本发明涉及航空飞行器，尤其涉及一种用于非一致来流双机气动干扰数值计算的双机姿态确定方法。
背景技术：
1、采用cfd方法模拟飞行器绕流流场计算时，cfd方法通常器和通过改变自由来流方向以实现不同迎角和侧滑角下飞行器绕流流场计是固定飞行算。在cfd数值模拟中，数值模拟区域自由来流方向只能设置一个，每次计算只能满足一个迎角和侧滑角组合来流状态下飞行器绕流模拟，因此，cfd方法通常都是对单架飞行器进行自由流计算，研究其飞行的气动特性。若是对双机进行数值模拟（即流场中存在两架飞行器）研究其气动特性时，且双机各自存在不同的迎角和侧滑角，此时双机各自的来流条件不一致，而cfd方法却只能设置一个自由来流条件，这给采用cfd数值模拟方法模拟双机气动干扰带来了较大的难度，特别是在双机处于不同攻角滚转角时cfd数值模拟方法应用受限。
技术实现思路
1、为了解决非一致来流条件下双机气动干扰数值模拟难的问题，本发明提供一种用于非一致来流双机气动干扰数值计算的双机姿态确定方法。
2、本发明公开了一种用于非一致来流双机气动干扰数值计算的双机姿态确定方法，其包括：
3、以后机作为基准位置并设置后机的转轴，确定前机的相对位置及前机的转轴，单独改变后机姿态角，单独改变前机姿态角，以后机为基准，反向调整双机的姿态角，确认来流参数是否是cfd计算的输入参数。
4、进一步地，所述以后机作为基准位置并设置后机的转轴，包括：
5、双机的相对位置以前机参考点与后机参考点之间的距离矢量（）表示，为后机参考点的x坐标减去前机参考点的x坐标值，为后机参考点的y坐标减去前机参考点的y坐标值，为后机参考点的z坐标减去前机参考点的z坐标值；前机和后机的飞行状态包括前机来流攻角、前机来流侧滑角、前机来流滚转角、后机来流攻角、后机来流侧滑角和后机来流滚转角；
6、确定双机干扰的计算坐标系为：x轴沿水平面从前方指向后方，y轴在水平面内垂直于x轴指向右方，z轴按右手法则竖直向上；确定机体坐标系为：x轴由机头指向机尾，y轴由机身左侧指向右侧，z轴由机腹指向机背；当来流无攻角和侧滑角时，计算坐标系与机体坐标系重合；
7、后机头部顶点作为计算坐标系和机体坐标系的坐标原点，并以此坐标原点作为后机参考点，以此坐标原点为原点，向正y轴方向画一条辅助线，用此线作为后机偏转攻角的参考线，记为a线；以该头部顶点向正z轴方向画一条辅助线，用此辅助线作为后机偏转侧滑角的参考线，记为b线；再以该头部顶点向正x轴方向画一条辅助线，记为c线，用c线作为后机偏转滚转角的参考线。
8、进一步地，所述确定前机的相对位置及前机的转轴，包括：
9、选取前机机头为前机参考点，移动前机，使双机保持（）的位置关系，以前机参考点为原点，向正y轴方向画一条线，用此线作为前机偏转攻角的参考线，记为d线，向正z轴方向画一条线，用此线作为前机偏转攻角的参考线，记为e线。
10、进一步地，所述单独改变后机姿态角，包括：
11、后机改变姿态角时，若后机的来流参数是攻角和侧滑角时，先改变侧滑角，即将后机和a线共同绕b线旋转；后改变攻角，即将后机按照转动后的a线旋转；若后机的来流参数是攻角和滚转角时，后机此时先不偏转攻角，仅先偏转滚转角；其中，、和均为角度。
12、进一步地，所述单独改变前机姿态角，包括：
13、前机改变姿态角时，若前机的来流参数是攻角和侧滑角时，先改变侧滑角，即将前机和d线共同按照e线旋转；后改变攻角，即将前机按照转动后的d线旋转；其中，和均为角度。
14、进一步地，所述以后机为基准，反向调整双机的姿态角，包括：
15、双机改变姿态角时，若后机的来流参数是攻角和侧滑角，首先将前机和后机共同按照转动后的a线反向旋转，使后机俯仰方向的姿态角重回，再按照b线反向旋转，使后机偏航方向的姿态角也重回；若后机的来流参数攻角和滚转角，则将前机和后机共同按照c线反向旋转；其中，、和均为角度。
16、进一步地，所述确认来流参数是否是cfd计算的输入参数，包括：
17、若后机的来流参数是攻角和侧滑角，则cfd计算时，直接将该攻角和侧滑角作为参数输入条件；
