CN112613122B - 一种层流控制飞机顶层参数设计方法 - Google Patents

一种层流控制飞机顶层参数设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种层流控制飞机顶层参数设计方法，输入数据包括飞机主要性能指标、机翼层流转戾控制目标与飞机主要布局参数；根据输入数据开展翼载荷优化设计、机翼吸气能量损耗计算与飞机气动力计算，利用计算所得的吸气能量损耗因子、层流控制状态的气动力与修正后的推重比约束方程绘制某一翼载荷范围内的所有推重比约束曲线，再将优化翼载荷带入约束方程组，计算获得推重比数组，取其中最大值作为层流控制飞机的推重比。本发明可减小其对飞机边界层层流转戾的不利影响，采用能量补偿法对推重比设计的相关约束函数进行修正，可支持层流控制飞机的机翼吸气系统功率需求论证，飞机减阻能力分析与发动机功率需求计算。

Description

一种层流控制飞机顶层参数设计方法
技术领域
本发明属于航空飞行器设计技术领域，涉及一种飞机参数设计方法，具体涉及一种层流控制飞机顶层参数设计方法。
背景技术
层流控制是减小飞机飞行摩擦阻力最有效的技术之一，基于层流控制技术飞机的设计技术是当前高气动性能飞机设计研究的重点，其中翼载荷与推重比两项顶层参数设计是课题研究首要解决的问题。常规飞机的顶层参数设计由于没有考虑用于层流控制的机翼前缘吸气系统的能量损耗，其推重比设计约束函数无法用于层流控制飞机的推重比设计。常规飞机翼载荷设计为减阻，追求较大的翼载荷，导致巡航使用升力系数较大，大的使用迎角与升力系数会对飞机边界层层流转戾位置带来不利影响。
“混合层流控制技术”与“全层流控制技术”均需在机翼前缘设计、安装吸气装置与吸气管路。吸气系统需要从发动机提取一定量的能量，这将导致用于推进飞机的动力减小。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供了一种层流控制飞机顶层参数设计方法，通过翼载荷优化设计，控制飞机巡航状态的使用迎角与使用升力系数，以减小其对飞机边界层层流转戾的不利影响，并且采用能量补偿法对推重比设计的相关约束函数进行修正。
本发明的技术方案是：
一种层流控制飞机顶层参数设计方法，输入数据包括飞机主要性能指标、机翼层流转戾控制目标与飞机主要布局参数；根据输入数据开展翼载荷优化设计、机翼吸气能量损耗计算与飞机气动力计算，利用计算所得的吸气能量损耗因子、层流控制状态的气动力与修正后的推重比约束方程绘制某一翼载荷范围内的所有推重比约束曲线，再将优化翼载荷带入约束方程组，计算获得推重比数组，取其中最大值作为层流控制飞机的推重比。
进一步的，具体包括以下步骤：
步骤一，根据输入数据计算飞机机翼吸气能量损耗，得到飞机机翼吸气能量损耗因子Kz；
步骤二，计算层流控制飞机气动力，得到设计点的零升阻力系数与使用升阻比；
步骤三，对翼载荷进行优化，得到飞机设计翼载荷ws；
步骤四，建立推重比设计约束方程，得到多个状态下的推重比约束方程；
步骤五，建立翼载荷数组，将翼载荷数组带入多个推重比约束方程中，得到多个推重比约束数组，再绘制顶层参数设计曲线，带入设计翼载荷，得到设计推重比TW。
进一步的，步骤一的具体过程为：首先根据飞机主要构性参数建立气动力计算数字模型；然后给出各段机翼上、下翼面边界层转戾位置控制目标，即上翼面边界层转戾位置控制目标
Figure BDA0002856843430000021
与下翼面边界层转戾位置控制目标
Figure BDA0002856843430000022
最后计算飞机机翼吸气能量损耗因子Kz。
进一步的，步骤二的具体过程为：基于数模与上翼面边界层转戾位置控制目标
Figure BDA0002856843430000023
与下翼面边界层转戾位置控制目标
Figure BDA0002856843430000024
采用CFD算法计算飞机的纵向气动力，给出层流控制飞机设计点的零升阻力系数与使用升阻比。
