CN106092494A - 带动力飞行器推阻特性天地换算方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法，风洞采用总焓h₀、动压q_∞、马赫数M_∞为模拟参数，试验气体介质中氧气含量保持与纯空气一致，试验模型为一体化飞行器带动力全尺寸模型，即地面试验模型的尺寸与真实飞行条件下的飞行器尺寸相同，此时风洞满足气动和发动机试验的模拟准则要求，此时将发动机比冲作为天地换算的关联函数，所述关联函数如下式所示：利用上式得到飞行器飞行状态下的飞行器总推力预测值，本发明提出了一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法，可以得到飞行器飞行状态下的飞行器总推力预测值，可为一体化飞行器推阻性能评估提供数据支撑。

Description

带动力飞行器推阻特性天地换算方法

技术领域

本发明属于空气动力学技术领域，尤其是一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法。

背景技术

现有典型的吸气式一体化飞行器机身与发动机高度融合，如图1所示，1为机体一体化构型，其机身前下表面是发动机进气道前体压缩面2，机身后下表面是发动机尾喷管的后体膨胀面3，4为喷油，机体与发动机之间没有明显的分界线。

为研究飞行器的气动与发动机性能，需进行机体/发动机力界面划分。采用“noseto tail”的划分方法(罗金玲,周丹,康宏琳,等.典型气动问题试验方法研究的综述[J].空气动力学学报,2014,32(5):600～609.)，将一体化飞行器各部件的受力体系划归机体系统和推进系统。其中，机体系统包括机翼7、尾翼8、飞行器上表面和侧面9、发动机外罩10；推进系统包括前体进气道5、发动机唇口以后的内流道11和尾喷管12，如图2所示。

采用机体/推进一体化气动布局形式的飞行器，机体与推进流道之间高度耦合，机体系统与推进系统从各自的角度相互影响飞行器的阻力和推力性能。推阻特性不仅是指发动机产生的推力和飞行器产生阻力，还包括两者交互作用对飞行器加速性能的影响。

一体化飞行器飞行试验相对地面试验来说具有高成本、高风险、技术复杂、试验条件受限等缺点，在飞行器性能分析和设计中更多采用地面试验来进行研究。受地面模型尺寸、来流条件等限制，地面试验设备难以完全模拟实际飞行条件下的相似参数与环境效应。因而无法准确模拟实际飞行状态的气动特性，产生了基于风洞试验的预测结果与实际飞行测试结果之间的差异“天地差异”。

天地换算就是对地面风洞试验获得的气动特性与推进数据进行研究，找出一个与马赫数、雷诺数等相似参数相关的一个关联参数，使风洞试验数据和实际飞行数据相关联，通过关联参数建立起地面风洞试验数据与实际飞行数据的关联函数。

目前天地相关性研究都集中在飞行器气动力数据换算上，对于吸气式一体化飞行器的发动机推力性能的天地换算鲜有研究。为了实现飞行器与发动机的最佳匹配，设计人员必须通过地面风洞数据预测实际飞行状态下的飞行器推阻特性。

针对上述问题，本发明提出了一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法，通过修正与外推风洞的试验结果得到实际飞行状态的飞行器总推力。

发明内容

鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法。它能根据地面试验数据获得实际飞行状态下的飞行器总推力。

为实现上述发明目的，本发明技术方案如下：

一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法，风洞采用总焓h₀、动压q_∞、马赫数M_∞为模拟参数，试验气体介质中氧气含量保持与纯空气一致，试验模型为一体化飞行器带动力全尺寸模型，即地面试验模型的尺寸与真实飞行条件下的飞行器尺寸相同，此时风洞满足气动和发动机试验的模拟准则要求，此时将发动机比冲作为天地换算的关联函数，所述关联函数如下式所示：

$T_{flight}=\frac{m_{flight}}{m_{ground}}\·T_{ground}+(\frac{m_{flight}}{m_{ground}}\·D_{ext,ground}-D_{ext,flight})$

