CN110750836A - 一种基于稳态锥动的飞行器俯仰阻尼力矩计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种基于定常模拟的带翼飞行器俯仰阻尼力矩计算方法，其步骤为：第一步、待分析的确定飞行器的横向、纵向气动特性是否相同；第二步、确定全攻角σ的值；第三步、确定锥动速率

的值；第四步、在固连于攻角平面的坐标系下进行流动控制方程的建立和求解；第五步、获取飞行器在锥形运动下的侧向力矩系数即面外力矩系数C_n；在第四步所述的计算收敛后；第六步、计算飞行器的俯仰阻尼力矩系数

Description

一种基于稳态锥动的飞行器俯仰阻尼力矩计算方法

技术领域

本发明涉及飞行器俯仰阻尼力矩技术领域，特别是一种基于稳态锥动的俯仰阻尼力矩系数计算方法。

背景技术

飞行器的俯仰阻尼特性对飞行器的气动设计具有重要意义。在飞行器的俯仰过程中，机体四周的流体会对飞行器的运动起阻碍作用，进而影响飞行器的运动状态。通过预估飞行器的俯仰阻尼力矩系数，可给出流体对飞行器俯仰运动的阻碍程度，从而为飞行器的轨迹规划和控制系统设计提供参照和依据。因此，俯仰阻尼力矩系数是飞行器设计过程中的重要参数。飞行器的俯仰阻尼力矩系数通常可通过实验、仿真及经验方法给出，经验方法给出的俯仰阻尼力矩系数精度较低，在较为精确的设计研究中需要通过实验及仿真方法给出较为准确的俯仰阻尼力矩系数。

目前的工程应用中获取俯仰阻尼力矩系数的方法主要有两种：一是风洞试验方法，二是基于数值仿真的计算模拟方法。

第一类风洞试验方法是较为传统的试验测量手段。通过监测风洞试验模型在受迫或自由俯仰振荡下的运动状态及力矩变化情况，可获取飞行器的俯仰阻尼力矩系数。风洞试验能够获得较为准确的飞行器俯仰阻尼力矩系数，但风洞试验的成本很高，试验流程复杂，周期较长，不适于在飞行器方案及初步设计阶段进行快速迭代设计。

第二类数值计算手段是指通过数值仿真模拟飞行器在俯仰运动状态下的绕流及气动力从而得到飞行器的俯仰阻尼力矩系数。相对于风洞试验方法，数值计算的成本较低，获取俯仰阻尼力矩系数的周期较短。因此数值计算方法是目前较为常用的飞行器俯仰阻尼力矩系数获取手段。但俯仰振荡下的飞行器绕流为非定常流动，在数值仿真过程中需要采用非定常方法。非定常计算方法一般基于进行时间推进，计算量大，且需要确定物理时间步长等参数，步骤繁琐，限制了数值方法对飞行器俯仰阻尼力矩系数的预估效率。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于稳态锥动(锥形运动)对飞行器俯仰阻尼力矩系数进行定常计算预估的模拟方法，解决使用计算流体力学(CFD)预估带翼飞行器俯仰阻尼力矩系数时计算量较大、过程复杂的问题。使用本发明的技术方案，可在降低一定预估精度的前提下，大幅度减小计算量，从而改善模拟效率。在对气动系数精度要求相对较低，但需要反复修改气动外形的飞行器方案设计阶段，采用本发明的计算方案，可以在保证一定精度的前提下，较快速地获得不同飞行器外形的俯仰阻尼力矩系数，从而提高飞行器气动外形的设计效率。

对此，本发明提出一种基于定常模拟的带翼飞行器俯仰阻尼力矩计算方法，其特征在于，其步骤为：

第一步、待分析的确定飞行器的横向、纵向气动特性是否相同，

如果是相同的则继续进行计算，如果不是相同的则结束计算；

第二步、确定全攻角σ的值，

确定模拟计算时飞行器纵轴与来流失量所成的角度，即全攻角σ的值；当全攻角σ足够小时，σ的值不影响俯仰阻尼力矩系数的预估结果，计算不同σ下的俯仰阻尼力矩系数，选取一个对俯仰阻尼力矩系数无明显影响的σ值作为获取俯仰阻尼力矩系数使用的全攻角。

