一种高超声速风洞连续变总压的试验数据处理方法与流程

1.本发明属于高超声速风洞试验技术领域，具体涉及一种高超声速风洞连续变总压的试验数据处理方法。


背景技术：

2.当前高超声速技术飞速发展，各种复杂外形的高超声速飞行器不断出现。这些高超声速飞行器设计研制离不开气动数据的支撑，高超声速风洞试验是获取其气动数据的有效手段之一。
3.目前，在研的高超声速飞行器的气动性能对雷诺数变化十分敏感，因此，需要通过地面试验模拟高超声速飞行器随雷诺数连续变化的规律，以便为高超声速飞行器设计和控制系统设计提供输入。高超声速风洞连续变总压试验能够获取高超声速飞行器随雷诺数连续变化的规律。但是，相比于常规高超声速风洞试验数据处理，高超声速风洞连续变总压试验数据处理需要解决以下几个问题：
4.1.不同总压条件下，高超声速流场的真实马赫数估值不同。通常，流场的马赫数是根据流场校测结果给定的，但由于试验成本的限制，往往仅开展了典型总压状态的流场马赫数校准。但是，对于高超声速风洞连续变总压试验，流场总压状态是连续变化的，无法直接应用流场校测数据得到总压连续变化状态下的流场马赫数，需要根据流场校测数据对流场马赫数进行修正；
5.2.相比于常规高超声速风洞测力试验，高超声速风洞连续变总压测力试验数据存在更多的噪声和干扰，因此需要对高超声速风洞连续变总压测力试验数据进行降噪和去干扰处理；
6.3.不同总压条件下，飞行器模型受到的载荷会不同，使得应变天平和天平支杆的弹性变形不同，从而使得飞行器模型的姿态角发生变化。如果不修正模型姿态角，则获取的飞行器模型气动力系数随总压变化规律不准确，因此需要对飞行器模型姿态角进行修正。
7.当前，亟需发展一种高超声速风洞连续变总压的试验数据处理方法。


