本發(fā)明涉及一種適用于旋成體外形的表面壓力近似模型，可以應用于火箭彈等嵌入式大氣數據系統(tǒng)(FADS)當中，屬于飛行器飛行狀態(tài)測量領域。
背景技術：
：鑒于高超聲速的高溫加熱效應，嵌入式大氣數據系統(tǒng)(FADS)在高超聲速飛行器上是必要的，高精度一直是大氣數據系統(tǒng)追求的目標，除使用神經網絡之間建立從測壓點壓力到飛行參數之間的函數外，一般使用理論方法建立從飛行參數到表面壓力的模型，使用時是通過反求不同測壓點壓力構成的超定方程組獲得對應的飛行參數。理論模型下的嵌入式大氣數據系統(tǒng)的精度直接與表面壓力模型相關，壓力模型的精度越高，大氣數據系統(tǒng)的精度也高。最常用的是基于球面建立的牛頓模型和對應的修正模型，這些模型對大鈍頭體外形的飛行器有較大的應用價值，但對于旋成體類型的導彈類飛行器誤差較大。目前針對旋成體一般采用基于神經網絡的大氣數據系統(tǒng)，但是該系統(tǒng)很難保證在擾動的測量精度。技術實現要素：本發(fā)明的技術解決問題：針對旋成體類型飛行器的特點，建立了一種基于高精度的表面壓力近似模型的來流參數確定方法，模型可以用于嵌入式大氣數據系統(tǒng)，可以有效提高系統(tǒng)的預測精度。本發(fā)明的技術方案：一種適用于旋成體外形的來流參數確定方法，通過下述方式實現：(1)建立適用于旋成體外形的表面壓力近似模型：首先，確定表面壓力計算公式，將表面壓力表示為來流動壓qc與壓力系數Cpi的乘積與來流靜壓p∞的加和；然后，采用多項式的形式表達所述的壓力系數Cpi，多項式因子為飛行攻角α、側滑角β和來流壓力比R；最后，通過每個表面測點在多組狀態(tài)下的壓力數值進行擬合或者回歸或者最小二乘法，得到上述多項式中的系數，得到每個表面測點對應的表面壓力近似模型；(2)獲取飛行試驗中的旋成體表面測點壓力，根據表面測點壓力結合上述近似模型進行反算，得到多項式因子，進而得到來流參數。進一步的，多項式的階數至少4階。進一步的，當表面測點位于旋成體的頂點、機體縱向和橫向平面內時，所述的多項式表達形式簡化對應的側滑角和或攻角的奇次項，只保留側滑角和或攻角其偶次項。進一步的，當多項式為5階時，多項式形式如下：f(α,β,R)＝a0+a1α+a2β+a3R+a4α2+a5β2+a6R2+a7αβ+a8αR+a9βR+a10α3+a11β3+a12R3+a13α2β+a14αβ2+a15α2R+a16αR2+a17β2R+a18βR2+a19αβR+a20α4+a21β4+a22R4+a23α3β+a24α2β2+a25αβ3+a26α3R+a27α2R2+a28αR3+a29β3R+a30β2R2+a31βR3+a32α2βR+a33αβ2R+a34αβR2+a35α5+a36β5+a36R5+a37α4β+a38α3β2+a39α2β3+a40αβ4+a41α4R+a42α3R2+a43α2R3+a44αR4+a45β4R+a46β3R2+a46β2R3+a47βR4+a48α3βR+a49αβ3R+a50αβR3+a51α2β2R+a52α2βR2+a53αβ2R2式中，a0～a53為多項式中的系數。當表面測點位于旋成體頂點時，多項式形式如下：f1(α,β,R)＝a0+a3R+a4α2+a5β2+a6R2+a12R3+a15α2R+a17β2R+a20α4+a21β4+a22R4+a24α2β2+a27α2R2+a30β2R2+a36R5+a41α4R+a43α2R3+a45β4R+a46β2R3+a51α2β2R。當表面測點位于旋成體的縱向平面時，多項式形式如下：f2(α,β,R)＝a0+a1α+a3R+a4α2+a5β2+a6R2+a8αR+a10α3+a12R3+a14αβ2+a15α2R+a16αR2+a17β2R+a20α4+a21β4+a22R4+a24α2β2+a26α3R+a27α2R2+a28αR3+a30β2R2+a33αβ2R+a35α5+a36R5+a38α3β2+a40αβ4+a41α4R+a42α3R2+a43α2R3+a44αR4+a45β4R+a46β2R3+a51α2β2R+a53αβ2R2。