第三步、确定锥动速率的值，

当

的取值适当时，

的改变不影响俯仰阻尼力矩系数的预估结果，通过计算不同下的俯仰阻尼力矩系数，选取一个对俯仰阻尼力矩系数无明显影响的

值作为获取俯仰阻尼力矩系数使用的锥动速率；

第四步、在固连于攻角平面的坐标系下进行流动控制方程的建立和求解，

当确定全攻角σ和锥动速率

后，可在给定的σ和

下对飞行器在锥动状态下的绕流和气动力进行CFD求解；当计算坐标系固连于攻角平面时，飞行器的绕流是定常稳态的，在固连于攻角平面的旋转参考系下进行流动控制方程建立和求解，对稳态锥形运动下的飞行器绕流及气动力进行模拟；

第五步、获取飞行器在锥形运动下的侧向力矩系数即面外力矩系数C_n，

在第四步所述的计算收敛后，通过积分飞行器表面的压力和粘性力获取飞行器的侧向力矩系数即面外力矩系数C_n；侧向力矩是指力矩矢量位于攻角平面内且垂直于飞行器纵轴的力矩；C_n的计算方法为：

其中M_y为侧向力矩，S为参考面积，D为参考长度，q为动压，形式为：

q＝1/2ρV² (2)

V为来流速度，ρ为来流密度；

第六步、计算飞行器的俯仰阻尼力矩系数

根据数值模拟计算得到的侧向力矩系数即面外力矩系数C_n，以及全攻角σ和锥动速率可进一步得到飞行器的俯仰阻尼力矩系数

其中

反映了俯仰角速度对俯仰力矩的影响，反映了攻角变化率对俯仰力矩的影响，二者的和反映了飞行器的俯仰阻尼力矩量值；俯仰阻尼力矩系数

的计算方法为：

其中Ω为无量纲锥动速率：

基于式(3)和式(4)由侧向力矩系数计算得到飞行器的俯仰阻尼力矩系数。

本发明的有益效果：

1、本发明采用定常求解方法，可避免非定常模拟计算量大、过程繁琐的缺点。非定常计算需对物理时间步长进行无关性检验，若采用双时间推进法，还需要对内迭代数进行单独验证。若对非定常计算问题进行网格无关检验，网格对计算结果的影响与物理时间步长的影响互相耦合，使验证过程复杂繁琐。本发明给出的旋转参考系法定常求解方案可以有效避免非定常计算中物理时间步验证所需的额外计算过程，且定常求解的计算量整体上显著小于基于时间推进的非定常求解方法。因此本发明给出的方案可较好地提高飞行器俯仰阻尼力矩的预估效率。

2、本发明给出的定常模拟方法也避开了使用非定常模拟方法计算飞行器俯仰振荡时需要处理的动网格问题。动网格处理需要计算网格变形或网格边界数据交换，可能产生负体积或插值误差，影响模拟的有效性和精度。采用本发明的技术方案可完全避开动网格处理的不良影响，较简便地获取飞行器的俯仰阻尼力矩系数。

具体实施方式

以下对本发明的具体实施方式作出详细说明。

本发明的提出一种基于定常模拟的带翼飞行器俯仰阻尼力矩计算方法的技术方案为：

第一步 确定飞行器的横向、纵向气动特性是否相同

本发明的技术方案基于稳态锥动对飞行器的俯仰阻尼力矩系数进行计算。在有攻角条件下，当飞行器沿过质心的来流失量方向旋转时，即发生了锥形运动(锥动)。锥形运动本质上由横向、纵向两个平面内的振荡运动以及沿飞行器纵轴的滚转运动合成得到。若飞行器在横向及纵向方向拥有相同的气动外形，则横向和纵向的振荡运动气动阻尼是相同的。因此，如果飞行器的滚转运动产生的气动力矩亦可以忽略，便可通过模拟飞行器在锥形运动下的绕流和气动力矩预估飞行器的俯仰阻尼力矩系数。由于以上原因，本发明的技术方案要求飞行器的横向、纵向气动特性是相同的，飞机式布局等气动外形不满足本发明技术方案的使用条件。

