CN109190232A - 一种飞机平尾区动能损失计算评估方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机平尾区动能损失计算评估方法，主要由生成计算网格以及动能计算网格面、数值求解流场、计算平尾区通过网格面的来流动能和计算平尾区动能损失量等步骤组成，其中采用的着陆构型飞机模型包括机身、增升装置、发动机短舱、平尾和垂尾等部件；目的在于对基于数值计算得到的含飞机模型的流场数据，通过后处理插值计算方法得到流过飞机平尾前缘上游一定位置动能计算网格面上的所有来流动能，在相同来流攻角等条件下计算不含飞机模型的自由来流流场中动能计算网格面收集到的来流动能与含飞机模型的流场中动能计算网格面收集到的来流动能的差值，实现飞机平尾区动能损失计算评估。

Description

一种飞机平尾区动能损失计算评估方法

技术领域

本发明涉及空气动力计算领域，尤其是涉及一种飞机平尾区动能损失计算评估方法。

背景技术

在着陆构型大飞机失速特性研究过程中，需要掌握不同来流攻角条件下机身、机翼、平尾等部件的气动性能，其中平尾气动性能是影响大飞机失速特性的重要因素之一。通常以平尾力矩特性表征平尾气动性能，而平尾力矩特性可以通过数值计算或者试验测量手段直接获得。实际上，对于翼吊低平尾气动布局形式的大飞机来说，当飞机以较大攻角飞行时，平尾容易受到来自机翼尾迹携带的低能量分离涡的干扰作用，这将导致平尾处来流动能减小，从而影响平尾力矩特性，进而影响飞机的起落性能和安全性。对于飞机平尾上游来流尾迹的测量，国内外通常采用PIV方法和七孔探针等测量技术，这种方法和技术的不足之处在于：

PIV方法又称粒子图像测速法，主要测量空间流场的速度分布信息，但是无法得到来流空气的密度和动能等信息，更不能对飞机平尾区动能损失情况进行评估，而且设备昂贵，成本高；

七孔探针安装在尾耙上可以测量平尾附近当地流场的速度大小、方向及总压以及静压等信息，却无法测得平尾上游一定范围内来流尾迹的动能等信息，也不能评估飞机平尾区动能损失情况，而且七孔探针的设计和加工难度较大；

由于飞机平尾处来流动能是一定空间范围内所有来流气体动能之和，目前没有相关试验设备或者数值计算方法直接进行测量和计算动能，因此飞机平尾区动能变化情况并没有受到人们的关注，而且工程上还没有对飞机平尾区动能损失进行定量计算评估的方法。

发明内容

本发明的目的在于对基于数值计算得到的含飞机模型的流场数据，通过后处理插值计算方法得到流过飞机平尾前缘上游一定位置动能计算网格面上的所有来流动能，在相同来流攻角等条件下计算不含飞机模型的自由来流流场中动能计算网格面收集到的来流动能与含飞机模型的流场中动能计算网格面收集到的来流动能的差值，实现飞机平尾区动能损失计算评估。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种飞机平尾区动能损失计算评估方法，包括以下步骤：

步骤一：采用网格生成软件对带增升装置和平尾的着陆构型飞机模型生成含飞机模型的计算网格，对不含飞机模型的相同物理域空间生成不含飞机模型的计算网格；

步骤二：采用网格生成软件在飞机部件增升装置与平尾之间，生成一个用于计算来流动能的二维网格面，即动能计算网格面；

步骤三：在相同马赫数和雷诺数条件下，针对某来流攻角条件，采用流场计算求解器分别对含飞机模型的计算网格和不含飞机模型的计算网格进行流场数值求解，获得该来流攻角条件下含飞机模型的流场数据和不含飞机模型的流场数据；

步骤四：采用后处理插值计算方法对含飞机模型的流场数据中动能计算网格面上的网格点进行插值获得网格面上网格微元的流场数据，然后计算得到通过动能计算网格面的所有来流动能，即某来流攻角条件下飞机平尾区来流动能；

步骤五：采用后处理插值计算方法对不含飞机模型的流场数据中动能计算网格面上的网格点进行插值获得网格面上网格微元的流场数据，然后计算得到通过动能计算网格面的所有来流动能；

步骤六：计算不含飞机模型的自由来流流场数据中动能计算网格面收集到的来流动能与含飞机模型的流场数据中动能计算网格面收集到的来流动能的差值，获得某来流攻角条件下飞机平尾区动能损失量；

步骤七：改变来流攻角，重复步骤三至六，可以得到不同来流攻角条件下飞机平尾区动能损失情况。

在上述技术方案中，所述动能计算网格面位于飞机部件增升装置与平尾之间靠近平尾前缘的位置。

在上述技术方案中，所述网格面内布置有若干的网格点数，用于收集攻角在0°到30°范围内对平尾产生影响的所有上游来流信息。

在上述技术方案中，所述步骤四步骤五中，所述后处理插值计算方法是指完成数值解算的空间流场中任意点位置进行插值获取该点上的流场数据，并计算获得通过动能计算网格面的所有来流动能。

