CN114329976A - 一种螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于航空飞行器飞行性能计算领域，特别涉及一种螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法。该方法包括：步骤S1、确定飞机在巡航状态保持稳定直线平飞时的受力平衡方程；步骤S2、确定阻力与拉力系数之间的关系；步骤S3、在给定的马赫数下，根据巡航状态的极曲线，确定多个拉力系数所对应的阻力系数及升力系数，构建多个由所述阻力系数及升力系数形成的第一标记点；步骤S4、连接多个所述第一标记点，形成消除拉力系数的巡航状态极曲线；步骤S5、将各拉力系数所对应的升力系数代入到巡航状态的升力曲线中，获得给定马赫数下的多个由机身迎角与升力系数形成的第二标记点；步骤S6、连接多个所述第二标记点，形成消除拉力系数的巡航状态升力曲线。

Description

一种螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法

技术领域

本申请属于航空飞行器飞行性能计算领域，特别涉及一种螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法。

背景技术

螺旋桨飞机在设计研制阶段巡航状态的升阻特性数据一般来自风洞试验或数值工程计算，飞机在不同条件下巡航时由于保持平飞所需的拉力不同，所受滑流的影响大小不同，使得飞机巡航状态的升力曲线和极曲线随拉力系数不同而不同，如图1及图2所示。其升力曲线和极曲线的表达式中较非螺旋桨飞机的表达式见式(1)增加了拉力系数变量见式(2)。

由于螺旋桨飞机气动特性的上述特点，使得在进行巡航计算时所需的气动特性原始数据量成倍数增加，且对巡航飞行时平衡方程和需用拉力的计算需要进行更加复杂的迭代计算。为了减小数据规模，简化计算，在巡航性能计算分析时通常有两种做法：一种做法是选取典型巡航重量、高度、速度需用拉力对应的拉力系数，取该拉力系数下的升力曲线和极曲线作为巡航状态计算的气动力数据，该方式虽然可以减少气动力数据的规模和降低计算复杂程度，但是由于升力曲线和极曲线基于固定的拉力系数，在拉力偏离该状态时导致计算结果准确度下降，且拉力状态偏离基准值越远，计算结果误差越大。另一做法是在每一特定巡航状态的计算时不对滑流影响的气动力数据进行筛选，在所有可能的拉力系数范围内对存在耦合关系的拉力系数和阻力系数进行多次迭代，这种方法可以更准确地得到滑流影响的巡航性能，但是需要将整个拉力系数范围内的升力曲线、极曲线作为计算输入，原始输入数据量成倍数增加、规模大，计算时要进行多重迭代，计算过程非常复杂，效率低。

发明内容

为了解决上述技术问题，本申请提供了一种螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法，通过分析巡航过程的受力平衡方程，根据阻力系数与拉力系数的关系，替换掉拉力系数变量，对飞机巡航性能计算的原始气动力数据(包括升力曲线和极曲线数据)进行分析和简化，得到能准确反映滑流影响下巡航状态的升力曲线和极曲线数据，同时减少气动数据维数，减少气动力数据规模，有效降低计算复杂度，提高工作效率。