第二步 确定全攻角σ的值

当确定飞行器外形满足横向、纵向气动特性相同时，可通过模拟飞行器在锥形运动下的流场预估飞行器的俯仰阻尼力矩系数。因此需要确定模拟计算时飞行器纵轴与来流失量所成的角度，即全攻角σ的值。只有当全攻角σ很小时，才能由锥形运动计算得到飞行器的俯仰阻尼力矩系数。当σ足够小时，σ的值不影响俯仰阻尼力矩系数的预估结果，因此可以通过计算不同σ下的俯仰阻尼力矩系数来确定σ的选择范围，选取一个对俯仰阻尼力矩系数无明显影响的σ值作为获取俯仰阻尼力矩系数使用的全攻角。

第三步确定锥动速率

的值

模拟锥形运动需要确定飞行器绕过质心的来流失量旋转的速度，即锥动速率

的值。当锥动速率过高时，锥动速率对气动力的影响可能出现非线性效应，因此的值不应过大。当

的取值适当时，

的改变不影响俯仰阻尼力矩系数的预估结果，因此可以通过计算不同

下的俯仰阻尼力矩系数，选取一个对俯仰阻尼力矩系数无明显影响的

值作为获取俯仰阻尼力矩系数使用的锥动速率。

第四步在固连于攻角平面的坐标系下进行流动控制方程的建立和求解

当确定全攻角σ和锥动速率

后，可在给定的σ和

下对飞行器在锥动状态下的绕流和气动力进行CFD求解。当计算坐标系固连于攻角平面时，飞行器的绕流是定常稳态的，因此在固连于攻角平面的旋转参考系下进行流动控制方程建立和求解，可采用定常方法对稳态锥形运动下的飞行器绕流及气动力进行模拟。模拟使用的计算网格及控制方程求解方法与常规CFD计算相同。

第五步 获取飞行器在锥形运动下的侧向力矩系数(面外力矩系数)C_n

在第四步所述的计算收敛后，可以通过积分飞行器表面的压力和粘性力获取飞行器的侧向力矩系数(面外力矩系数)C_n。侧向力矩是指力矩矢量位于攻角平面内且垂直于飞行器纵轴的力矩。C_n的计算方法为：

其中M_y为侧向力矩，S为参考面积，D为参考长度，q为动压，形式为：

q＝1/2ρV² (2)

V为来流速度，ρ为来流密度。

第六步计算飞行器的俯仰阻尼力矩系数

根据数值模拟计算得到的侧向力矩系数(面外力矩系数)C_n，以及全攻角σ和锥动速率

可进一步得到飞行器的俯仰阻尼力矩系数

其中的第一项反映了俯仰角速度对俯仰力矩的影响，第二项反映了攻角变化率对俯仰力矩的影响，多数情况下二者的和即反映了飞行器的俯仰阻尼力矩量值。俯仰阻尼力矩系数

的计算方法为：

其中Ω为无量纲锥动速率：

基于式(3)和式(4)可由侧向力矩系数计算得到飞行器的俯仰阻尼力矩系数。但以上计算方法忽略了锥形运动中飞行器的滚转运动对气动力矩的影响，因此计算得到的俯仰阻尼力矩系数精度低于传统的非定常俯仰振荡方法。

