CN105183974A - 附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的确定方法，属于分布式推进飞机气动特性分析领域。本方法首先建立面向附面层吞吸效应的三维综合计算模型，设置安装在左右两侧机翼的发动机的控制参数可独立调节；设置安装在左右两侧发动机的控制参数，分别计算获得两侧发动机的流量入口参数和速度出口参数，以及相应的左右两侧附面层吞吸程度；进行流场模拟和计算，获取两侧附面层吞吸效应存在差异时飞机的横侧向气动特性。本发明能准确模拟左、右两侧附面层吞吸程度有差异的情况，计算飞机的横侧向气动特性的数据准确度高，获得的飞机横侧向气动参数具有较高的可靠性。

Description

附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的确定方法

【技术领域】

本发明属于分布式推进飞机气动特性分析领域，涉及一种附面层吞吸效应对飞机横侧向气动特性影响的确定方法。

【背景技术】

分布式推进构型是应用于民用飞机的一项新型综合设计布局，可以大幅度提升燃油经济性、航程，同时降低污染排放及噪音影响。相比于传统飞机，分布式推进飞机的重要变革之一即是采用全新的具有附面层吞吸功能的分布埋入式推进系统，直接从机身中部上表面吞吸附面层流，显著改善推进效率及优化飞机升/阻特性。

分布式推进系统包含多台独立可调的发动机，当安装在左右两侧机翼的发动机附面层吞吸程度不同时，会导致左右两侧机翼的翼面流场产生差异，进而由不对称的升力、阻力产生滚转力矩和偏航力矩等横侧向气动力矩。因此，要实现分布式推进飞机的建模与控制，首先必须建立附面层吞吸效应对飞机横侧向气动特性的影响规律，这也是新布局飞机研究领域面临的新问题。

在分布式推进飞机气动特性分析领域，目前已有研究主要是附面层吞吸效应对纵向升阻特性的影响分析，主要包括以下两个方面：(1)典型状态下的附面层吞吸效应分析。主要针对巡航状态，建立能够模拟附面层吞吸效应的二维CFD计算模型，并基于二维CFD计算模型研究附面层吞吸效应对升力、阻力特性的影响规律。(2)不同飞行状态下的附面层吞吸有效性分析。在巡航阶段不同速度、爬升阶段不同高度、低空低速等状态下，采用修正CFD计算模型边界条件的方式，研究附面层吞吸效应对飞机纵向气动特性的改善。

因此，对于分布式推进新布局飞机，附面层吞吸效应对横侧向气动特性的影响研究还未有实质性开展，属于空白研究领域，亟需一种面向附面层吞吸效应的飞机横侧向气动特性计算方法，以准确揭示推进/机体高度融合形成的气动、飞行与推进多系统强耦合效应。

【发明内容】

本发明针对上面所述的问题，提供了一种附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的确定方法，以弥补现有对该项问题研究的不足，准确计算分布式推进飞机不同附面层吞吸程度下的横侧向气动特性，为此类飞机的建模与控制奠定基础。本发明利用基于差异化边界条件的三维综合计算模型，来实现对分布式推进飞机横侧向气动特性分析。

本发明的附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的确定方法，实现步骤如下：

步骤1，建立面向附面层吞吸效应的三维综合计算模型。

所述的三维综合计算模型包含翼身融合机体和半埋入式分布推进系统，半埋入式分布推进系统包括三组半埋入机体上表面的发动机，且安装在左右两侧机翼的发动机的控制参数可独立调节，以真实模拟两侧发动机附面层吞吸程度存在差异的情况。所述的控制参数包括风扇增压比和尾喷管喷口面积，设置不同的控制变量对应不同的进出口参数和附面层吞吸程度。

步骤2，建立发动机控制参数与发动机流量入口参数和速度出口参数的对应关系，设置左右两侧发动机入口、出口差异化边界条件；发动机的每组控制参数对应不同的附面层吞吸程度，同时对应不同的发动机流量入口参数和速度出口参数，设置模拟左右两侧发动机附面层吞吸程度的差异。