其中，T_flight为飞行状态下的飞行器总推力；m_flight为飞行状态下的发动机燃油流量；m_ground为地面试验条件的发动机燃油流量；T_ground为地面试验条件的飞行器总推力，通过一体化飞行器带动力试验获得；D_ext,flight为飞行状态下的机体外阻，通过计算得到；D_ext,ground为地面试验条件的机体外阻；

根据地面试验数据T_ground，D_ext,ground，m_ground，利用上式得到飞行器飞行状态下的飞行器总推力预测值。

作为优选方式，比冲为单位质量流量燃料所产生的发动机有效推力，发动机有效推力由飞行器总推力与机体外阻相加表示，即

其中F_effect为发动机有效推力，单位为(N)，m_fuel为燃料质量流量，单位为(kg/s)，F_{飞行器总推力}为带动力飞行器在轴向受到的合力，D_机体外阻为飞行器机体外阻。

作为优选方式，机体外阻D_机体外阻是指作用在推进流道以外的阻力，根据“nose totail”力界划分方法，机体系统包括机翼、尾翼、飞行器上表面和侧面、发动机外罩；推进流道包括前体进气道、发动机唇口以后的内流道和尾喷管。

作为优选方式，飞行状态下的发动机燃油流量m_flight根据任务需求在总体设计时确定，地面试验条件的发动机燃油流量m_ground采用涡轮流量计在试验中实时测量，地面试验条件的机体外阻D_ext,ground通过数值计算方法得到。

作为优选方式，地面试验条件的机体外阻D_ext，ground通过以下方式得到：额外进行一次风洞试验，对推进流道内部通道进行简化、整流，获得均匀出口流场，应用动量法获得推进流道阻力，将风洞天平测得的飞行器模型总阻力减去推进流道阻力，即得到飞行器机体外阻。

作为优选方式，对推进流道内部通道进行简化的方式为把飞行器推进流道内部通道替换成一个简化流道，简化流道入口与飞行器进气道出口连接，简化流道出口与飞行器尾部平齐，简化流道由进气道出口开始扩张，形成扩张段，通过多孔整流板对内部通道流场进行整流，整流板前形成正激波，正激波后方流场从超音速减速至亚音速，亚音速气流通过整流板后形成均匀的流场，出口处截面收缩使气流加速至一倍音速。

作为优选方式，多孔整流板距离简化流道扩张段出口的距离至少为整流板直径的两倍。

作为优选方式，所述简化流道为流量计。

作为优选方式，用于测量出口静压的静压测点布置在出口截面上下壁面，总温总压耙位于简化流道出口截面后。

作为优选方式，利用动量法获得推进流道阻力的具体过程如下：

$D_{duct}=\underset{A_{10}}{\∫}{\mathrm{\ρ}}_e{u_e}^{2}dA-\underset{A_{\mathrm{\∞}}}{\∫}{\mathrm{\ρ}}_{\mathrm{\∞}}{u_{\mathrm{\∞}}}^{2}dA+\underset{A_{10}}{\∫}(p_e-p_{\mathrm{\∞}})dA---\left(1\right)$

式中，D_duct是需要求解的推进流道阻力，ρ_e为简化流道出口的气流密度，ρ_∞为来流密度，u_e为简化流道出口的气流速度，u_∞为来流速度，P_e是出口截面的静压，P_∞是来流的静压，A_∞是流量捕获面积、A₁₀是简化流道出口截面面积，其中，ρ_e、u_e未知，需通过以下方程(2)、(3)求解：

${\mathrm{\ρ}}_e=\frac{P_e}{{\mathrm{RT}}_e}---\left(2\right)$

式中，R为通用气体常数(R＝287J/(kg·K))；T_e为简化流道出口气流温度，该值通过方程(4)得到：

$u_e={\mathrm{Ma}}_e\sqrt{{\mathrm{\γRT}}_e}---\left(3\right)$

式中，Ma_e为简化流道出口马赫数，该值通过方程(5)得到；γ为比热比，正常条件的空气下γ＝1.4；

$\frac{T_{e0}}{T_e}=1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_e}^2---\left(4\right)$

式中，出口总温T_e0由总温总压耙测得，Ma_e通过方程(5)得到，因此知T_e的值：

$\frac{P_{e0}}{P_e}={(1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_e}^2)}^{\frac{\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}}---\left(5\right)$