进一步的，步骤三中，由于燃油的消耗，为比较不同状态下的翼载荷，在计算各状态的翼载荷时，扣除不同燃油重量的影响，根据航程指标hl为约束的任务燃油系数mry工程计算模型如下：
mry＝0.48*10^-6*hl/kxh^2/w^2*(-hl*qxh+(hl^2*qxh^2+4.16*10^6.*kxh^2*w^2)^(0.5))*qxh
上式中，qxh是航程中点的速压，kxh是巡航使用升阻比，w是起飞重量。
进一步的，步骤三的具体步骤为：
1)以层流转戾临界升力系数CLzl为约束的翼载荷wszl计算，计算模型如下：
wszl＝0.5*rou*vxh^2*CLzl/9.8/kw
上式中，kw为重量修正因子，层流转戾临界升力系数约束翼载荷计算以燃油消耗30％的飞机重量为计算重量，即kw＝1-0.3*mry；
rou为飞行高度的大气密度，vxh是巡航速度。
2)以着陆进场速度vap为约束的翼载荷wsland计算，计算模型如下：
wsland＝cymaxland*vap^2/30.2/kw
上式中，最大着陆重量wsland以燃油消耗65％的飞机重量为计算重量，cymaxland为飞机着陆构型最大升力系数；
3)以最小平飞速度Vmin为约束的翼载荷wsvmin计算，计算模型如下：
wsvmin＝0.5*1.225*0.85*cymax*Vmin^2/g/kw
上式中，以燃油消耗5％的飞机重量为计算重量，cymax为0高度，0.26Ma飞机巡航构型的最大升力系数，最小平飞速度Vmin取1.15Vs，Vs为飞机95％燃油重量下的当量巡航失速速度。
4)取上述3个翼载荷计算值的最小值为飞机设计翼载荷ws。
进一步的，步骤四中，由于飞行速度、飞行高度对发动机的推力影响显著，为比较不同约束方程计算的推重比，将各约束工作状态下的推力转换为0高度，0.1Ma下的发动机推力。
进一步的，步骤四的具体步骤为：
首先，发动机动力转换因子计算模型如下：
Ta1＝(1-0.32*Ma+0.4*Ma^2-0.01*Ma^3)*(rou/1.225)^0.85
Ta2＝0.85(1-0.32*Ma+0.4*Ma^2-0.01*Ma^3)*(rou/1.225)^0.85
Ta1为最大推力工作状态下的动力转换因子，Ta2为发动机额定工作状态下的动力转换因子，Ma为飞行马赫数，rou为飞行高度的大气密度；
1)以起飞滑跑距离Lrun为约束的推重比TWrun计算，计算模型如下：
TWrun＝((1+Kz)(1.15^2*ws/cymaxqf/Lrun/1.225+0.5*(3*f+1/Krun))/Ta1
上式中，起飞构型的最大升力系数cymaxqf与零迎角升阻比Krun由气动力计算获得，f为跑道滚动摩擦系数，离地速度取1.15Vs，Kz为机翼吸气装置能量损耗因子；
2)以单发失效爬升梯度vy/v为约束的推重比TWdf计算，飞机起飞状态，计算模型如下：
TWdf＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*(kw*ny)^2*ws/q+vy/v+a/g)*ne/(ne-1)
上式中，fk为起飞构型诱导阻力因子，a为加速度，cd0为起飞构型零升阻力系数，q为起飞爬升速压，重量修正因子kw值取1，ne为发动机数量，法向过载ny值取1；
3)以最大平飞马赫数Mmo为约束的推重比TWmo计算，飞机巡航状态，计算模型如下：
TWmo＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*kw^2*ws/q)
上式中，fk为巡航构型诱导阻力因子，cd0为巡航构型零升阻力系数，q为最大平飞速压，重量修正因子kw值取1-0.5*mry；
4)以升限Hmax为约束的推重比TWtop计算，发动机处于最大工作状态，计算模型如下：
TWtop＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*kw^2*ws/q+1.5/v)
上式中，升限的爬升率判定值vymin取1.5m/s，加速度为0；
5)以机动过载要求nymax为约束的推重比TWny计算，发动机处于最大工作状态，计算模型如下：