在上述技术方案中，所述后处理插值计算方法具体包括以下步骤：

首先对于动能计算网格面上的网格点即插值点，在完成流场计算的计算网格中定位查找包围该插值点的八个空间网格单元的格心点；

然后再通过三线性插值关系计算得到该插值点的流场数据，这样就得到了动能计算网格面上的网格点的流场数据；

其次计算动能计算网格面上每个网格单元的面矢量，并以该网格单元的四个角点的流场数据的平均值作为该网格单元的流场数据；

最后根据面矢量和流场数据计算动能计算网格面上每个网格单元的动能并求和，即得到通过该动能计算网格面上的所有来流动能。

在上述技术方案中，所述网格生成软件是比较成熟的网格生成商业软件，如ICEM、Pointwise等；

在上述技术方案中，所述计算网格是计算流体力学领域中工程应用较多的结构网格，包括传统多块对接结构网格、基于重叠网格形式的结构网格和基于拼接网格形式的结构网格；

在上述技术方案中，所述流场计算求解器可以是市场上比较流行的商业流体力学计算软件或流体计算开源程序，如FLUENT、CFL3D等，也可以是自主研发的流体力学计算软件。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

与传统测量方法和技术手段不同，通过计算某来流攻角条件下飞机平尾区来流动能，为着陆构型大飞机的平尾气动性能研究提供了不同于平尾力矩等物理量的考察参数对象；

通过定量评估某来流攻角条件下飞机平尾区动能损失情况，为研究平尾失速特性和平尾气动性能及其优化设计提供参考；

通过考察飞机平尾区动能损失随来流攻角的变化趋势，为研究大飞机失速特性提供参考；

通过分析平尾区动能损失情况，可以从平尾区动能损失角度解释飞机失速前俯仰力矩出现拐点的原因，能为提升飞机的操纵性能提供参考。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是飞机平尾区动能损失计算评估方法流程图；

图2是含飞机模型的计算网格示意图；

图3是不含飞机模型的计算网格示意图；

图4是计算网格中空间网格单元示意图；

图5是动能计算网格面中网格单元示意图

图6是实施例一至三的飞机平尾区来流动能计算评估结果；

图7是实施例一至三的飞机平尾区动能损失计算评估结果；

图8是实施例四的飞机平尾区动能损失计算评估结果与相关飞机俯仰力矩系数对比；

图中：1是机身，2是含飞机模型的计算网格，3是不含飞机模型的计算网格，4是动能计算网格面，5是垂尾，6是平尾，7是发动机短舱，8是增升装置，9是计算网格中空间网格单元，10是计算网格中网格点，11是格心点，12是动能计算网格面中网格单元，13是动能计算网格面中网格点。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本发明的飞机平尾区动能损失计算评估方法如图1所示，飞机平尾区动能损失计算评估方法主要由生成计算网格以及动能计算网格面、数值求解流场、计算平尾区通过网格面的来流动能和计算平尾区动能损失量等步骤组成，需要用到网格生成软件、流场计算求解器、着陆构型飞机模型、含飞机模型的计算网格、含飞机模型的流场数据、不含飞机模型的计算网格、不含飞机模型的自由来流流场数据、动能计算网格面以及后处理插值计算方法等，其中着陆构型飞机模型包括机身、增升装置、发动机短舱、平尾和垂尾等部件。

本发明对基于数值计算得到的含飞机模型的流场数据，通过后处理插值计算方法得到流过飞机平尾前缘上游一定位置动能计算网格面上的所有来流动能，在相同来流攻角等条件下计算不含飞机模型的自由来流流场中动能计算网格面收集到的来流动能与含飞机模型的流场中动能计算网格面收集到的来流动能的差值，实现飞机平尾区动能损失计算评估：

计算得到某来流攻角条件下飞机平尾区来流动能，增加研究平尾气动性能的考察参数对象；

定量评估某来流攻角条件下飞机平尾区动能损失情况，为研究平尾失速特性和气动性能提供参考；

得到飞机平尾区动能损失随来流攻角的变化趋势，为研究大飞机失速特性提供参考；

从平尾区动能损失角度解释飞机失速前俯仰力矩出现拐点的原因。

实施例一

1) 分别采用Pointwise网格生成软件对含增升装置8和平尾6等部件的某着陆构型民机模型生成含飞机模型的计算网格2，如图2所示，该计算网格为重叠网格形式的结构网格，对不含飞机模型的相同物理域空间生成不含飞机模型的计算网格3，如图3所示，该计算网格为传统多块对接结构网格；

