CN109614644A - 一种外吹式襟翼布局飞机动力增升效果评估方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种外吹式襟翼布局飞机动力增升效果评估方法，包括以下步骤：1)建立动力增升飞机性能计算模型；2)性能积分特征速度的计算；3)建立非基准速度点气动力增量修正模型；4)根据步骤3的气动力增量修正模型完成非基准速度点气动力的计算；5)完成飞机起飞距离的计算；6)根据步骤5计算结果，评估飞机动力增升效果，本发明适用于外吹式襟翼布局飞机动力增升飞机起降性能计算、动力增升效果的评估以及对增升装置布局构型进行优化，为动力增升飞机布局选型提供了有效的设计工具。

Description

一种外吹式襟翼布局飞机动力增升效果评估方法

技术领域

本发明涉及飞机低速构型布局优化技术领域，尤其涉及一种外吹式襟翼布局飞机动力增升效果评估方法。

背景技术

动力增升技术可有效缩短飞机的起降距离，外吹式动力增升襟翼已成功应用于美军C－17运输机。动力增升效果评估方法是动力增升飞机设计的关键技术之一。动力增升飞机不同于常规布局飞机，其气动力系数受速度、发动机工作状态影响显著，常规性能计算方法无法应用于起降性能计算，因此飞机布局选型中动力增升效果评估无法进行。

发明内容

发明内容：提供一种外吹式襟翼布局飞机动力增升效果评估方法，用以解决常规性能计算方法无法应用于动力增升飞机起降性能计算、无法评估动力增升效果以及无法对增升装置布局构型进行优化的问题。

本发明的技术方案：

一种外吹式襟翼布局飞机动力增升效果评估方法，包括以下步骤：

步骤1：建立动力增升飞机性能计算模型；

步骤2：性能积分特征速度的计算；

步骤3：建立非基准速度点气动力增量修正模型；

步骤4：根据步骤3的气动力增量修正模型完成非基准速度点气动力的计算；

步骤5：完成飞机起飞距离的计算；

步骤6：根据步骤5计算结果，评估飞机动力增升效果。

步骤1所述的建立动力增升飞机性能计算模型，还包括以下步骤：

步骤1.1：计算飞机地面滑跑距离L₁，计算公式如下：

式中，W为飞机起飞重量，v为飞机运动真空速，T_LX1、T_DX1为飞机地面滑跑阶段发动机喷流对襟翼流场改变所产生的升力增量与阻力增量，q为速压，S为机翼参考面积，C_L、C_D分别为飞机起飞构型无动力状态下的升力系数与阻力系数，S_QX为离地速度点的速压喷流修正因子，μ为滚动摩擦系数，C_LB为发动机喷流改变增升装置当地迎角所产生的升力系数变化，g为重力加速度，v_r为飞机抬前轮速度；

步骤1.2：计算飞机抬前轮至离地之间的滑跑距离L₂，计算公式如下：

式中，T_LX2、T_DX2为飞机抬前轮到离地前阶段发动机喷流对襟翼流场改变所产生的升力增量与阻力增量，v_lof为飞机的离地速度；

步骤1.3：计算离地至距地面10.1米高度飞行距离L₃，计算公式如下：

式中，T为起飞推力，η_j为推进效率因子，α为迎角，θ_j是喷流偏转后相对于机身构造平面的夹角，θ为起飞爬升航迹角，E为发动机喷流变化修正系数，C_DB为发动机喷流改变增升装置当地迎角所产生的阻力系数变化，v₂为飞机起飞安全高度速度；