TWny＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*(kw*nymax)^2*ws/q)
上式中，nymax为机动性能要求必须达到的法向过载值；
6)以最大爬升率vymax为约束的推重比TWvymax计算，发动机处于最大连续工作状态，计算模型如下：
TWvymax＝(1+Kz)(Wb/Ta2)*(q*cd0/ws/g+g*fk*ws/q+vymax/v)
上式中，vymax为爬升性能要求必须达到的最大爬升率。
进一步的，步骤五具体为：
1)建立翼载荷数组wssz＝100:100:800；
2)将翼载荷数组带入步骤四得到的6个推重比设计约束方程，获得6个推重比约束数组；
3)根据翼载荷数组与上述6个推重比约束数组绘制顶层参数设计曲线；
4)将设计翼载荷带入步骤四得到的6个推重比设计约束方程，获得6个推重比，取其中最大值为设计推重比TW。
本发明的优点是：
1、本发明充分考虑到层流控制技术的减阻作用，机翼前缘吸气装置的能量损耗，通过建立新的翼载荷优化设计函数与推重比设计约束函数，形成一套完整的层流控制飞机顶层参数设计方法与设计流程；
2、本发明通过翼载荷优化设计，控制飞机巡航状态的使用迎角与使用升力系数，以减小其对飞机边界层层流转戾的不利影响，采用能量补偿法对推重比设计约束函数进行修正，解决了利用常规飞机顶层参数设计方法计算误差大的问题。本发明提供的层流控制飞机顶层参数设计方法，可支持层流控制飞机的机翼吸气系统功率需求论证，飞机减阻能力分析与发动机功率需求计算。
附图说明
图1是本发明层流控制飞机顶层参数设计方法流程图；
图2是本发明实施例的飞机顶层参数设计曲线图绘制图。
具体实施方式
本部分是本发明的实施例，用于解释和说明本发明的技术方案。
下面结合附图说明本发明另一个具体实施例。
本发明的流程图如图1所示，算例为一采用混合流控制技术的常规布局亚音速客机，翼吊4台大涵道比涡扇发动机。主要性能指标：巡航速度0.8Ma，巡航高度10000m，升限12000m，最大法向过载为2.5，最大爬升速度不小于20m/s，最大平飞速度0.86Ma，转戾临界升力系数0.48。
步骤1.飞机气动计算建模与气动力计算，具体步骤如下：
1)根据飞机主要构性参数建立气动力计算数字模型。
2)确定层流控制目标：机翼上下翼面层流转戾位置控制目标分别为0.77MAC与0.68MAC。
3)基于数模与机机翼上下翼面边界层转戾位置控制目标，采用CFD算法计算飞机的高低速构型气动力，计算数据如下：
巡航速度点的零升阻力系数CD0＝0.0107，0.48升力系数下的升阻比为22.5，0.44升力系数下的升阻比为22.2；100m高度，0.2Ma下的最大升力系数为1.5；
起飞构型：最大升力系数为2.35，零升阻力系数CD0＝0.068，零迎角升力系数为0.78，零迎角升阻比为7.7；
着陆构型：最大升力系数为3.1，零升阻力系数CD0＝0.116，零迎角升力系数为1.5。
步骤2.机翼吸气能量损耗计算
机翼前缘后掠角为32°，平均气动弦长6.2m，翼型为超临界混合层流翼型，机翼厚度：0.15～0.11，机翼安装角2°，扭转角3°。巡航雷偌数为4.08*10^7,巡航使用迎角为3.2°～3.6°。根据混合层流机翼吸气能量损耗因子工程计算方法计算的算例飞机的Kz＝0.088。
步骤3.翼载荷优化设计，具体步骤如下
1)任务燃油系数计算
飞机航程目标值8800km，发动机巡航速度下额定工作状态的耗油率为0.53kg/kgf/h，根据任务燃油系数计算模型计算的任务燃油系数为0.226。
2)层流转戾临界升力系数翼载荷计算：转戾临界升力系数不大于0.48，由此计算所得翼载荷WSzl＝598kg/m2。
3)巡航构型最小飞行速度翼载荷计算：巡航构型最小飞行速度不大于325km/h，500m高度，0.3Ma下的最大升力系数为1.38，计算所得翼载荷WSvmin＝602/m2。
4)着陆进场速度翼载荷计算：进场速度不大于249km/h,着陆构型的最大升力系数为3.1，最大着陆重量为85.3％起飞重量，由此计算的翼载荷为WSvap＝573kg/m2。