2) 采用Pointwise网格生成软件在飞机部件增升装置8与平尾6之间，靠近平尾前缘的位置生成一个用于计算来流动能的二维网格面，即动能计算网格面4，该网格面布置有101×161个网格点，总面积约为38.3368m2，其可以收集到对平尾产生影响的所有上游来流信息；

3) 在马赫数为0.2，基于平均气动力弦长的雷诺数为1980万，来流攻角为0°的相同来流条件下，采用自主研发的流体力学计算软件PMB3D分别对含飞机模型的计算网格2和不含飞机模型的计算网格3进行流场数值求解，获得0°来流攻角条件下收敛后的含飞机模型的流场数据和不含飞机模型的自由来流流场数据，该流场数据包括速度、密度、压力等，其存储在计算网格单元中心，即格心点11，如图4所示；

4) 采用后处理插值计算方法对含飞机模型的流场数据中通过动能计算网格面4上的所有来流动能进行计算，其具体计算过程为：首先对于动能计算网格面4上的网格点13即插值点，如图5所示，在完成流场计算的计算网格中（即包含飞机模型的计算网格2或者不包含飞机模型的计算网格3）定位查找包围该插值点的8个空间网格单元9的格心点11，如图4所示；由于这些空间网格单元9的格心点11的相关流场数据已通过流场计算求解器计算获得（即技术方案中步骤3），然后再通过三线性插值关系计算得到该插值点的流场数据，这样就得到了动能计算网格面4上的网格点13的流场数据；其次计算动能计算网格面4上每个网格单元12的面矢量，并以该网格单元12的四个角点（即网格点13，也就是前面提到的插值点）的流场数据的平均值作为该网格单元12的流场数据；最后根据面矢量和流场数据计算动能计算网格面4上每个网格单元12的动能并求和，即得到0°来流攻角条件下飞机平尾区来流动能约为7300695.31J/s；

5) 同理，采用后处理插值计算方法对不含飞机模型的自由来流流场数据中通过动能计算网格面4上的所有来流动能进行计算，具体计算过程与步骤4）一致，得到0°来流攻角条件下通过动能计算网格面4的来流动能约为7389592.53J/s；

6) 计算不含飞机模型的自由来流流场数据中动能计算网格面4收集到的来流动能与对含飞机模型的流场数据中动能计算网格面4收集到的来流动能的差值，获得0°来流攻角条件下飞机平尾区动能损失量为：7389592.53J/s - 7300695.31J/s = 88897.22J/s。

实施例二

实施例二与实施例一基本一致，主要区别在于，在步骤3)中，来流攻角为10°，保持马赫数和雷诺数不变，继续采用自主研发的流体力学计算软件PMB3D分别对含飞机模型的计算网格2和不含飞机模型的计算网格3进行流场数值求解，获得10°来流攻角条件下收敛后的含飞机模型的流场数据和不含飞机模型的自由来流流场数据；在步骤4)中，继续使用后处理插值计算方法对含飞机模型的流场数据中通过动能计算网格面4上的所有来流动能进行计算，得到10°来流攻角条件下飞机平尾区来流动能约为6951836.67J/s；在步骤5)中，继续使用后处理插值计算方法对不含飞机模型的自由来流流场数据中通过动能计算网格面4上的所有来流动能进行计算，得到10°来流攻角条件下通过动能计算网格面4的来流动能约为7278507.28 J/s；在步骤6)中，计算不含飞机模型的自由来流流场数据中动能计算网格面4收集到的来流动能与对含飞机模型的流场数据中动能计算网格面4收集到的来流动能的差值，获得10°来流攻角条件下飞机平尾区动能损失量为：7278507.28J/s - 6951836.67J/s= 326670.61J/s。

实施例三

实施例三与实施例一和实施例二基本一致，主要区别在于，分别改变了来流攻角，重复步骤3)- 6)，得到了不同来流攻角条件下飞机平尾区动能损失情况。在本实施例中，来流攻角分别取4°、8°、12°、14°、16°、17°、18°、19°、20°、21°等，得到了不同来流攻角条件下飞机平尾区来流动能以及动能损失情况。实施例三的计算评估结果与实施例一和实施例二的计算评估结果一同显示在图6和图7中。图7显示了飞机平尾区动能损失随来流攻角的变化趋势。