根据分布式推进系统预压缩段、进气道、风扇、尾喷管的工作特性，建立各部件的特性方程，根据发动机工作时满足空气质量流量平衡条件建立等式，利用补充方程判断尾喷管出口处气流是否完全膨胀，利用尾喷管出口处的总压和静压、总温和静温的等式关系来确定发动机速度出口参数和流量入口参数。根据推进系统的控制参数范围，设置安装在左右两侧机翼的发动机的控制参数，并分别计算获得两侧发动机的流量入口参数和速度出口参数，以及相应的左右两侧附面层吞吸程度。

步骤3，进行流场模拟和计算，获取两侧附面层吞吸效应存在差异时飞机的横侧向气动特性。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明方法为一种基于差异化边界条件的三维模型综合计算分析方法，通过分别设置两侧发动机不同的边界条件，能准确模拟左、右两侧附面层吞吸程度有差异的情况，进而可计算飞机的横侧向气动特性，弥补了现有研究的空白。

(2)本发明方法采用基于部件特性的分布式推进系统模型计算发动机的进出口边界条件，包括流量入口参数和速度出口参数，数据准确度高，可保证最终计算获得的飞机横侧向气动参数具有较高的可靠性。

【附图说明】

附图是本发明附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的确定方法的流程示意图。

【具体实施方式】

下面结合附图对本发明的技术方案进行详细说明。

本发明提供的附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的确定方法，如图所示，包括步骤1～步骤3。

步骤1，建立面向附面层吞吸效应的三维综合计算模型。

本步骤的目的是建立可模拟附面层吞吸效应的三维综合计算模型。本发明实施例在有限元分析软件ANSYS的环境中，首先根据飞机的外形尺寸数据建立翼身融合机体的三维干净模型，然后在机尾上表面处按等同间隔叠加三组半埋入式、控制参数独立可调的发动机，构成三维综合计算模型。所建立的三维综合计算模型的背负式进气道可直接吸入机体表面低速附面层流，形成附面层吞吸效应。模型中的每个发动机的控制参数包括风扇增压比和尾喷管喷口面积，设置不同的控制变量对应不同的进出口参数和附面层吞吸程度。分析附面层吞吸效应对横侧向气动特性的影响时，可分别设置左右两侧发动机的进出口参数。

步骤2，建立发动机控制参数与发动机流量入口参数和速度出口参数的对应关系，设置左右两侧发动机入口、出口差异化边界条件，模拟左右两侧发动机附面层吞吸程度的差异。

由翼身融合机体和分布式推进系统构成的三维综合计算模型中，每组发动机可独立设置控制参数，包括风扇增压比π_k和尾喷管喷口面积A₈。每组控制变量(π_k,A₈)对应不同的附面层吞吸程度η_BLI，同时对应不同的发动机流量入口参数(T₀₁,P₀₁,qm₀₁)和速度出口参数(T₈,P₈,V₈)。T₀₁,P₀₁,qm₀₁分别表示发动机进气道入口处的温度、压力和流量，T₈,P₈,V₈分别表示发动机尾喷管出口处的温度、压力和速度。

对于左右两侧发动机，设置左侧发动机入口处温度、压力和流量参数为(T_{01_left},P_{01_left},qm_{01_left})，出口处温度、压力和速度参数为(T_{8_left},P_{8_left},V_{8_left})，其对应的左侧附面层吞吸程度为η_{BLI_left}；设置右侧发动机入口处温度、压力和流量参数为(T_{01_right},P_{01_right},qm_{01_right})，出口处温度、压力和速度参数为(T_{8_right},P_{8_right},V_{8_right})，其对应的右侧附面层吞吸程度为η_{BLI_right}。通过分别设置左右两侧发动机入口、出口差异化边界条件，准确模拟左右两侧发动机附面层吞吸程度的差异，进而分析附面层吞吸效应对横侧向气动特性的影响。