5)算例飞机翼载荷计算：WS＝min(WSzl,WSvmin,WSvap)＝573kg/m2。
步骤4.算例飞机推重比计算，具体步骤如下：
以起飞滑跑距离为约束的推重比计算，约束值：Lrun＝1500m；
TW1＝0.284
以单发失效爬升梯度为约束的推重比计算，约束值：爬升梯度不小于0.03；
TW2＝0.272
以最大平飞速度为约束的推重比计算，约束值：大平飞速度0.86Ma；
TW3＝0.189
以升限为约束的推重比计算，约束值：Htop不小于12000m；
TW4＝0.235
以机动过载要求为约束的推重比计算，约束值：法向过载不小于2.5；
TW5＝0.2
以最大爬升率为约束的推重比计算，约束值：最大爬升率不小于20m/s；
TW6＝0.238
由上计算，算例飞机推重比计算：TW＝max(TW1，TW2，TW3，TW4,TW5,TW6)＝0.284
步骤5.算例飞机顶层参数设计曲线图绘制出来，如图2所示；算例飞机由于采用混合层流控制技术，机翼前缘吸气装置的能量损耗使其推重比较常规飞机高。

Claims (1)

1.一种层流控制飞机顶层参数设计方法，其特征在于，输入数据包括飞机主要性能指标、机翼层流转戾控制目标与飞机主要布局参数；根据输入数据开展翼载荷优化设计、机翼吸气能量损耗计算与飞机气动力计算，利用计算所得的吸气能量损耗因子、层流控制状态的气动力与修正后的推重比约束方程绘制某一翼载荷范围内的所有推重比约束曲线，再将优化翼载荷带入约束方程组，计算获得推重比数组，取其中最大值作为层流控制飞机的推重比；
具体包括以下步骤：
步骤一，根据输入数据计算飞机机翼吸气能量损耗，得到飞机机翼吸气能量损耗因子Kz；
步骤二，计算层流控制飞机气动力，得到设计点的零升阻力系数与使用升阻比；
步骤三，对翼载荷进行优化，得到飞机设计翼载荷ws；
步骤四，建立推重比设计约束方程，得到多个状态下的推重比约束方程；
步骤五，建立翼载荷数组，将翼载荷数组带入多个推重比约束方程中，得到多个推重比约束数组，再绘制顶层参数设计曲线，带入设计翼载荷，得到设计推重比TW；
步骤一的具体过程为：首先根据飞机主要构性参数建立气动力计算数字模型；然后给出各段机翼上、下翼面边界层转戾位置控制目标，即上翼面边界层转戾位置控制目标
Figure FDA0003769301340000011
与下翼面边界层转戾位置控制目标
Figure FDA0003769301340000012
最后计算飞机机翼吸气能量损耗因子Kz；
步骤二的具体过程为：基于数模与上翼面边界层转戾位置控制目标
Figure FDA0003769301340000013
与下翼面边界层转戾位置控制目标
Figure FDA0003769301340000014
采用CFD算法计算飞机的纵向气动力，给出层流控制飞机设计点的零升阻力系数与使用升阻比；
步骤三中，由于燃油的消耗，为比较不同状态下的翼载荷，在计算各状态的翼载荷时，扣除不同燃油重量的影响，根据航程指标hl为约束的任务燃油系数mry工程计算模型如下：
mry＝0.48*10^-6*hl/kxh^2/w^2*(-hl*qxh+(hl^2*qxh^2+4.16*10^6.*kxh^2*w^2)^(0.5))*qxh
上式中，qxh是航程中点的速压，kxh是巡航使用升阻比，w是起飞重量；
步骤三的具体步骤为：
1)以层流转戾临界升力系数CLzl为约束的翼载荷wszl计算，计算模型如下：
wszl＝0.5*rou*vxh^2*CLzl/9.8/kw
上式中，kw为重量修正因子，层流转戾临界升力系数约束翼载荷计算以燃油消耗30％的飞机重量为计算重量，即kw＝1-0.3*mry；
rou为飞行高度的大气密度，vxh是巡航速度；
2)以着陆进场速度vap为约束的翼载荷wsland计算，计算模型如下：
wsland＝cymaxland*vap^2/30.2/kw
上式中，最大着陆重量wsland以燃油消耗65％的飞机重量为计算重量，cymaxland为飞机着陆构型最大升力系数；