实施例四

实施例四与前面三个实施例基本一致，主要区别在于，在步骤1)中，含增升装置8和平尾6等部件的某着陆构型飞机模型外形发生了变化，与实施例一至三中的飞机模型外形不一致，因此使用Pointwise网格生成软件生成的含飞机模型的计算网格2和不含飞机模型的计算网格3与实施例一至三中的计算网格不一致；在步骤3)中，采用自主研发的流体力学计算软件PMB3D进行流场数值求解获得0°来流攻角条件下收敛后的含飞机模型的流场数据和不含飞机模型的自由来流流场数据不一致；在步骤4)中，使用后处理插值计算方法对含飞机模型的流场数据中通过动能计算网格面4上的所有来流动能进行计算，得到0°来流攻角条件下飞机平尾区来流动能约为7274893.86J/s；在步骤5)中，使用后处理插值计算方法对不含飞机模型的自由来流流场数据中通过动能计算网格面4上的所有来流动能进行计算，得到0°来流攻角条件下通过动能计算网格面4的来流动能约为7389439.53J/s；在步骤6)中，计算不含飞机模型的自由来流流场数据中动能计算网格面4收集到的来流动能与对含飞机模型的流场数据中动能计算网格面4收集到的来流动能的差值，获得0°来流攻角条件下飞机平尾区动能损失量为：7389439.53J/s -7274893.86J/s = 114545.67J/s；

为了得到不同来流攻角条件下飞机平尾区动能损失情况，分别改变了来流攻角，重复步骤3)- 6)。在本实施例中，来流攻角分别取0°、4°、8°、10°、12°、14°、16°、18°、19°、20°、21°、22°、24°等，计算得到了不同来流攻角条件下飞机平尾区动能损失量。实施例四的飞机平尾区动能损失计算评估结果如图8所示。图8还显示了基于实施例四飞机模型外形数值计算得到的飞机俯仰力矩系数随来流攻角的变化趋势。从图8中可以看出，在16°攻角后，飞机俯仰力矩开始上仰，由于失速迎角大约为20°，飞机俯仰力矩提前出现拐点，而从飞机平尾区动能损失随来流攻角的变化趋势看，在16°攻角后，飞机平尾区动能损失开始增加的较多，分析认为，飞机平尾区动能出现较大损失可能是导致飞机失速前俯仰力矩出现拐点的原因之一。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (5)

1.一种飞机平尾区动能损失计算评估方法，其特征在于包括以下步骤：

步骤一：采用网格生成软件对带增升装置和平尾的着陆构型飞机模型生成含飞机模型的计算网格，对不含飞机模型的相同物理域空间生成不含飞机模型的计算网格；

步骤二：采用网格生成软件在飞机部件增升装置与平尾之间，生成一个用于计算来流动能的二维网格面，即动能计算网格面；

步骤三：在相同马赫数和雷诺数条件下，针对某来流攻角条件，采用流场计算求解器分别对含飞机模型的计算网格和不含飞机模型的计算网格进行流场数值求解，获得该来流攻角条件下含飞机模型的流场数据和不含飞机模型的流场数据；

步骤四：采用后处理插值计算方法对含飞机模型的流场数据中动能计算网格面上的网格点进行插值获得网格面上网格微元的流场数据，然后计算得到通过动能计算网格面的所有来流动能，即某来流攻角条件下飞机平尾区来流动能；

步骤五：采用后处理插值计算方法对不含飞机模型的流场数据中动能计算网格面上的网格点进行插值获得网格面上网格微元的流场数据，然后计算得到通过动能计算网格面的所有来流动能；

步骤六：计算不含飞机模型的自由来流流场数据中动能计算网格面收集到的来流动能与含飞机模型的流场数据中动能计算网格面收集到的来流动能的差值，获得某来流攻角条件下飞机平尾区动能损失量；

步骤七：改变来流攻角，重复步骤三至六，可以得到不同来流攻角条件下飞机平尾区动能损失情况。

2.根据权利要求1所述的一种飞机平尾区动能损失计算评估方法，其特征在于所述动能计算网格面位于飞机部件增升装置与平尾之间靠近平尾前缘的位置。

3.根据权利要求2所述的一种飞机平尾区动能损失计算评估方法，其特征在于所述网格面内布置有若干的网格点数，用于收集攻角在0°到30°范围内对平尾产生影响的所有上游来流信息。

4.根据权利要求1所述的一种飞机平尾区动能损失计算评估方法，其特征在于所述步骤四步骤五中，所述后处理插值计算方法是指完成数值解算的空间流场中任意点位置进行插值获取该点上的流场数据，并计算获得通过动能计算网格面的所有来流动能。

5.根据权利要求4所述的一种飞机平尾区动能损失计算评估方法，其特征在于所述后处理插值计算方法具体包括以下步骤：

首先对于动能计算网格面上的网格点即插值点，在完成流场计算的计算网格中定位查找包围该插值点的八个空间网格单元的格心点；

然后再通过三线性插值关系计算得到该插值点的流场数据，这样就得到了动能计算网格面上的网格点的流场数据；

其次计算动能计算网格面上每个网格单元的面矢量，并以该网格单元的四个角点的流场数据的平均值作为该网格单元的流场数据；

最后根据面矢量和流场数据计算动能计算网格面上每个网格单元的动能并求和，即得到通过该动能计算网格面上的所有来流动能。