左右两侧发动机的进出口参数可由以下过程获得：

步骤2.1，首先根据当前飞行高度H、马赫数Ma，可确定远前方未受干扰气流的静压P₀、静温T₀、总压总温速度V₀和声速a₀。

步骤2.2，根据分布式推进系统预压缩段、进气道、风扇、尾喷管的工作特性，可建立各部件的特性方程。

预压缩段： $P_{01}^{*}=P_0^{*},T_{01}^{*}=T_0^{*};$

进气道： $P_1^{*}={\mathrm{\σ}}_i*P_{01}^{*},T_1^{*}=T_{01}^{*};$

风扇： $P_2^{*}={\mathrm{\π}}_k*P_1^{*},T_2^{*}=T_1^{*}*{\left({\mathrm{\π}}_k\right)}^{\frac{\mathrm{\γ}-1}{\mathrm{\γ}}};$

尾喷管： $P_8^{*}={\mathrm{\σ}}_e*P_2^{*},T_8^{*}=T_2^{*};$

其中，为进气道入口处的总压和总温；为风扇进口处总压和总温；为风扇出口处的总压和总温；为尾喷管出口处的总压和总温；σ_i,σ_e分别为进气道、尾喷管的总压恢复系数；γ为绝热指数。

由于远前方未受扰气流的总压总温已获得，当推进系统各部件工作特性确定时，发动机各截面的总温、总压参数均可由上式计算获得。

步骤2.3，发动机工作时满足空气质量流量平衡条件，即进气道入口和尾喷管出口处空气质量流量相等，表示公式如下：

${\mathrm{qm}}_{01}=K\frac{P_{01}^{*}*A_{01}*q\left({\mathrm{\λ}}_{01}\right)}{\sqrt{T_{01}^{*}}}=K\frac{P_8^{*}*A_8*q\left({\mathrm{\λ}}_8\right)}{\sqrt{T_8^{*}}}$

其中，A₀₁为进气道入口面积；流量函数系数R＝287.06为空气常数；q(λ)为流量函数，满足 $q\left(\mathrm{\λ}\right)={\left(\frac{\mathrm{\γ}+1}{2}\right)}^{\frac{1}{\mathrm{\γ}-1}}\mathrm{\λ}{(1-\frac{\mathrm{\γ}-1}{\mathrm{\γ}+1}{\mathrm{\λ}}^2)}^{\frac{1}{\mathrm{\γ}-1}},$ λ为速度系数，满足等式 ${\mathrm{\λ}}^2=\frac{\frac{\mathrm{\γ}+1}{2}{\mathrm{Ma}}^2}{1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{\mathrm{Ma}}^2},$ 下标01和8分别来标识进气道入口处数值和尾喷管出口处数值。λ₀₁为进气道入口处的速度系数，λ₈为尾喷管出口处的速度系数，在计算速度系数时，代入相应位置处的马赫数来求取，进气道入口处的马赫数为Ma₀₁，尾喷管出口处的马赫数为Ma₈。

步骤2.4，由于发动机尾喷管喷口面积A₈是临界截面，需用补充方程判断尾喷管中气流在尾喷管出口处是否完全膨胀。

若则气流没有完全膨胀，则有q(λ₈)＝1；

若则气流已经完全膨胀，该处静压与外界静压相等，即P₈＝P₀。

步骤2.5，尾喷管出口处的总压和静压满足如下关系式：

$\frac{{P_8}^{*}}{P_8}={(1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_8}^2)}^{\frac{\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}}$

根据步骤2.4中的补充方程，若气流完全膨胀，则P₈已知，根据上式可计算确定尾喷管出口处的马赫数Ma₈；若气流未完全膨胀，则q(λ₈)已知，根据步骤2.3中流量函数的等式关系，可确定速度系数λ₈和Ma₈，再根据步骤2.5中公式可计算确定P₈。