实施例

基于定常模拟的带翼飞行器俯仰阻尼力矩计算方法的一个实施例：

第一步 确定飞行器的横向、纵向气动特性是否相同

本发明的技术方案基于稳态锥动对飞行器的俯仰阻尼力矩系数进行计算。在有攻角条件下，当飞行器沿过质心的来流失量方向旋转时，即发生了锥形运动(锥动)。锥形运动本质上由横向、纵向两个平面内的振荡运动以及沿飞行器纵轴的滚转运动合成得到。若飞行器在横向及纵向方向拥有相同的气动外形，则横向和纵向的振荡运动气动阻尼是相同的。因此，如果飞行器的滚转运动产生的气动力矩亦可以忽略，便可通过模拟飞行器在锥形运动下的绕流和气动力矩预估飞行器的俯仰阻尼力矩系数。由于以上原因，本发明的技术方案要求飞行器的横向、纵向气动特性是相同的，飞机式布局等气动外形不满足本发明技术方案的使用条件。

第二步 确定全攻角σ的值

当确定飞行器外形满足横向、纵向气动特性相同时，可通过模拟飞行器在锥形运动下的流场预估飞行器的俯仰阻尼力矩系数。因此需要确定模拟计算时飞行器纵轴与来流失量所成的角度，即全攻角σ的值。只有当全攻角σ很小时，才能由锥形运动计算得到飞行器的俯仰阻尼力矩系数。当σ足够小时，σ的值不影响俯仰阻尼力矩系数的预估结果，因此可以通过计算不同σ下的俯仰阻尼力矩系数，选取一个对俯仰阻尼力矩系数无明显影响的σ值作为获取俯仰阻尼力矩系数使用的全攻角。

第三步确定锥动速率

的值

模拟锥形运动需要确定飞行器绕过质心的来流失量旋转的速度，即锥动速率

的值。当锥动速率过高时，锥动速率对气动力的影响可能出现非线性效应，因此

的值不应过大。当的取值适当时，

的改变不影响俯仰阻尼力矩系数的预估结果，因此可以通过计算不同

下的俯仰阻尼力矩系数，选取一个对俯仰阻尼力矩系数无明显影响的

值作为获取俯仰阻尼力矩系数使用的锥动速率。

第四步在固连于攻角平面的坐标系下进行流动控制方程的建立和求解

当确定全攻角σ和锥动速率

后，可在给定的σ和

下对飞行器在锥动状态下的绕流和气动力进行CFD求解。当计算坐标系固连于攻角平面时，飞行器的绕流是定常稳态的，因此在固连于攻角平面的旋转参考系下进行流动控制方程建立和求解，可采用定常方法对稳态锥形运动下的飞行器绕流及气动力进行模拟。模拟使用的计算网格及控制方程求解方法与常规CFD计算相同。

第五步 获取飞行器在锥形运动下的侧向力矩系数(面外力矩系数)C_n

在第四步所述的计算收敛后，可以通过积分飞行器表面的压力和粘性力获取飞行器的侧向力矩系数(面外力矩系数)C_n。侧向力矩是指力矩矢量位于攻角平面内且垂直于飞行器纵轴的力矩。C_n的计算方法为：

其中M_y为侧向力矩，S为参考面积，D为参考长度，q为动压，形式为：

q＝1/2ρV² (2)

V为来流速度，ρ为来流密度。

第六步计算飞行器的俯仰阻尼力矩系数

根据数值模拟计算得到的侧向力矩系数(面外力矩系数)C_n，以及全攻角σ和锥动速率

可进一步得到飞行器的俯仰阻尼力矩系数其中

的第一项反映了俯仰角速度对俯仰力矩的影响，第二项反映了攻角变化率对俯仰力矩的影响，多数情况下二者的和即反映了飞行器的俯仰阻尼力矩量值。俯仰阻尼力矩系数

的计算方法为：

其中Ω为无量纲锥动速率：

基于式(3)和式(4)可由侧向力矩系数计算得到飞行器的俯仰阻尼力矩系数。但以上计算方法忽略了锥形运动中飞行器的滚转运动对气动力矩的影响，因此计算得到的俯仰阻尼力矩系数精度低于传统的非定常俯仰振荡方法。