式中，通过试验测量可知流量计出口截面静压P_e、总压P_e0，γ为常数，因此可求得Ma_e；根据方程(1)得到推进流道阻力D_duct后，即可通过方程(6)得到飞行器机体外阻D_ext；D_all为天平测得的飞行器模型总阻力：

D_all＝D_ext+D_duct (6)。

本发明的有益效果为：本发明提出了一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法，能够不通过飞行试验而获得真实飞行环境、有自主动力情况下的飞行器总推力，可为一体化飞行器推阻性能评估提供数据支撑。

附图说明

图1为机体推进一体化飞行器示意图；

图2为一体化飞行器nose to tail力界划分方法示意图；

图3为流量计与天平安装位置示意图；

图4为测量设备安装位置示意图。

1为机体一体化构型，2为前体压缩面，3为后体膨胀面，4为喷油，5为前体进气道，6为唇口，7为机翼，8为尾翼，9为飞行器上表面和侧面，10为发动机外罩，11为发动机唇口以后的内流道，12为尾喷管，13为进气道，14为扩张段，15为多孔整流板，16为流量计，17为天平，18为静压测点，19为总温总压耙。

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。

一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法，风洞采用总焓h₀、动压q_∞、马赫数M_∞为模拟参数，试验气体介质中氧气含量保持与纯空气一致，试验模型为一体化飞行器带动力全尺寸模型，即地面试验模型的尺寸与真实飞行条件下的飞行器尺寸相同，此时风洞满足气动和发动机试验的模拟准则要求，此时将发动机比冲作为天地换算的关联函数，所述关联函数如下式所示：

$T_{flight}=\frac{m_{flight}}{m_{ground}}\·T_{ground}+(\frac{m_{flight}}{m_{ground}}\·D_{ext,ground}-D_{ext,flight})$

其中，T_flight为飞行状态下的飞行器总推力；m_flight为飞行状态下的发动机燃油流量；m_ground为地面试验条件的发动机燃油流量；T_ground为地面试验条件的飞行器总推力，通过飞行器一体化带动力试验获得；D_ext，flight为飞行状态下的机体外阻，通过计算得到；D_ext，ground为地面试验条件的机体外阻；

根据地面试验数据T_ground，D_ext,ground，m_ground，利用上式得到飞行器飞行状态下的飞行器总推力预测值。

比冲为单位质量流量燃料所产生的发动机有效推力，即

其中F_effect为发动机有效推力，单位为(N)，m_fuel为燃料质量流量，单位为(kg/s)，F_{飞行器总推力}为带动力飞行器在轴向受到的合力，D_机体外阻为飞行器机体外阻。

机体外阻D_机体外阻是指作用在推进流道以外的阻力，根据“nose to tail”力界划分方法，机体系统包括机翼、尾翼、飞行器上表面和侧面、发动机外罩；推进流道包括前体进气道、发动机唇口以后的内流道和尾喷管。

飞行状态下的发动机燃油流量m_flight根据任务需求在总体设计时确定，地面试验条件的发动机燃油流量m_ground采用涡轮流量计在试验中实时测量，地面试验条件的机体外阻D_ext,ground通过数值计算方法得到。

地面试验条件的机体外阻D_ext,ground通过以下方式得到：额外进行一次风洞试验，对推进流道内部通道进行简化、整流，获得均匀出口流场，应用动量法获得推进流道阻力，将风洞天平测得的飞行器模型总阻力减去推进流道阻力，即得到飞行器机体外阻。

如图3所示，对推进流道内部通道进行简化的方式为把飞行器推进流道内部通道替换成一个简化流道，简化流道入口与飞行器进气道13出口连接，简化流道出口与飞行器尾部平齐，简化流道由进气道出口开始扩张，形成扩张段14，通过多孔整流板15对内通道进行整流，整流板15前形成正激波，正激波后方流场从超音速减速至亚音速，亚音速气流通过整流板后形成均匀的流场，出口处截面收缩使气流加速至一倍音速。

进一步的，本实施例中所述简化流道为流量计16。流量计入口与进气道出口相连接，流量计出口与飞行器模型尾部平齐，如图3所示。不用流量计，采用其他简化流道也可以应用此方案。

