CN111125910B - 一种风洞试验气动配平损失评估方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种风洞试验气动配平损失评估方法，包括以下步骤：步骤1：预计非线性拐点；步骤2：优化试验车次；步骤3：处理试验数据；步骤4：计算配平舵偏角；步骤5：计算配平气动力；步骤6：评估气动配平损失，本发明考虑到力矩曲线与舵面效率曲线的非线性，采用线性段拐点预估，试验大纲优化，试验数据处理，可减少试验车次、节省试验经费，获得高精度的气动配平损失计算数据。本发明根据试验曲线的线性情况，分别采用公式解析与数据插值算法，可快速、精确计算多点气动配平损失，本发明可解决传统方法所得配平数据覆盖迎角范围窄，关键点处数据密度小，绘制的配平曲线不光顺，气动配平损失计算误差较大的问题。
Description
技术领域
本发明属于航空技术领域，尤其涉及一种风洞试验气动配平损失评估方法。
背景技术
升降舵效率风洞试验数据是评估飞机操纵性与气动效率的重要依据。不同类型、构型飞机俯仰力矩曲线的线性差异很大，带动力与不带动力状态的升降舵操纵效率也存在差别。特别是螺旋桨飞机小迎角段力矩曲线斜率显著减小，滑流对平尾的干扰，使升降舵效率变化较大。传统试验的配平舵偏角是采用图解法获得，即通过提取不同舵偏角对应的俯仰力矩系数vs迎角曲线的零点获得。由于试验车次有限，按传统升降舵效率风洞试验的数据处理方式，获得的配平点气动数据少。传统试验大纲舵偏角的设置，未考虑上述因素，所得配平数据覆盖迎角范围窄，关键点(如零升力点)处，数据密度小，绘制的配平极曲线不光顺，根据少量配平数据插值获得的配平数据，计算误差较大。
发明内容
本发明的目的：提出一种风洞试验气动配平损失评估方法，用于解决传统升降舵效率风洞试验大纲制定、试验数据处理存在的问题，提高气动配平损失评估效率与精度。
本发明的技术方案：
一种风洞试验气动配平损失评估方法，包括以下步骤：
步骤1：预计非线性拐点；
步骤2：优化试验车次；
步骤3：处理试验数据；
步骤4：计算配平舵偏角；
步骤5：计算配平气动力；
步骤6：评估气动配平损失。
步骤1所述的预计非线性拐点，具体为采用模拟动力影响的CFD数值仿真算法计算对象飞机升降舵效率拐点，根据常规风洞试验得到的俯仰力矩数据，判断力矩非线性拐点。
步骤2所述的优化试验车次，具体为：为保证插值配平计算的精度，升降舵效率试验迎角取值：－3°～18°，步长1°；线性段舵偏角取值：3°、－3°、－9°、－13°；非线性段舵偏角取值：－15°、－16°、－17°、－18°。
步骤3所述的处理试验数据，包括以下步骤：
步骤3.1编制数据转换程序，将试验数据文件转换为定迎角变舵偏角的数据文件；
步骤3.2对定迎角变舵偏角的数据文件，在迎角－2.50与2.50内进行插值，以保证配平极曲线的光顺。
步骤4所述的计算配平舵偏角，包括以下步骤：
步骤4.1根据定迎角变舵偏角的数据文件，在线性拐点内求解舵面气动效率导数：Cmδe、CLδe与Cdδe；
步骤4.2计算获得所有迎角对应的配平舵偏角；
步骤4.3计算非线性段配平舵面偏角，通过计算定迎角变舵偏角的数据文件的力矩零点获得对应的配平迎角，由于该非线性段迎角密度足够，通过数据插值获得非线性段其它迎角的配平舵偏角。
步骤4.2所述的计算获得所有迎角对应的配平舵偏角，计算公式为：
式中，Cm是俯仰力矩系数。
步骤5所述的计算配平气动力，包括以下步骤：
步骤5.1计算线性段内配平升力系数、阻力系数与升阻比；
步骤5.2非线性段内通过数据插值获得配平升力系数、阻力系数与升阻比。