本发明公开了一种基于稳态锥动的飞行器俯仰阻尼力矩模拟计算方法，解决了飞行器俯仰阻尼力矩系数预估过程繁琐、运算量大的问题。本发明基于锥形运动对飞行器的俯仰阻尼力矩系数进行数值预估；本发明在固连于攻角平面的参考系下进行流体控制方程的建立和求解，实现了对锥形运动下飞行器绕流的定常求解；本发明由于使用定常计算方法进行求解，具有计算效率高，计算过程简便的优点；本发明忽略了滚转速率的影响，因此能够使用锥动下的侧向力矩(面外力矩)计算飞行器的纵向俯仰阻尼力矩系数，进而实现了整个纵向俯仰阻尼力矩系数预估过程的定常求解。本发明的应用范围包括各类型满足横向、纵向气动特性一致的飞行器外形的俯仰阻尼力矩系数计算过程，包括但不限于各类平直翼、卷弧翼、以及表面含突起物的飞行器外形，且不受飞行器翼片数量的限制。单独旋成体外形的飞行器由于满足横向、纵向气动特性一致的特点，其基于稳态锥动的俯仰阻尼力矩系数预估方法也属于本发明的保护范围。

Claims (1)

1.一种基于定常模拟的带翼飞行器俯仰阻尼力矩计算方法，其特征在于，其步骤为：

第一步、待分析的确定飞行器的横向、纵向气动特性是否相同，

如果是相同的则继续进行计算，如果不是相同的则结束计算；

第二步、确定全攻角σ的值，

确定模拟计算时飞行器纵轴与来流失量所成的角度，即全攻角σ的值；当全攻角σ足够小时，σ的值不影响俯仰阻尼力矩系数的预估结果，计算不同σ下的俯仰阻尼力矩系数，选取一个对俯仰阻尼力矩系数无明显影响的σ值作为获取俯仰阻尼力矩系数使用的全攻角；

第三步、确定锥动速率

的值，

当

的取值适当时，的改变不影响俯仰阻尼力矩系数的预估结果，通过计算不同

下的俯仰阻尼力矩系数，选取一个对俯仰阻尼力矩系数无明显影响的值作为获取俯仰阻尼力矩系数使用的锥动速率；

第四步、在固连于攻角平面的坐标系下进行流动控制方程的建立和求解，

当确定全攻角σ和锥动速率

后，在给定的σ和

下对飞行器在锥动状态下的绕流和气动力进行CFD求解；当计算坐标系固连于攻角平面时，飞行器的绕流是定常稳态的，在固连于攻角平面的旋转参考系下进行流动控制方程建立和求解，对稳态锥形运动下的飞行器绕流及气动力进行模拟；

第五步、获取飞行器在锥形运动下的侧向力矩系数即面外力矩系数C_n，

在第四步所述的计算收敛后，通过积分飞行器表面的压力和粘性力获取飞行器的侧向力矩系数即面外力矩系数C_n；侧向力矩是指力矩矢量位于攻角平面内且垂直于飞行器纵轴的力矩；C_n的计算方法为：

其中M_y为侧向力矩，S为参考面积，D为参考长度，q为动压，形式为：

q＝1/2ρV² (2)

V为来流速度，ρ为来流密度；

第六步、计算飞行器的俯仰阻尼力矩系数

根据数值模拟计算得到的侧向力矩系数即面外力矩系数C_n，以及全攻角σ和锥动速率

进一步得到飞行器的俯仰阻尼力矩系数

其中

反映了俯仰角速度对俯仰力矩的影响，

反映了攻角变化率对俯仰力矩的影响，二者的和反映了飞行器的俯仰阻尼力矩量值；俯仰阻尼力矩系数

的计算方法为：

其中Ω为无量纲锥动速率：

基于式(3)和式(4)由侧向力矩系数计算得到飞行器的俯仰阻尼力矩系数。