步骤1.4：计算飞机的起飞距离L_runto，计算公式如下：

L_runto＝L₁+L₂+L₃

步骤2所述的性能积分特征速度的计算，所述的特征速度包括v_r，v_lof，v₂，计算过程包括以下步骤：

步骤2.1：给出初始速度Vcp；

步骤2.2：计算推力系数C_T，

步骤2.3：计算初始速度Vcp对应的飞机起飞构型气动力数据Aero＿cp，

步骤2.4：计算飞机失速速度v_s；

步骤2.5：计算飞机离地速度v_lof；

步骤2.6：计算并判断离地速度v_lof对应的升力L＿_lof是否大于飞机起飞重量，同时计算并判断初始速度Vcp与飞机离地速度v_lof相对差量是否小于1％，如果v_lof对应的升力L＿_lof小于飞机起飞重量，且初始速度Vcp与飞机离地速度v_lof相对差量大于1％，调整初始速度Vcp，重复步骤2～步骤6；如果v_lof对应的升力L＿_lof大于飞机起飞重量，且初始速度Vcp与飞机离地速度v_lof相对差量小于1％，将给出的初始速度Vcp赋值给飞机离地速度v_lof；

步骤2.7：将气动力数据Aero＿cp赋值给基准气动数据Aero＿bs；

步骤2.8：计算v_r及v₂，计算公式为：v_r＝1.05v_s v_lof＝1.15v_s v₂＝1.2v_s；

步骤3所述的建立非基准速度点气动力增量修正模型，包括以下步骤：

步骤3.1：计算动力影响产生的升力系数增量△C_L与阻力系数增量△C_D；

ΔC_L＝C_T(K_Lbθ+K_Lpush)+C_LbαΔC_D＝C_T(K_Dbθ+K_Dpush)+C_Dbα

式中，K_Lbθ是襟翼偏转角扰动产生的升力系数增量计算因子，K_Lpush是发动机喷流打在襟翼上产生的升力系数增量计算因子，C_Lbα是与推力系数无关的升力系数增量计算因子，K_Dbθ襟翼偏转角扰动产生的阻力系数增量计算因子，K_Dpush是发动机喷流打在襟翼上产生的阻力系数增量计算因子，C_Dbα是与推力系数无关的阻力系数增量计算因子；

步骤3.2：计算升力增量ΔL，计算公式如下：

ΔL＝T(K_Lbθ+K_Lpush)+q SC_Lbα；

步骤3.3：将升力增量ΔL对速度求导，求导公式为：

步骤3.4：当速度由v_i变为v_i+1时，计算升力增量ΔL的变化量ΔLv_i+1，计算公式如下：

式中，v_i、v_i+1是性能积分中的两个相邻速度点。

本发明的有益效果：提供一种外吹式襟翼布局飞机动力增升效果评估方法，适用于外吹式襟翼布局飞机动力增升飞机起降性能计算、动力增升效果的评估以及对增升装置布局构型进行优化，为动力增升飞机布局选型提供了有效的设计工具。，

附图说明：

图1为本发明的流程图；

图2为本发明步骤2流程图。

具体实施方式：

一种外吹式襟翼布局飞机动力增升效果评估方法，包括以下步骤：

步骤1：建立动力增升飞机性能计算模型；

步骤2：性能积分特征速度的计算；

步骤3：建立非基准速度点气动力增量修正模型；

步骤4：根据步骤3的气动力增量修正模型完成非基准速度点气动力的计算；

步骤5：完成飞机起飞距离的计算；

步骤6：根据步骤5计算结果，评估飞机动力增升效果。

步骤1所述的建立动力增升飞机性能计算模型，还包括以下步骤：

步骤1.1：计算飞机地面滑跑距离L₁，计算公式如下：

式中，W为飞机起飞重量，_v为飞机运动真空速，T_LX1、T_DX1为飞机地面滑跑阶段发动机喷流对襟翼流场改变所产生的升力增量与阻力增量，q为速压，S为机翼参考面积，C_L、C_D分别为飞机起飞构型无动力状态下的升力系数与阻力系数，S_QX为离地速度点的速压喷流修正因子，μ为滚动摩擦系数，C_LB为发动机喷流改变增升装置当地迎角所产生的升力系数变化，g为重力加速度，v_r为飞机抬前轮速度；