此步骤中可确定发动机出口压力参数P₈。

步骤2.6，尾喷管出口处的总温和静温满足如下关系式：

$\frac{{T_8}^{*}}{T_8}=1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_8}^2$

由可确定T₈，再根据下式可确定尾喷管出口处的空气流速V₈：

$V_8={\mathrm{Ma}}_8*\sqrt{{\mathrm{\γRT}}_8}$

此步骤中可确定发动机出口温度、速度参数T₈,V₈。至此，发动机速度出口参数(T₈,P₈,V₈)已全部计算获得。

步骤2.7，由于步骤2.5中q(λ₈)已知，则可根据步骤2.3中的关系式，确定发动机入口流量参数qm₀₁为：

${\mathrm{qm}}_{01}=K\frac{P_8^{*}*A_8*q\left({\mathrm{\λ}}_8\right)}{\sqrt{T_8^{*}}}$

进一步根据步骤2.3中的流量平衡条件和步骤2.2中的特性方程，可获得进气道入口处的流量函数q(λ₀₁)为

$q\left({\mathrm{\λ}}_{01}\right)={\mathrm{\σ}}_i*{\left({\mathrm{\π}}_k\right)}^{\frac{\mathrm{\γ}+1}{2\mathrm{\γ}}}*A_8*q\left({\mathrm{\λ}}_8\right)/A_{01}$

根据步骤2.3中的q(λ)与λ,Ma的等式关系，即可确定λ₀₁和Ma₀₁。

根据Ma₀₁，发动机进气道进口处静压P₀₁、静温T₀₁可由如下关系式确定：

$\frac{{P_{01}}^{*}}{P_{01}}={(1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_{01}}^2)}^{\frac{\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}}$

$\frac{{T_{01}}^{*}}{T_{01}}=1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_{01}}^2$

至此，发动机流量入口参数(T₀₁,P₀₁,qm₀₁)已全部计算获得。

选定当前飞行高度、马赫数飞行状态，首先通过无发动机的翼身融合机体三维模型通过流场计算获取当前状态下的气动参数参考值，然后根据飞行与推进的匹配关系，如推力约束，确定推进系统的控制参数范围。根据推进系统的控制参数范围，设置满足条件的左侧发动机控制参数为风扇增压比π_{k_left}、尾喷管喷口面积A_{8_left}，右侧发动机的风扇增压比π_{k_right}、尾喷管喷口面积A_{8_right}，分别提取左右两侧发动机差异化进出口边界条件，根据上面所述的发动机进出口参数计算方法，计算获得左侧发动机流量入口参数为(T_{01_left},P_{01_left},qm_{01_left})、速度出口参数为(T_{8_left},P_{8_left},V_{8_left})，右侧发动机流量入口参数为(T_{01_right},P_{01_right},qm_{01_right})、速度出口参数为(T_{8_right},P_{8_right},V_{8_right})，相应的左右两侧附面层吞吸程度η_BLI可由下式计算获得：

${\mathrm{\η}}_{BLI}=\frac{q\left({\mathrm{\λ}}_{01}\right)}{q\left({\mathrm{\λ}}_0\right)}$

其中， $q\left({\mathrm{\λ}}_0\right)={\left(\frac{\mathrm{\γ}+1}{2}\right)}^{\frac{1}{\mathrm{\γ}-1}}{\mathrm{\λ}}_0{(1-\frac{\mathrm{\γ}-1}{\mathrm{\γ}+1}{{\mathrm{\λ}}_0}^2)}^{\frac{1}{\mathrm{\γ}-1}},$ 且 ${{\mathrm{\λ}}_0}^2=\frac{\frac{\mathrm{\γ}+1}{2}{\left(\frac{V_0}{a_0}\right)}^2}{1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{\left(\frac{V_0}{a_0}\right)}^2}.$