多孔整流板15距离简化流道扩张段出口的距离至少为整流板直径的两倍。这样给予气流一个缓冲距离，以免正激波反压回扩张段。

所述天平17为盒式天平。天平外形尺寸采用扁平结构。流量计内通道由进气道出口截面逐渐转为圆截面，通过多孔整流板对内通道进行整流，获得较为均匀的出口流场，出口处截面收缩形成音速喷嘴。

用于测量出口静压的静压测点18布置在出口截面上下壁面，总温总压耙19位于简化流道出口截面后。如图4所示。

利用动量法获得推进流道阻力的具体过程如下：

$D_{duct}=\underset{A_{10}}{\∫}{\mathrm{\ρ}}_e{u_e}^{2}dA-\underset{A_{\mathrm{\∞}}}{\∫}{\mathrm{\ρ}}_{\mathrm{\∞}}{u_{\mathrm{\∞}}}^{2}dA+\underset{A_{10}}{\∫}(p_e-p_{\mathrm{\∞}})dA---\left(1\right)$

式中，D_duct是需要求解的推进流道阻力，ρ_e为流量计出口的气流密度，ρ_∞为来流密度，u_e为流量计出口的气流速度，u_∞为来流速度，P_e是出口截面的静压，P_∞是来流的静压，A_∞是流量捕获面积，A₁₀是流量计出口截面面积，其中，ρ_e、u_e未知，需通过以下方程(2)、(3)求解：

${\mathrm{\ρ}}_e=\frac{P_e}{{\mathrm{RT}}_e}---\left(2\right)$

式中，R为通用气体常数(R＝287J/(kg·K))；T_e为流量计出口气流温度，该值通过方程(4)得到：

$u_e={\mathrm{Ma}}_e\sqrt{{\mathrm{\γRT}}_e}---\left(3\right)$

式中，Ma_e为流量计出口马赫数，该值通过方程(5)得到；γ为比热比，与来流气体组分相关，正常条件的空气下γ＝1.4；

$\frac{T_{e0}}{T_e}=1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_e}^2---\left(4\right)$

式中，出口总温T_e0由总温总压耙测得，Ma_e通过方程(5)得到，因此知T_e的值：

$\frac{P_{e0}}{P_e}={(1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_e}^2)}^{\frac{\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}}---\left(5\right)$

式中，通过试验测量测得出口截面静压P_e、总压P_e0，γ为常数，因此求得Ma_e；根据方程(1)得到推进流道阻力D_duct后，即通过方程(6)得到飞行器机体外阻D_ext；D_all为天平测得的飞行器模型总阻力：

D_all＝D_ext+D_duct (6)。

上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。

Claims (10)

1.一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法，其特征在于：风洞采用总焓h₀、动压q_∞、马赫数M_∞为模拟参数，试验气体介质中氧气含量保持与纯空气一致，试验模型为一体化飞行器带动力全尺寸模型，即地面试验模型的尺寸与真实飞行条件下的飞行器尺寸相同，此时风洞满足气动和发动机试验的模拟准则要求，此时将发动机比冲作为天地换算的关联函数，所述关联函数如下式所示：

$T_{flight}=\frac{m_{flight}}{m_{ground}}\·T_{ground}+(\frac{m_{flight}}{m_{ground}}\·D_{ext,ground}-D_{ext,flight})$

其中，T_flight为飞行状态下的飞行器总推力；m_flight为飞行状态下的发动机燃油流量；m_ground为地面试验条件的发动机燃油流量；T_ground为地面试验条件的飞行器总推力，通过一体化飞行器带动力试验获得；D_ext，flight为飞行状态下的机体外阻，通过计算得到；D_ext，ground为地面试验条件的机体外阻；

根据地面试验数据T_ground，D_ext,ground，m_ground，利用上式得到飞行器飞行状态下的飞行器总推力预测值。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于：比冲为单位质量流量燃料所产生的发动机有效推力，发动机有效推力由飞行器总推力与机体外阻相加表示，即