步骤6所述的评估气动配平损失，包括以下步骤：
步骤6.1绘制配平与非配平状态的升力曲线；
步骤6.2绘制配平与非配平状态的极曲线；
步骤6.3绘制配平与非配平状态的升阻比曲线；
步骤6.4根据配平数据计算巡航设计点升力损失；
步骤6.5根据配平数据计算巡航设计点升阻比损失；
步骤6.6根据巡航设计点升阻比配平损失评估对象飞机的气动性能。
本发明的有益效果：本发明提供的风洞试验气动配平损失评估方法，考虑到力矩曲线与舵面效率曲线的非线性，采用线性段拐点预估，试验大纲优化，试验数据处理，可减少试验车次、节省试验经费，获得高精度的气动配平损失计算数据。本发明根据试验曲线的线性情况，分别采用公式解析与数据插值算法，可快速、精确计算多点气动配平损失。
本发明可解决传统方法所得配平数据覆盖迎角范围窄，关键点处数据密度小，绘制的配平曲线不光顺，气动配平损失计算误差较大的问题。
附图说明
图1是本发明方法流程图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步的介绍，为提高风洞试验气动配平损失评估效率，本发明所述的一种风洞试验气动配平损失评估方法，本发明采用试验大纲优化+试验数据处理技术，实现了利用有限试验车次数据，准确计算与评估飞机纵向气动力配平损失的目的。解决了传统方法所得配平数据覆盖迎角范围窄，关键点处数据密度小，绘制的配平曲线不光顺，气动配平损失计算误差较大的问题。本发明采用试验大纲优化技术，通过力矩与舵面效率非线性拐点预测，优化升降舵效率风洞试验车次，减少线性段车次、加密非线性段试验车次，通过解析计算与数据插值算法计算配平舵偏角与配平气动损失，保证计算结果的精确度。
本发明采用试验数据处理技术，将少量实验数据文件，经转换、分解与插值处理，生成大量的定迎角变舵偏角数据文件。考虑到极曲线最小阻力点处曲线斜率变化梯度的增大，在该点对数据文件进行插值加密处理，根据处理后的数据计算的配平舵偏角与配平气动力，覆盖迎角范围更大，计算精度更高，绘制的配平气动曲线更光顺。
本发明包括以下步骤：
步骤1：预计非线性拐点；具体为采用模拟动力影响的CFD数值仿真算法计算对象飞机升降舵效率拐点，根据常规风洞试验得到的俯仰力矩数据，判断力矩非线性拐点。考虑动力对尾翼效率的影响以及大舵偏角舵面操纵效率降低的因素，只有分段计算舵面气动效率才能准确体现舵面效率的非线性，本发明通过非线性拐点预计计算，可为试验大纲优化提供数据支持。
步骤2：优化试验车次；具体为：为保证插值配平计算的精度，升降舵效率试验迎角取值：－3°～18°，步长1°；线性段舵偏角取值：3°、－3°、－9°、－13°；非线性段舵偏角取值：－15°、－16°、－17°、－18°，升降舵效率试验车次不大于10次，根据非线性拐点计算数据，减少线性段车次、加密非线性段试验车次，合理设置升降舵偏角与试验车次，可达到提高试验效率，节省试验经费的目的。
步骤3：处理试验数据；
步骤3.1编制数据转换程序，将试验数据文件转换为定迎角变舵偏角的数据文件；
步骤3.2对定迎角变舵偏角的数据文件，在迎角－2.50与2.50内进行插值，以保证配平极曲线的光顺。
步骤4：计算配平舵偏角；
步骤4.1根据定迎角变舵偏角的数据文件，在线性拐点内求解舵面气动效率导数：Cmδe、CLδe与Cdδe；
步骤4.2计算获得所有迎角对应的配平舵偏角；计算公式为：
式中，Cm是俯仰力矩系数。
步骤4.3计算非线性段配平舵面偏角，通过计算定迎角变舵偏角的数据文件的力矩零点获得对应的配平迎角，由于该非线性段迎角密度足够，通过数据插值获得非线性段其它迎角的配平舵偏角。