在提取左右两侧发动机差异化进出口边界条件之后，在可模拟附面层吞吸效应的三维综合模型中进行相应参数设置。由于附面层吞吸程度和发动机进出口参数是一一对应的，通过设置两侧差异化进出口参数，可准确模拟两侧发动机附面层吞吸效应的差别。

步骤3，进行流场模拟和计算，获取两侧附面层吞吸效应存在差异时飞机的横侧向气动特性，包括滚转力矩、偏航力矩的气动参数。

选定当前飞行高度、马赫数等飞行状态，在步骤2中根据推进控制变量范围，分别提取左右两侧发动机差异化进出口边界条件，并在可模拟附面层吞吸效应的三维综合模型中进行相应设置，进行流场模拟和计算，进而可获得飞机横侧向气动特性，包括滚转力矩、偏航力矩等气动参数。

本发明方法是一种附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性的影响分析方法，该方法采用了设置左右两侧发动机差异化边界条件的策略，通过基于部件特性的发动机参数计算方法获取并设置两侧发动机不同的进出口参数，准确模拟左、右两侧附面层吞吸程度存在差异的情况，最终计算获得此情况下飞机的横侧向气动特性。该方法发动机边界条件计算精确，可保证最终计算获得的飞机横侧向气动参数具有较高的可靠性，弥补了现有研究的不足，为分布式推进飞机的建模与控制奠定了基础。

Claims (3)

1.一种附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的确定方法，其特征在于，实现步骤如下：

步骤1，建立面向附面层吞吸效应的三维综合计算模型；

所述的三维综合计算模型包含翼身融合机体和半埋入式分布推进系统，半埋入式分布推进系统包括三组半埋入机体上表面的发动机，且安装在左右两侧机翼的发动机的控制参数能独立调节，所述的控制参数包括风扇增压比和尾喷管喷口面积；

步骤2，建立发动机控制参数与发动机流量入口参数和速度出口参数的对应关系，设置左右两侧发动机入口、出口差异化边界条件；

发动机的每组控制参数对应不同的附面层吞吸程度，同时对应不同的发动机流量入口参数和速度出口参数；根据推进系统的控制参数范围，设置安装在左右两侧机翼的发动机的控制参数，并分别计算获得两侧发动机的流量入口参数和速度出口参数，以及相应的左右两侧附面层吞吸程度；

步骤3，进行流场模拟和计算，获取两侧附面层吞吸效应存在差异时飞机的横侧向气动特性。

2.根据权利要求1所述的附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的确定方法，其特征在于，所述的步骤2中，设π_k为风扇增压比，A₈为尾喷管喷口面积，发动机的每组控制参数(π_k,A₈)，对应不同的附面层吞吸程度η_BLI，同时对应不同的发动机流量入口参数(T₀₁,P₀₁,qm₀₁)和速度出口参数(T₈,P₈,V₈)，T₀₁,P₀₁,qm₀₁分别表示发动机进气道入口处的温度、压力和流量，T₈,P₈,V₈分别表示发动机尾喷管出口处的温度、压力和速度；建立发动机控制参数与发动机流量入口参数和速度出口参数的对应关系的过程如下：

步骤2.1，首先根据当前飞行高度H、马赫数Ma，确定远前方未受干扰气流的静压P₀、静温T₀、总压总温速度V₀和声速a₀；

步骤2.2，建立分布式推进系统预压缩段、进气道、风扇和尾喷管的特性方程，如下：

预压缩段： $P_{01}^{*}=P_0^{*},T_{01}^{*}=T_0^{*};$ 进气道： $P_1^{*}={\mathrm{\σ}}_i*P_{01}^{*},T_1^{*}=T_{01}^{*};$

风扇： $P_2^{*}={\mathrm{\π}}_k*P_1^{*},T_2^{*}=T_1^{*}*{\left({\mathrm{\π}}_k\right)}^{\frac{\mathrm{\γ}-1}{\mathrm{\γ}}};$ 尾喷管： $P_8^{*}={\mathrm{\σ}}_e*P_2^{*},T_8^{*}=T_2^{*};$