本申请螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法主要包括：

步骤S1、确定飞机在巡航状态保持稳定直线平飞时的受力平衡方程；

步骤S2、确定阻力系数与拉力系数之间的关系；

步骤S3、在给定的马赫数下，根据巡航状态的极曲线，确定多个拉力系数所对应的阻力系数及升力系数，构建多个由所述阻力系数及升力系数形成的第一标记点；

步骤S4、连接多个所述第一标记点，形成消除拉力系数的巡航状态极曲线；

步骤S5、将各拉力系数所对应的升力系数代入到巡航状态的升力曲线中，获得给定马赫数下的多个由机身迎角与升力系数形成的第二标记点；

步骤S6、连接多个所述第二标记点，形成消除拉力系数的巡航状态升力曲线。

优选的是，步骤S1中，所述受力平衡方程包括：

其中，W为巡航飞行重量，n为发动机台数，T为单台发动机拉力，D为阻力，Y为升力，

为发动机安装角，α为机身迎角。

优选的是，步骤S1中，所述飞机稳定直线平飞时，发动机安装角和迎角近似为0，从而将所述受力平衡方程简化为：

优选的是，步骤S3中，巡航状态的升力曲线包括：

C_L(Tc,Ma,α)＝C_Lα(Tc,Ma)[α-α₀(Tc,Ma)]；

其中，C_L为升力系数，C_Lα为升力曲线斜率，Tc为拉力系数，α为机身迎角，α₀为零升迎角，Ma为马赫数。

优选的是，步骤S5中，巡航状态的极曲线包括：

C_D(Tc,Ma,C_L)＝C_Dmin(Ma,Tc)+A[C_L-C_L0(Ma,Tc)]²；

其中，C_D为阻力系数，Tc为拉力系数，C_Dmin为最小阻力，C_L0为阻力系数最小时的升力系数，Ma为马赫数，A为升致阻力因子。

优选的是，所述第一标记点或第二标记点的数量不低于5个。

优选的是，多个所述第一标记点通过曲线连接。

优选的是，多个所述第二标记点通过曲线连接。

本申请得到的升力曲线和极曲线，能够准确反映巡航状态滑流影响，且可以在曲线的函数表达式中消去拉力系数Tc变量，降低曲线维数。

附图说明

图1是螺旋桨飞机巡航构型某马赫数下、不同拉力系数时升力曲线示意图。

图2是螺旋桨飞机巡航构型某马赫数下、不同拉力系数时极曲线示意图。

图3是螺旋桨飞机极曲线拉力系数Tc消去方法示意图。

图4是螺旋桨飞机升力曲线拉力系数Tc消去方法示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请提供了一种螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法，主要包括：

步骤S1、确定飞机在巡航状态保持稳定直线平飞时的受力平衡方程；

步骤S2、确定阻力系数与拉力系数之间的关系；

步骤S3、在给定的马赫数下，根据巡航状态的极曲线，确定多个拉力系数所对应的阻力系数及升力系数，构建多个由所述阻力系数及升力系数形成的第一标记点；

步骤S4、连接多个所述第一标记点，形成消除拉力系数的巡航状态极曲线；

步骤S5、将各拉力系数所对应的升力系数代入到巡航状态的升力曲线中，获得给定马赫数下的多个由机身迎角与升力系数形成的第二标记点；

步骤S6、连接多个所述第二标记点，形成消除拉力系数的巡航状态升力曲线。

在一些可选实施方式中，步骤S1中，所述受力平衡方程包括：

其中，

ρ为大气密度，V为真空速，S为机翼参考面积，W为巡航飞行重量，n为发动机台数，T为单台发动机拉力，D为阻力，Y为升力，

为发动机安装角，α为机身迎角。

在一些可选实施方式中，步骤S1中，所述飞机稳定直线平飞时，发动机安装角和迎角近似为0，可近似为

从而将所述受力平衡方程简化为：

方程中各项力的表达式如下

在一些可选实施方式中，步骤S3中，巡航状态的升力曲线包括：

C_L(Tc,Ma,α)＝C_Lα(Tc,Ma)[α-α₀(Tc,Ma)]；

其中，C_L为升力系数，C_Lα为升力曲线斜率，Tc为拉力系数，α为机身迎角，α₀为零升迎角，Ma为马赫数。

在一些可选实施方式中，步骤S5中，巡航状态的极曲线包括：

C_D(Tc,Ma,C_L)＝C_Dmin(Ma,Tc)+A[C_L-C_L0(Ma,Tc)]²；

其中，C_D为阻力系数，Tc为拉力系数，C_Dmin为最小阻力，C_L0为阻力系数最小时的升力系数，Ma为马赫数，A为升致阻力因子。

步骤S3中，根据受力平衡方程，在巡航平飞时，由于阻力等于拉力，可得以下等式：

C_D＝nTc；

代入到巡航状态的极曲线中，可得到下式：

nTc＝C_Dmin(Ma,Tc)+A[C_L-C_L0(Ma,Tc)]²；

在一定的马赫数、拉力系数Tc下的极曲线上，通过上式可以计算得到阻力系数C_D＝nTc的点在该条极曲线上对应的升力系数C_L，该点标记为(C_D，C_L)_Tc，由此可以依此计算出某一马赫数下的一组不同拉力系数极曲线上的点(C_D，C_L)_Tc1，(C_D，C_L)_Tc2、……(C_D，C_L)_Tcn，这些点连成的曲线即为该马赫数下包含滑流影响且消去了拉力系数Tc变量的巡航状态极曲线。见示意图3。

进一步的，在步骤S5中，将这些点上的升力系数C_{L_Tc1}，C_{L_Tc2}，……C_{L_Tcn}代入到巡航状态的升力曲线中，得到(α，C_L)_Tc1，(α，C_L)_Tc2，……(α，C_L)_Tcn，这些点连成的曲线，即为在该马赫数下包含滑流影响且消去了拉力系数Tc变量的巡航状态升力曲线。见示意图4。