技术实现要素：

8.本发明所要解决的技术问题是提供一种高超声速风洞连续变总压的试验数据处理方法。
9.本发明的高超声速风洞连续变总压的试验数据处理方法，包括以下步骤：
10.a.对高超声速风洞不同总压条件下的流场马赫数进行修正；
11.a1.统计高超声速风洞试验段的模型安装位置的不同总压状态下流场校测数据，并绘制成表格；
12.a2.将步骤a1的表格，取横坐标为流场总压，纵坐标为流场马赫数，绘制成散点图，对散点图进行多项式拟合，得到马赫数和总压的对应关系曲线；
13.a3.通过步骤a2获得的马赫数和总压的对应关系曲线，查找任一总压值对应的流
场实际马赫数；
14.b.对高超声速风洞连续变总压的试验数据进行降噪和去干扰处理；
15.b1.原始数据低通滤波；
16.b2.采用小波分析方法对试验数据进行降噪和扣除干扰处理；
17.c.对飞行器模型进行真实姿态角修正；
18.c1.根据不同总压条件下，飞行器模型所承受的载荷，得到天平和支杆的弹性角δα，进而得到飞行器模型的实际姿态角α
实际
＝α
名义
δα；
19.c2.根据固定总压条件下，飞行器模型气动力系数随攻角变化曲线，采用二次多项式进行拟合，得到气动力系数在变总压试验名义攻角α
名义
附近的气动力系数与攻角的拟合曲线f(c～α)；
20.c3.通过步骤c1的拟合曲线f(c～α)，得到名义攻角α
名义
的气动力系数c
拟合，α名义
和真实攻角α
真实
的气动力系数c
拟合，α真实
；
21.c4.得到不同总压条件下，模型在名义攻角α
名义
的真实气动数据：
22.c
试验，α真实-c
试验，α名义
＝c
拟合，α真实-c
拟合，α名义
23.即：
24.c
试验，α真实
＝c
试验，α名义
(c
拟合，α真实-c
拟合，α名义
)
25.进一步地，所述的步骤b1的低通滤波的截止频率为3hz。
26.进一步地，所述的步骤b1的低通滤波方法为高超声速风洞采集系统硬件滤波或者数字滤波。
27.本发明的高超声速风洞连续变总压的试验数据处理方法能较为完整、准确地获得飞行器模型气动力随雷诺数的变化规律。
附图说明
28.图1为本发明的高超声速风洞连续变总压的试验数据处理方法流程图；
29.图2为φ1米高超声速风洞流场校测获得的p0～ma曲线；
30.图3为高超声速风洞连续变总压试验获得的原始试验数据(法向力cn)；
31.图4为高超声速风洞连续变总压试验的原始试验数据与进行小波分析降噪和去干扰处理后的试验数据对比(法向力cn)；
32.图5为小波分析降噪和去干扰处理后的试验数据在小波分析后，姿态角修正前后的数据对比(法向力cn)。
具体实施方式
33.下面结合附图和实施例详细说明本发明。
34.如图1所示，本发明的高超声速风洞连续变总压的试验数据处理方法，包括以下步骤：
35.a.对高超声速风洞不同总压条件下的流场马赫数进行修正；
36.a1.统计高超声速风洞试验段的模型安装位置的不同总压状态下流场校测数据，并绘制成表格；
37.a2.将步骤a1的表格，取横坐标为流场总压，纵坐标为流场马赫数，绘制成散点图，
对散点图进行多项式拟合，得到马赫数和总压的对应关系曲线；
38.a3.通过步骤a2获得的马赫数和总压的对应关系曲线，查找任一总压值对应的流场实际马赫数；
39.b.对高超声速风洞连续变总压的试验数据进行降噪和去干扰处理；
40.b1.原始数据低通滤波；
41.b2.采用小波分析方法对试验数据进行降噪和扣除干扰处理；
42.c.对飞行器模型进行真实姿态角修正；
43.c1.根据不同总压条件下，飞行器模型所承受的载荷，得到天平和支杆的弹性角δα，进而得到飞行器模型的实际姿态角α
实际
＝α
名义
δα；
44.c2.根据固定总压条件下，飞行器模型气动力系数随攻角变化曲线，采用二次多项式进行拟合，得到气动力系数在变总压试验名义攻角α
名义
附近的气动力系数与攻角的拟合曲线f(c～α)；
45.c3.通过步骤c1的拟合曲线f(c～α)，得到名义攻角α
名义
的气动力系数c
拟合，α名义
和真实攻角α
真实
的气动力系数c
拟合，α真实
；
46.c4.得到不同总压条件下，模型在名义攻角α
名义
的真实气动数据：
47.c
试验，α真实-c
试验，α名义
＝c
拟合，α真实-c
拟合，α名义
48.即：
49.c
试验，α真实
＝c
试验，α名义
(c
拟合，α真实-c
拟合，α名义
)
50.进一步地，所述的步骤b1的低通滤波的截止频率为3hz。
51.进一步地，所述的步骤b1的低通滤波方法为高超声速风洞采集系统硬件滤波或者数字滤波。
52.实施例1
53.本实施例的飞行器模型为升力体模型，高超声速风洞为cardc的φ1米高超声速风洞，流场校测数据见表1，获得的m～p0曲线见图2。进行高超声速风洞连续变总压测力试验。
54.本实施例的低通滤波的截止频率取3hz；选用φ1米高超声速风洞的高精度放大器pfi28000的巴特沃思低通滤波器进行硬件滤波；获得的cn～p0原始数据见图3，进行小波分析降噪和去干扰处理后的cn～p0对比曲线见图4，姿态角修正前后的cn～p0曲线见图5。
55.从图5可知，试验数据进行小波分析降噪和去干扰处理后，数据干扰噪声明显降低。未进行姿态角修正之前，图中显示法向力系数cn随总压增大而增大；进行姿态角修正之后，图中显示法向力系数cn随总压增大变化较小，量值基本保持不变。即：未进行姿态角修正之前，法向力系数cn随总压变化规律是不正确的，有必要进行姿态角修正。
56.尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，可容易地实现另外的改进和润饰，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。
57.表1
58.