其中F_effect为发动机有效推力，单位为(N)，m_fuel为燃料质量流量，单位为(kg/s)，F_{飞行器总推力}为带动力飞行器在轴向受到的合力，D_机体外阻为飞行器机体外阻。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于：机体外阻D_机体外阻是指作用在推进流道以外的阻力，根据“nose to tail”力界划分方法，机体系统包括机翼、尾翼、飞行器上表面和侧面、发动机外罩；推进流道包括前体进气道、发动机唇口以后的内流道和尾喷管。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于：飞行状态下的发动机燃油流量m_flight根据任务需求在总体设计时确定，地面试验条件的发动机燃油流量m_ground采用涡轮流量计在试验中实时测量，地面试验条件的机体外阻D_ext，ground通过数值计算方法得到。

5.如权利要求1所述的方法，其特征在于：地面试验条件的机体外阻D_ext，ground通过以下方式得到：额外进行一次风洞试验，对推进流道内通道进行简化、整流，获得均匀出口流场，应用动量法获得推进流道阻力，将风洞天平测得的飞行器模型总阻力减去推进流道阻力，即得到飞行器机体外阻。

6.如权利要求5所述的方法，其特征在于：对推进流道内部通道进行简化的方式为把飞行器推进流道内部通道替换成一个简化流道，简化流道入口与飞行器进气道出口连接，简化流道出口与飞行器尾部平齐，简化流道由进气道出口开始扩张，形成扩张段，通过多孔整流板对内通道进行整流，整流板前形成正激波，正激波后方流场从超音速减速至亚音速，亚音速气流通过整流板后形成均匀的流场，出口处截面收缩使气流加速至一倍音速。

7.如权利要求6所述的方法，其特征在于：多孔整流板距离简化流道扩张段出口的距离至少为整流板直径的两倍。

8.如权利要求6所述的方法，其特征在于：所述简化流道为流量计。

9.如权利要求6所述的方法，其特征在于：用于测量出口静压的静压测点布置在出口截面上下壁面，总温总压耙位于简化流道出口截面后。

10.如权利要求6所述的方法，其特征在于：利用动量法获得推进流道阻力的具体过程如下：

$D_{duct}=\underset{A_{10}}{\∫}{\mathrm{\ρ}}_e{u_e}^{2}dA-\underset{A_{\mathrm{\∞}}}{\∫}{\mathrm{\ρ}}_{\mathrm{\∞}}{u_{\mathrm{\∞}}}^{2}dA+\underset{A_{10}}{\∫}(p_e-p_{\mathrm{\∞}})dA---\left(1\right)$

式中，D_duct是需要求解的推进流道阻力，ρ_e为简化流道出口的气流密度，ρ_∞为来流密度，u_e为简化流道出口的气流速度，u_∞为来流速度，P_e是出口截面的静压，P_∞是来流的静压，A_∞是流量捕获面积、A₁₀是简化流道出口截面面积，其中，ρ_e、u_e未知，需通过以下方程(2)、(3)求解：

${\mathrm{\ρ}}_e=\frac{P_e}{{\mathrm{RT}}_e}---\left(2\right)$

式中，R为通用气体常数(R＝287J/(kg·K))；T_e为简化流道出口气流温度，该值通过方程(4)得到：

$u_e={\mathrm{Ma}}_e\sqrt{{\mathrm{\γRT}}_e}---\left(3\right)$

式中，Ma_e为简化流道出口马赫数，该值通过方程(5)得到；γ为比热比，正常条件的空气下γ＝1.4；

$\frac{T_{e0}}{T_e}=1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_e}^2---\left(4\right)$

式中，出口总温T_e0由总温总压耙测得，Ma_e通过方程(5)得到，因此知T_e的值：

$\frac{P_{e0}}{P_e}={(1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_e}^2)}^{\frac{\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}}---\left(5\right)$

式中，通过试验测量可知流量计出口截面静压P_e、总压P_e0，γ为常数，因此求得Ma_e；根据方程(1)得到推进流道阻力D_duct后，即通过方程(6)得到飞行器机体外阻D_ext；D_all为天平测得的飞行器模型总阻力：

D_all＝D_ext+D_duct (6)。