18、若后机的来流参数是攻角和滚转角，需要将其转换为cfd求解计算时需要的输入参数，即转换后的攻角和转换后的滚转角；转换公式为：、；其中，为后机的来流参数攻角，为后机的来流参数滚转角。
19、进一步地，通过旋转网格转法，得到攻角和侧滑角的过程为：
20、步骤1：假定前机攻角为，后机攻角为，先将前机绕前机参考点，绕计算坐标系正y轴旋转；
21、步骤2：将后机绕后机参考点，绕计算坐标系中正x轴方向旋转，以右滚方向为正；为角度；
22、步骤3：将前机和后机作为一个整体，绕后机参考点旋转，绕计算坐标系中正x轴方向旋转-，将后机机体坐标系再次与计算坐标系重合。
23、进一步地，在得到攻角和侧滑角之后，计算来流攻角、侧滑角值（）的过程为：
24、存在以下假设：即前机与后机的远场来流矢量相同；问题转化为：后机来流矢量在步骤3完成后的计算坐标系中的分量，等于步骤2中旋转之后的来流矢量在后机机体坐标系中的分量；
25、考虑步骤2中旋转后，来流矢量在计算坐标系与后机机体坐标系中的转换关系，设计算坐标系的三个坐标单位矢量为，步骤2中旋转后的机体坐标系的坐标单位矢量为，来流矢量 v在计算坐标系中的分量为，在机体坐标系中的分量为，有：
26、
27、由于
28、
29、即为：
30、
31、求逆矩阵：
32、
33、又有：
34、
35、其中，为来流速度矢量大小，得到，代入得：
36、
37、设机体坐标系中的来流攻角和侧滑角分别为和，根据下方来流攻角为正，右侧来流侧滑为正，有：
38、
39、对比有：
40、
41、由于和的取值范围为(-π/2, π/2)，则有：
42、
43、进一步地，用于双机干扰计算的输入参数主要由来流参数和位置参数组成，其中位置参数即双机的相对位置关系，来流参数包括自由来流攻角、自由来流侧滑角和自由来流滚转角。
44、由于采用了上述技术方案，本发明具有如下的优点：该方法根据各自飞机来流条件，以后机来流条件为基准，通过在网格中调整双机的姿态角，确定双机相对姿态，即可实现在cfd数值模拟中只有一个自由来流条件下的双机非一致来流的气动干扰数值模拟。
1.一种用于非一致来流双机气动干扰数值计算的双机姿态确定方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述以后机作为基准位置并设置后机的转轴，包括：
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述确定前机的相对位置及前机的转轴，包括：
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述单独改变后机姿态角，包括：
5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述单独改变前机姿态角，包括：
6.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述以后机为基准，反向调整双机的姿态角，包括：
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确认来流参数是否是cfd计算的输入参数，包括：
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，通过旋转网格转法，得到攻角和侧滑角的过程为：
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，在得到攻角和侧滑角之后，计算来流攻角、侧滑角值（）的过程为：
10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，用于双机干扰计算的输入参数主要由来流参数和位置参数组成，其中位置参数即双机的相对位置关系，来流参数包括自由来流攻角、自由来流侧滑角和自由来流滚转角。