步骤5：计算配平气动力；
步骤5.1计算线性段内配平升力系数、阻力系数与升阻比；
步骤5.2非线性段内通过数据插值获得配平升力系数、阻力系数与升阻比。
步骤6：评估气动配平损失，气动配平损失通过两种方式评估：1绘制配平与非配平状态的升力曲线、极曲线与升阻比曲线，对比显示各个迎角的气动配平损失；2.计算巡航设计点配平的升力损失与升阻比损失，最终以升阻比损失作为评估飞机气动性能的依据，具体步骤如下：
步骤6.1绘制配平与非配平状态的升力曲线；
步骤6.2绘制配平与非配平状态的极曲线；
步骤6.3绘制配平与非配平状态的升阻比曲线；
步骤6.4根据配平数据计算巡航设计点升力损失；
步骤6.5根据配平数据计算巡航设计点升阻比损失；
步骤6.6根据巡航设计点升阻比配平损失评估对象飞机的气动性能。
Claims (7)
1.一种风洞试验气动配平损失评估方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：预计非线性拐点；
步骤2：优化试验车次；
步骤3：处理试验数据；
步骤4：计算配平舵偏角，包括以下步骤：
步骤4.1根据定迎角变舵偏角的数据文件，在线性拐点内求解舵面气动效率导数：Cmδe、CLδe与Cdδe；
步骤4.2计算获得所有迎角对应的配平舵偏角；
步骤4.3计算非线性段配平舵面偏角，通过计算定迎角变舵偏角的数据文件的力矩零点获得对应的配平迎角，由于该非线性段迎角数据密度足够，通过数据插值获得非线性段其它迎角的配平舵偏角；
步骤5：计算配平气动力；
步骤6：评估气动配平损失。
2.根据权利要求1所述的一种风洞试验气动配平损失评估方法，其特征在于：步骤1所述的预计非线性拐点，具体为采用模拟动力影响的CFD数值仿真算法计算对象飞机升降舵效率拐点，根据常规风洞试验得到的俯仰力矩数据，判断力矩非线性拐点。
3.根据权利要求1所述的一种风洞试验气动配平损失评估方法，其特征在于：步骤2所述的优化试验车次，具体为：为保证插值配平计算的精度，升降舵效率试验迎角取值：－3°～18°，步长1°；线性段舵偏角取值：3°、－3°、－9°、－13°；非线性段舵偏角取值：－15°、－16°、－17°、－18°。
4.根据权利要求1所述的一种风洞试验气动配平损失评估方法，其特征在于：步骤3所述的处理试验数据，包括以下步骤：
步骤3.1编制数据转换程序，将试验数据文件转换为定迎角变舵偏角的数据文件；
步骤3.2对定迎角变舵偏角的数据文件，在迎角－2.50与2.50内进行插值，以保证配平极曲线的光顺。
5.根据权利要求1所述的一种风洞试验气动配平损失评估方法，其特征在于：步骤4.2所述的计算获得所有迎角对应的配平舵偏角，计算公式为：
式中，Cm是俯仰力矩系数。
6.根据权利要求1所述的一种风洞试验气动配平损失评估方法，其特征在于：步骤5所述的计算配平气动力，包括以下步骤：
步骤5.1计算线性段内配平升力系数、阻力系数与升阻比；
步骤5.2非线性段内通过数据插值获得配平升力系数、阻力系数与升阻比。
7.根据权利要求1所述的一种风洞试验气动配平损失评估方法，其特征在于：步骤6所述的评估气动配平损失，包括以下步骤：
步骤6.1绘制配平与非配平状态的升力曲线；
步骤6.2绘制配平与非配平状态的极曲线；
步骤6.3绘制配平与非配平状态的升阻比曲线；
步骤6.4根据配平数据计算巡航设计点升力损失；
步骤6.5根据配平数据计算巡航设计点升阻比损失；
步骤6.6根据巡航设计点升阻比配平损失评估对象飞机的气动性能。
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