步骤1.2：计算飞机抬前轮至离地之间的滑跑距离L₂，计算公式如下：

式中，T_LX2、T_DX2为飞机抬前轮到离地前阶段发动机喷流对襟翼流场改变所产生的升力增量与阻力增量，v_lof为飞机的离地速度；

步骤1.3：计算离地至距地面10.1米高度飞行距离L₃，计算公式如下：

式中，T为起飞推力，η_j为推进效率因子，α为迎角，θ_j是喷流偏转后相对于机身构造平面的夹角，θ为起飞爬升航迹角，E为发动机喷流变化修正系数，C_DB为发动机喷流改变增升装置当地迎角所产生的阻力系数变化，v₂为飞机起飞安全高度速度；

步骤1.4：计算飞机的起飞距离L_runto，计算公式如下：

L_runto＝L₁+L₂+L₃

步骤2所述的性能积分特征速度的计算，所述的特征速度包括v_r，v_lof，v₂，计算过程包括以下步骤：

步骤2.1：给出初始速度Vcp；

步骤2.2：计算推力系数C_T，

步骤2.3：计算初始速度Vcp对应的飞机起飞构型气动力数据Aero＿cp，

步骤2.4：计算飞机失速速度v_s；

步骤2.5：计算飞机离地速度v_lof；

步骤2.6：计算并判断离地速度v_lof对应的升力L＿_lof是否大于飞机起飞重量，同时计算并判断初始速度Vcp与飞机离地速度v_lof相对差量是否小于1％，如果v_lof对应的升力L＿_lof小于飞机起飞重量，且初始速度Vcp与飞机离地速度v_lof相对差量大于1％，调整初始速度Vcp，重复步骤2～步骤6；如果v_lof对应的升力L＿_lof大于飞机起飞重量，且初始速度Vcp与飞机离地速度v_lof相对差量小于1％，将给出的初始速度Vcp赋值给飞机离地速度v_lof；

步骤2.7：将气动力数据Aero＿cp赋值给基准气动数据Aero＿bs。

步骤2.8：计算v_r及v₂，计算公式为：v_r＝1.05v_s v_lof＝1.15v_s v₂＝1.2v_s；

步骤3所述的建立非基准速度点气动力增量修正模型，包括以下步骤：

步骤3.1：计算动力影响产生的升力系数增量△C_L与阻力系数增量△C_D；

ΔC_L＝C_T(K_Lbθ+K_Lpush)+C_LbαΔC_D＝C_T(K_Dbθ+K_Dpush)+C_Dbα

式中，K_Lbθ是襟翼偏转角扰动产生的升力系数增量计算因子，K_Lpush是发动机喷流打在襟翼上产生的升力系数增量计算因子，C_Lbα是与推力系数无关的升力系数增量计算因子，K_Dbθ襟翼偏转角扰动产生的阻力系数增量计算因子，K_Dpush是发动机喷流打在襟翼上产生的阻力系数增量计算因子，C_Dbα是与推力系数无关的阻力系数增量计算因子；

步骤3.2：计算升力增量ΔL，计算公式如下：

ΔL＝T(K_Lbθ+K_Lpush)+q SC_Lbα；

步骤3.3：将升力增量ΔL对速度求导，求导公式为：

步骤3.4：当速度由v_i变为v_i+1时，计算升力增量ΔL的变化量ΔLv_i+1，计算公式如下：

式中，v_i、v_i+1是性能积分中的两个相邻速度点。

Claims (4)

1.一种外吹式襟翼布局飞机动力增升效果评估方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：建立动力增升飞机性能计算模型；

步骤2：性能积分特征速度的计算；

步骤3：建立非基准速度点气动力增量修正模型；

步骤4：根据步骤3的气动力增量修正模型完成非基准速度点气动力的计算；

步骤5：完成飞机起飞距离的计算；

步骤6：根据步骤5计算结果，评估飞机动力增升效果。

2.根据权利要求1所述的一种外吹式襟翼布局飞机动力增升效果评估方法，其特征在于：步骤1所述的建立动力增升飞机性能计算模型，还包括以下步骤：

步骤1.1：计算飞机地面滑跑距离L₁，计算公式如下：

式中，W为飞机起飞重量，v为飞机运动真空速，T_LX1、T_DX1为飞机地面滑跑阶段发动机喷流对襟翼流场改变所产生的升力增量与阻力增量，q为速压，S为机翼参考面积，C_L、C_D分别为飞机起飞构型无动力状态下的升力系数与阻力系数，S_QX为离地速度点的速压喷流修正因子，μ为滚动摩擦系数，C_LB为发动机喷流改变增升装置当地迎角所产生的升力系数变化，g为重力加速度，v_r为飞机抬前轮速度；