由此，通过该方法得到的升力曲线和极曲线，能够准确反映巡航状态滑流影响，且可以在曲线的函数表达式中消去拉力系数Tc变量，降低曲线维数。

在一些可选实施方式中，所述第一标记点或第二标记点的数量不低于5个。

在一些可选实施方式中，多个所述第一标记点通过曲线连接。

在一些可选实施方式中，多个所述第二标记点通过曲线连接。

以5个标记点为例，进行说明。参考图3及图4，在极曲线图2中的拉力系数Tc1曲线上确定横坐标CD＝nT1的点：(nTc1，CL)Tc1，也即(CD，CL)_Tc1；同理在拉力系数Tc2、Tc3、Tc4、Tc5的极曲线上确定点(nTc2，CL)_Tc2、(nTc2，CL)_Tc3、(nTc2，CL)_Tc4、(nTc2，CL)_Tc5，也即(CD，CL)_Tc2、(CD，CL)_Tc3、(CD，CL)_Tc4、(CD，CL)_Tc5。

将(CD，CL)_Tc2、(CD，CL)_Tc3、(CD，CL)_Tc4、(CD，CL)_Tc5连接成线，即为在Ma1时的巡航状态极曲线，见图3。由此将Ma1时5个拉力系数下的5条极曲线降维成包含滑流影响的1条极曲线。

将同时以升力系数CL为纵坐标的升力曲线和极曲线以相同的纵坐标形式按图4的形式排列，在极曲线图中的从点(CD，CL)_Tc1出发，水平向左与升力曲线图中，相同拉力系数Tc1下的升力曲线相交，得到该点坐标(ɑ，CL)_Tc1，同理可以得到其它点(ɑ，CL)_Tc2，(ɑ，CL)_Tc3，(ɑ，CL)_Tc4，(ɑ，CL)_Tc5，将这些点连接成曲线，即为马赫数Ma1时的消去拉力系数Tc的升力曲线。由此将Ma1时5个拉力系数下的5条升力曲线，降维成包含滑流影响的1条升力曲线。

在该示例中可将气动力数据量减少为原来的五分之一。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法，其特征在于，包括：

步骤S1、确定飞机在巡航状态保持稳定直线平飞时的受力平衡方程；

步骤S2、确定阻力系数与拉力系数之间的关系；

步骤S3、在给定的马赫数下，根据巡航状态的极曲线，确定多个拉力系数所对应的阻力系数及升力系数，构建多个由所述阻力系数及升力系数形成的第一标记点；

步骤S4、连接多个所述第一标记点，形成消除拉力系数的巡航状态极曲线；

步骤S5、将各拉力系数所对应的升力系数代入到巡航状态的升力曲线中，获得给定马赫数下的多个由机身迎角与升力系数形成的第二标记点；

步骤S6、连接多个所述第二标记点，形成消除拉力系数的巡航状态升力曲线。

2.如权利要求1所述的螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法，其特征在于，步骤S1中，所述受力平衡方程包括：

其中，W为巡航飞行重量，n为发动机台数，T为单台发动机拉力，D为阻力，Y为升力，

为发动机安装角，α为机身迎角。

3.如权利要求2所述的螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法，其特征在于，步骤S1中，所述飞机稳定直线平飞时，发动机安装角和迎角近似为0，从而将所述受力平衡方程简化为：

4.如权利要求1所述的螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法，其特征在于，步骤S3中，巡航状态的升力曲线包括：

C_L(Tc,Ma,α)＝C_Lα(Tc,Ma)[α-α₀(Tc,Ma)]；

其中，C_L为升力系数，C_Lα为升力曲线斜率，Tc为拉力系数，α为机身迎角，α₀为零升迎角，Ma为马赫数。

5.如权利要求1所述的螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法，其特征在于，步骤S5中，巡航状态的极曲线包括：

C_D(Tc,Ma,C_L)＝C_{D min}(Ma,Tc)+A[C_L-C_L0(Ma,Tc)]²；

其中，C_D为阻力系数，Tc为拉力系数，C_{D min}为最小阻力，C_L0为阻力系数最小时的升力系数，Ma为马赫数，A为升致阻力因子。

6.如权利要求1所述的螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法，其特征在于，所述第一标记点或第二标记点的数量不低于5个。

7.如权利要求1所述的螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法，其特征在于，多个所述第一标记点通过曲线连接。

8.如权利要求1所述的螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法，其特征在于，多个所述第二标记点通过曲线连接。

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