當表面測點位于旋成體的橫向平面時，多項式形式如下：f3(α,β,R)＝a0+a2β+a3R+a4α2+a5β2+a6R2+a9βR+a11β3+a12R3+a13α2β+a15α2R+a17β2R+a18βR2+a20α4+a21β4+a22R4+a24α2β2+a27α2R2+a29β3R+a30β2R2+a31βR3+a32α2βR+a36β5+a36R5+a37α4β+a39α2β3+a41α4R+a43α2R3+a45β4R+a46β3R2+a46β2R3+a47βR4+a51α2β2R+a52α2βR2。進一步的，表面測點包含頂點、沿旋成體軸向至少分布2層測點，縱向和橫向平面內應至少包含3個測點。進一步的，反算過程中至少需要3個表面測點壓力值。進一步的，工程上，反算過程中至少需要7個表面測點壓力值。本發(fā)明與現有技術相比的優(yōu)點如下：(1)現有的表面壓力表達式大多是基于球頭外形建立的牛頓模型或其改進形式，應用于旋成體外形時表面測壓點壓力誤差較大，本發(fā)明中的多項式形式的壓力表達式可以應用于旋成體外形并滿足精度要求。(2)相比于基于神經網絡的嵌入式大氣數據系統(tǒng)，系統(tǒng)擾動精度難以保證的問題，本發(fā)明通過分析來流狀態(tài)和測點位置對測壓點壓力的影響，難以將測點位置通過余弦函數或其他函數來建立壓力表達式，本發(fā)明僅考慮來流狀態(tài)對各測壓點建立不同的表達式形式，在多項式階次高于4階時能獲得較好的擬合精度，在多形式為5階時基本能滿足需求，建立的測點壓力表達式可以較容易描述狀態(tài)參數對測點壓力的影響，分析參數的誤差影響，進而保證大氣數據系統(tǒng)的測量穩(wěn)定性。(3)相比于常用的壓力表達式，本發(fā)明選擇除選擇攻角和側滑角外，還使用壓力比作為壓力表達式的因子而不是使用馬赫數，這樣的選擇更便于獲得高精度的擬合結果。(4)本發(fā)明經過了算例試驗，并用于設計嵌入式大氣數據系統(tǒng)，系統(tǒng)預測精度較高。附圖說明圖1為本發(fā)明方法流程圖；圖2為某旋成體外形及表面測壓點示意圖。具體實施方式下面結合附圖及實例對本發(fā)明作詳細說明。本發(fā)明涉及一種適用于旋成體外形的來流參數確定方法，如圖1所示，通過下述方式實現：(1)建立適用于旋成體外形的表面壓力近似模型：首先，確定表面壓力計算公式，將表面壓力表示為來流動壓qc與壓力系數Cpi的乘積與來流靜壓p∞的加和，即pi＝qcCpi+p∞；然后，采用多項式的形式表達所述的壓力系數Cpi，Cpi＝f(α,β,R)；壓力系數采用多項式的形式，至少需要采用4階進行表達；多項式因子為飛行攻角α、側滑角β和來流壓力比R＝p∞/(p∞+qc)；本例中給出5階的表達形式，由54項參變量乘積或常數項構成。f(α,β,R)＝a0+a1α+a2β+a3R+a4α2+a5β2+a6R2+a7αβ+a8αR+a9βR+a10α3+a11β3+a12R3+a13α2β+a14αβ2+a15α2R+a16αR2+a17β2R+a18βR2+a19αβR+a20α4+a21β4+a22R4+a23α3β+a24α2β2+a25αβ3+a26α3R+a27α2R2+a28αR3+a29β3R+a30β2R2+a31βR3+a32α2βR+a33αβ2R+a34αβR2+a35α5+a36β5+a36R5+a37α4β+a38α3β2+a39α2β3+a40αβ4+a41α4R+a42α3R2+a43α2R3+a44αR4+a45β4R+a46β3R2+a46β2R3+a47βR4+a48α3βR+a49αβ3R+a50αβR3+a51α2β2R+a52α2βR2+a53αβ2R2對于飛行器頂點(旋成體頂點)，考慮攻角和側滑角的對稱性，壓力系數的函數可以去掉攻角和側滑角的奇次項獲得簡化的函數形式，由20項構成。