其中，为进气道入口处的总压和总温；为风扇进口处总压和总温；为风扇出口处的总压和总温；为尾喷管出口处的总压和总温；σ_i,σ_e分别为进气道、尾喷管的总压恢复系数；γ为绝热指数；

步骤2.3，发动机工作时满足空气质量流量平衡条件，表示公式如下：

${\mathrm{qm}}_{01}=K\frac{P_{01}^{*}*A_{01}*q\left({\mathrm{\λ}}_{01}\right)}{\sqrt{T_{01}^{*}}}=K\frac{P_8^{*}*A_8*q\left({\mathrm{\λ}}_8\right)}{\sqrt{T_8^{*}}}$

其中，K为流量函数系数，R＝287.06为空气常数；A₀₁为进气道入口面积；q(λ)为流量函数，满足λ为速度系数，满足等式λ₀₁为进气道入口处的速度系数，λ₈为尾喷管出口处的速度系数，在计算速度系数时，代入相应位置处的马赫数来求取，进气道入口处的马赫数为Ma₀₁，尾喷管出口处的马赫数为Ma₈；

步骤2.4，判断尾喷管中气流在尾喷管出口处是否完全膨胀，若则气流没有完全膨胀，则有q(λ₈)＝1；若则气流已经完全膨胀，则有P₈＝P₀；

步骤2.5，尾喷管出口处的总压和静压满足如下关系式：

$\frac{{P_8}^{*}}{P_8}={(1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_8}^2)}^{\frac{\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}}$

若步骤2.4中判断气流已经完全膨胀，则P₈已知，根据上式确定Ma₈；若步骤2.4中判断气流未完全膨胀，则q(λ₈)已知，根据流量函数的等式关系，确定速度系数λ₈和Ma₈，再根据步骤2.5中公式确定P₈；

步骤2.6，尾喷管出口处的总温和静温满足如下关系式：

$\frac{{T_8}^{*}}{T_8}=1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_8}^2$

由确定T₈，再根据下式确定尾喷管出口处的空气流速V₈：

$V_8={\mathrm{Ma}}_8*\sqrt{{\mathrm{\γRT}}_8}$

至此，获得发动机速度出口参数(T₈,P₈,V₈)；

步骤2.7，确定发动机入口流量参数qm₀₁为：

${\mathrm{qm}}_{01}=K\frac{P_8^{*}*A_8*q\left({\mathrm{\λ}}_8\right)}{\sqrt{T_8^{*}}}$

进一步获得进气道入口处的流量函数q(λ₀₁)为：

$q\left({\mathrm{\λ}}_{01}\right)={\mathrm{\σ}}_i*{\left({\mathrm{\π}}_k\right)}^{\frac{\mathrm{\γ}+1}{2\mathrm{\γ}}}*A_8*q\left({\mathrm{\λ}}_8\right)/A_{01}$

根据流量函数的等式关系，确定λ₀₁和Ma₀₁；

根据Ma₀₁，发动机进气道进口处静压P₀₁、静温T₀₁由如下关系式确定：

$\frac{{P_{01}}^{*}}{P_{01}}={(1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_{01}}^2)}^{\frac{\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}}$

$\frac{{T_{01}}^{*}}{T_{01}}=1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_{01}}^2$

至此，获得发动机流量入口参数(T₀₁,P₀₁,qm₀₁)。

3.根据权利要求1或2所述的附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的确定方法，其特征在于，所述的附面层吞吸程度根据下面公式确定：

${\mathrm{\η}}_{BLI}=\frac{q\left({\mathrm{\λ}}_{01}\right)}{q\left({\mathrm{\λ}}_0\right)}$

其中，η_BLI表示发动机某侧附面层吞吸程度，λ₀₁为进气道入口处的速度系数，q(λ)为流量函数，中间参数γ为绝热指数，V₀和a₀分别为远前方未受干扰气流的速度和声速。