3)以最小平飞速度Vmin为约束的翼载荷wsvmin计算，计算模型如下：
wsvmin＝0.5*1.225*0.85*cymax*Vmin^2/g/kw
上式中，以燃油消耗5％的飞机重量为计算重量，cymax为0高度，0.26Ma飞机巡航构型的最大升力系数，最小平飞速度Vmin取1.15Vs，Vs为飞机95％燃油重量下的当量巡航失速速度；
4)取上述3个翼载荷计算值的最小值为飞机设计翼载荷ws；
步骤四中，由于飞行速度、飞行高度对发动机的推力影响显著，为比较不同约束方程计算的推重比，将各约束工作状态下的推力转换为0高度，0.1Ma下的发动机推力；
步骤四的具体步骤为：
首先，发动机动力转换因子计算模型如下：
Ta1＝(1-0.32*Ma+0.4*Ma^2-0.01*Ma^3)*(rou/1.225)^0.85
Ta2＝0.85(1-0.32*Ma+0.4*Ma^2-0.01*Ma^3)*(rou/1.225)^0.85
Ta1为最大推力工作状态下的动力转换因子，Ta2为发动机额定工作状态下的动力转换因子，Ma为飞行马赫数，rou为飞行高度的大气密度；
1)以起飞滑跑距离Lrun为约束的推重比TWrun计算，计算模型如下：
TWrun＝((1+Kz)(1.15^2*ws/cymaxqf/Lrun/1.225+0.5*(3*f+1/Krun))/Ta1
上式中，起飞构型的最大升力系数cymaxqf与零迎角升阻比Krun由气动力计算获得，f为跑道滚动摩擦系数，离地速度取1.15Vs，Kz为机翼吸气装置能量损耗因子；
2)以单发失效爬升梯度vy/v为约束的推重比TWdf计算，飞机起飞状态，计算模型如下：
TWdf＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*(kw*ny)^2*ws/q+vy/v+a/g)*ne/(ne-1)
上式中，fk为起飞构型诱导阻力因子，a为加速度，cd0为起飞构型零升阻力系数，q为起飞爬升速压，重量修正因子kw值取1，ne为发动机数量，法向过载ny值取1；
3)以最大平飞马赫数Mmo为约束的推重比TWmo计算，飞机巡航状态，计算模型如下：
TWmo＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*kw^2*ws/q)
上式中，fk为巡航构型诱导阻力因子，cd0为巡航构型零升阻力系数，q为最大平飞速压，重量修正因子kw值取1-0.5*mry；
4)以升限Hmax为约束的推重比TWtop计算，发动机处于最大工作状态，计算模型如下：
TWtop＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*kw^2*ws/q+1.5/v)
上式中，升限的爬升率判定值vymin取1.5m/s，加速度为0；
5)以机动过载要求nymax为约束的推重比TWny计算，发动机处于最大工作状态，计算模型如下：
TWny＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*(kw*nymax)^2*ws/q)
上式中，nymax为机动性能要求必须达到的法向过载值；
6)以最大爬升率vymax为约束的推重比TWvymax计算，发动机处于最大连续工作状态，计算模型如下：
TWvymax＝(1+Kz)(Wb/Ta2)*(q*cd0/ws/g+g*fk*ws/q+vymax/v)
上式中，vymax为爬升性能要求必须达到的最大爬升率；
步骤五具体为：
1)建立翼载荷数组wssz＝100:100:800；
2)将翼载荷数组带入步骤四得到的6个推重比设计约束方程，获得6个推重比约束数组；
3)根据翼载荷数组与上述6个推重比约束数组绘制顶层参数设计曲线；
4)将设计翼载荷带入步骤四得到的6个推重比设计约束方程，获得6个推重比，取其中最大值为设计推重比TW。
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