步骤1.2：计算飞机抬前轮至离地之间的滑跑距离L₂，计算公式如下：

式中，T_LX2、T_DX2为飞机抬前轮到离地前阶段发动机喷流对襟翼流场改变所产生的升力增量与阻力增量，v_lof为飞机的离地速度；

步骤1.3：计算离地至距地面10.1米高度飞行距离L₃，计算公式如下：

式中，T为起飞推力，η_j为推进效率因子，α为迎角，θ_j是喷流偏转后相对于机身构造平面的夹角，θ为起飞爬升航迹角，E为发动机喷流变化修正系数，C_DB为发动机喷流改变增升装置当地迎角所产生的阻力系数变化，v₂为飞机起飞安全高度速度；

步骤1.4：计算飞机的起飞距离L_runto，计算公式如下：

L_runto＝L₁+L₂+L₃。

3.根据权利要求1所述的一种外吹式襟翼布局飞机动力增升效果评估方法，其特征在于：步骤2所述的性能积分特征速度的计算，所述的特征速度包括v_r，v_lof，v₂，计算过程包括以下步骤：

步骤2.1：给出初始速度Vcp；

步骤2.2：计算推力系数C_T，

步骤2.3：计算初始速度Vcp对应的飞机起飞构型气动力数据Aero_cp，

步骤2.4：计算飞机失速速度v_s；

步骤2.5：计算飞机离地速度v_lof；

步骤2.6：计算并判断离地速度v_lof对应的升力L__lof是否大于飞机起飞重量，同时计算并判断初始速度Vcp与飞机离地速度v_lof相对差量是否小于1％，如果v_lof对应的升力L__lof小于飞机起飞重量，且初始速度Vcp与飞机离地速度v_lof相对差量大于1％，调整初始速度Vcp，重复步骤2～步骤6；如果v_lof对应的升力L__lof大于飞机起飞重量，且初始速度Vcp与飞机离地速度v_lof相对差量小于1％，将给出的初始速度Vcp赋值给飞机离地速度v_lof；

步骤2.7：将气动力数据Aero_cp赋值给基准气动数据Aero_bs。

步骤2.8：计算v_r及v₂，计算公式为：v_r＝1.05v_s v_lof＝1.15v_s v₂＝1.2v_s。

4.根据权利要求1所述的一种外吹式襟翼布局飞机动力增升效果评估方法，其特征在于：步骤3所述的建立非基准速度点气动力增量修正模型，包括以下步骤：

步骤3.1：计算动力影响产生的升力系数增量△C_L与阻力系数增量△C_D；

ΔC_L＝C_T(K_Lbθ+K_Lpush)+C_LbαΔC_D＝C_T(K_Dbθ+K_Dpush)+C_Dbα

式中，K_Lbθ是襟翼偏转角扰动产生的升力系数增量计算因子，K_Lpush是发动机喷流打在襟翼上产生的升力系数增量计算因子，C_Lbα是与推力系数无关的升力系数增量计算因子，K_Dbθ襟翼偏转角扰动产生的阻力系数增量计算因子，K_Dpush是发动机喷流打在襟翼上产生的阻力系数增量计算因子，C_Dbα是与推力系数无关的阻力系数增量计算因子；

步骤3.2：计算升力增量ΔL，计算公式如下：

ΔL＝T(K_Lbθ+K_Lpush)+qSC_Lbα；

步骤3.3：将升力增量ΔL对速度求导，求导公式为：

步骤3.4：当速度由v_i变为v_i+1时，计算升力增量ΔL的变化量ΔLv_i+1，计算公式如下：

式中，v_i、v_i+1是性能积分中的两个相邻速度点。