一种修正飞行器刚性体升力系数的风洞试验方法

摘要

本发明涉及一种修正飞行器刚性体升力系数的风洞试验方法，包括步骤：风洞试验得到飞行器刚性体升力系数；所述的飞行器的展弦比大于6；由所述飞行器的数学模型通过CFD计算得到刚性体升力系数或者以法向过载n_y＝1对所述飞行器再次进行风洞试验，并得到刚性体升力系数；得到风动试验与计算量之间的差量或前后风动试验的差量；并通过差量和公式得到修正值。通过本发明能够提供给弹道仿真的数据量减少一个量级，并且升力系数气弹修正公式可以很方便嵌入到弹道仿真程序中，仿真效率至少提高2倍。

主权项

一种修正飞行器刚性体升力系数的风洞试验方法，包括如下步骤：1)通过风洞试验得到飞行器刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)；所述的飞行器的展弦比大于6；2)由所述飞行器的数学模型通过CFD计算得到刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)’或者以法向过载n_y＝1对所述飞行器再次进行风洞试验，并得到刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)”；3)由步骤2)的刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)’或步骤2)的刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)”与步骤1)的刚性体升力系数cl_g(Ma,α,β)得到差量Δcl；4)测量飞行器的质量m，并由该质量m得到飞行器的巡航法向力F_巡航＝mg；5)由公式得到修正后的飞行器升力系数cl_t(Ma,α,β,H)，其中：Ma为飞行器飞行马赫数，α为飞行器飞行攻角，β为飞行器飞行侧滑角，F_g(Ma,α,β,H)为利用刚性体升力系数得到Ma,α,β,H状态下升力，公式为q(Ma,H)为飞行器在高度H、马赫数Ma下的动压，S_ref为飞行器参考面积。