f1(α,β,R)＝a0+a3R+a4α2+a5β2+a6R2+a12R3+a15α2R+a17β2R+a20α4+a21β4+a22R4+a24α2β2+a27α2R2+a30β2R2+a36R5+a41α4R+a43α2R3+a45β4R+a46β2R3+a51α2β2R對于飛行器縱向平面內的物面點，考慮側滑角的對稱性，壓力系數的函數可以去掉側滑角的奇次項獲得簡化的函數形式，由34項構成。f2(α,β,R)＝a0+a1α+a3R+a4α2+a5β2+a6R2+a8αR+a10α3+a12R3+a14αβ2+a15α2R+a16αR2+a17β2R+a20α4+a21β4+a22R4+a24α2β2+a26α3R+a27α2R2+a28αR3+a30β2R2+a33αβ2R+a35α5+a36R5+a38α3β2+a40αβ4+a41α4R+a42α3R2+a43α2R3+a44αR4+a45β4R+a46β2R3+a51α2β2R+a53αβ2R2對于飛行器橫向平面內的物面點，考慮攻角的對稱性，壓力系數的函數可以去掉攻角的奇次項獲得簡化的函數形式，由34項構成。f3(α,β,R)＝a0+a2β+a3R+a4α2+a5β2+a6R2+a9βR+a11β3+a12R3+a13α2β+a15α2R+a17β2R+a18βR2+a20α4+a21β4+a22R4+a24α2β2+a27α2R2+a29β3R+a30β2R2+a31βR3+a32α2βR+a36β5+a36R5+a37α4β+a39α2β3+a41α4R+a43α2R3+a45β4R+a46β3R2+a46β2R3+a47βR4+a51α2β2R+a52α2βR2最后，通過每個表面測點在多組狀態(tài)下的壓力數值進行擬合或者回歸或者最小二乘法，得到上述多項式中的系數ai，得到每個表面測點對應的表面壓力近似模型；對于旋成體表面測點的分布理論上沒有特殊的要求，應用中確定包含頂點、沿旋成體軸向至少分布2層測點，縱向和橫向平面內應至少包含3個測點的布局能夠提高測量精度。在使用中需要通過風洞試驗數據或數值計算的表面測點壓力數據來獲得模型中的多項式系數。通過不同飛行狀態(tài)下的各測壓點壓力數據采用線性回歸方法獲得各測壓點的壓力多項式的系數，由于方法的限制，飛行狀態(tài)的個數應大于壓力系數多項式的系數的個數。(2)獲取飛行試驗中的旋成體表面測點壓力，根據表面測點壓力結合上述近似模型進行反算，得到多項式因子，進而得到來流參數。來流參數包括攻角、側滑角、馬赫數、來流靜壓等數據，這些參數可以應用于飛行器的飛行控制系統(tǒng)中(例如作為控制增益表的輸入參數)。理論上，上述反算過程中至少需要3個表面測點壓力值。工程上，反算過程中至少需要7個表面測點壓力值來減小單點測量誤差對最終結果的影響，提高系統(tǒng)的魯棒性；關于反算可以采用目前常用批處理濾波器方法來實現。實施例：如圖2所示，某旋成體飛行器，頭部圓頭處理，半徑5mm，緊接著為卡門曲線，之后直線段，其錐角為88.3度，這樣的曲線旋轉獲得旋成體外形。在卡門曲線和直線段構成的曲面上分別取4個點，這些點都位于機體的縱向平面(點3、5、7、9)和橫向平面(點2、4、6、8)內，和頂點1一起總共9個點，作為測壓點。本例中，使用數值計算的方法獲得1000組飛行狀態(tài)的測壓點壓力數據，考慮對稱性可以獲得另外3000組飛行狀態(tài)下的壓力數據，分析這些測壓點數據，分別使用線性回歸方法獲得這些測壓點壓力模型的系數。利用本發(fā)明近似模型計算得到的測壓點壓力值與CFD計算的結果進行對比，按照正態(tài)分布統(tǒng)計百分比相對誤差，其對應的3σ值如下表所示。測壓點123456789相對誤差(％)0.3130.4710.5330.4710.5332.0192.0762.0192.076從表中可以看出，算例中各測壓點相對誤差都很小，近似模型的精度比較高，滿足模型的設計需要。綜上所述，本發(fā)明建立的旋成體外形的表面壓力近似模型有效，模型結構簡單，線性回歸方法可以獲得最優(yōu)的模型多項式系數，五階多項式的壓力模型的精度滿足嵌入式大氣數據系統(tǒng)(FADS)中對壓力模型的設計需要。本發(fā)明未詳細說明部分屬本領域技術人員公知常識。當前第1頁1 2 3