了清晰表述數(shù)據(jù)處理方法而提供的。小結(jié)：依據(jù)上述數(shù)據(jù)變化規(guī)律，在已知部分舵片角(0、10、20)飛行狀態(tài)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上，可擴(kuò)展出舵偏角(-20、-10)飛行狀態(tài)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)。(簡(jiǎn)稱cfd數(shù)據(jù))以上所述，僅是本發(fā)明的較佳實(shí)用實(shí)施例而已，并非對(duì)發(fā)明做任何形式上的限定，任何熟悉本專業(yè)的技術(shù)人員可能利用上述揭示的技術(shù)方案加以變更或修飾為等同變化的等效實(shí)施實(shí)例，但是凡是未脫離本發(fā)明技術(shù)方案內(nèi)容，依據(jù)本發(fā)明的技術(shù)實(shí)質(zhì)對(duì)上述實(shí)施實(shí)例所做的任何簡(jiǎn)單修改、等同變化與修飾，均仍屬本發(fā)明技術(shù)方案的范圍內(nèi)。當(dāng)前第1頁(yè)12