CN114491808A - 飞机气动焦点调整方法、装置、设备、存储介质及产品 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了一种飞机气动焦点调整方法、装置、设备、存储介质及产品，通过风洞试验和数值仿真得到的飞机气动特性数据和预设的气动焦点调整量得到机翼位置调整量，以气动焦点目标位置为目标导向对机翼位置进行调整，实现了快速得到与飞机外形改变后的重心相匹配的气动焦点，相对于以往调整气动焦点需要通过多次摸索调整和多次风洞试验、数值仿真去计算验证，本申请仅对机翼位置进行调整就可以实现气动焦点的准确调整，可以实现飞机外形改变后气动焦点与重心的快速匹配，缩短了飞机设计迭代周期；同时，在风洞试验与数值仿真费用高、时间长的现状下，只进行一次风洞试验与数值仿真也大幅节省了试验成本。
Description
技术领域
本申请涉及飞机设计领域，尤其涉及一种飞机气动焦点调整方法、装置、设备、存储介质及产品。
背景技术
在飞机设计研制过程中，气动参数的准确性是保障飞机具有较好飞行性能和飞行品质的前提和基础。气动焦点与飞机重心的良好匹配关系贯穿于整个飞机设计的始终，在改变飞机外形后，因飞机内部布置空间有限导致重心调整受到限制，所以气动焦点的调整是解决气动焦点与飞机重心匹配的唯一途径。
当飞机外形发生改变时，新的气动焦点可能不满足与飞机重心的匹配关系，需要进行多轮飞机外形调整、获取气动焦点、判断其是否与飞机重心匹配、不匹配则重新调整飞机外形的过程，无法满足飞机设计快速迭代的要求。
发明内容
本申请的主要目的在于提供一种飞机气动焦点调整方法、装置、设备、存储介质及产品，旨在解决飞机外形改变后，调试气动焦点次数多的技术问题。
为实现上述目的，本申请提供一种飞机气动焦点调整方法，包括：
根据纵向气动特性数据，获得纵向静稳定裕度；其中，所述纵向气动特性数据基于对目标飞机进行的风洞试验获得，所述纵向气动特性数据包括升力系数；
根据预设的气动焦点位置调整量、所述目标飞机的俯仰力矩参考重心和所述目标飞机的机翼平均气动弦长，获得气动焦点目标位置相对参考重心的最终纵向静稳定裕度；
分别将所述纵向气动特性数据、机翼气动特性数据和全机气动特性数据进行坐标转换，获得风洞法向力变化量、机翼法向力变化量和全机法向力变化量；其中，所述机翼气动特性数据和所述全机气动特性数据均基于对所述目标飞机的数值仿真获得；
根据所述风洞法向力变化量、所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量，获得风洞机翼法向力变化量；
根据所述纵向静稳定裕度、所述最终纵向静稳定裕度、所述风洞机翼法向力变化量、所述升力系数以及所述机翼平均气动弦长，获得机翼位置调整量；
基于所述机翼位置调整量，调整飞机气动焦点。
可选地，所述纵向气动特性数据还包括俯仰力矩系数；
所述根据纵向气动特性数据，获得纵向静稳定裕度的步骤，包括：
通过如下关系式，获得所述纵向静稳定裕度：
其中，
为纵向静稳定裕度，
为每个攻角所对应的俯仰力矩系数，
为每个攻角所对应的升力系数，ΔCmexp、ΔCLexp分别为俯仰力矩系数Cmexp随升力系数CLexp变化曲线线性段的俯仰力矩系数变化量和升力系数变化量。
可选地，所述根据预设的气动焦点位置调整量、所述目标飞机的俯仰力矩参考重心和所述目标飞机的机翼平均气动弦长，获得气动焦点目标位置相对参考重心的最终纵向静稳定裕度的步骤，包括：
通过如下关系式，获得所述最终纵向静稳定裕度：
dfinal＝dexp+Δd
其中，dexp为气动焦点位置，Gx为俯仰力矩参考重心、
为最终纵向静稳定裕度，bA为机翼平均气动弦长，dfinal为气动焦点目标位置，Δd为气动焦点位置调整量，当Δd大于零，气动焦点需向前移动，当Δd小于零，气动焦点需向后移动。
可选地，所述纵向气动特性数据还包括阻力系数；
所述分别将所述纵向气动特性数据、机翼气动特性数据和全机气动特性数据进行坐标转换，获得风洞法向力变化量、机翼法向力变化量和全机法向力变化量的步骤，包括：
所述坐标转换为体轴系和风轴系的坐标转换；
通过如下关系式，获得所述风洞法向力变化量：
其中，
为每个攻角所对应的风洞法向力，αi为攻角序列i＝1,2,…,n-1,n，
为每个攻角所对应的阻力系数，ΔFNexp为风洞法向力变化量，所述风洞法向力变化量在所述纵向静稳定裕度的线性段区间范围内求取；
所述机翼气动特性数据包括机翼升力系数和机翼阻力升力系数；
所述全机气动特性数据包括全机升力系数和全机阻力升力系数；
通过如下关系式，获得所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量：
其中，
为每个攻角所对应的机翼法向力，
为每个攻角所对应的机翼升力系数，
为每个攻角所对应的机翼阻力系数，
为每个攻角所对应的全机法向力，
为每个攻角所对应的全机升力系数，
为每个攻角所对应的全机阻力系数，ΔFNCFD-wing为机翼法向力变化量，ΔFNCFD-quanji为全机法向力变化量，所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量均在所述纵向静稳定裕度的线性段区间范围内求取。
可选地，根据所述风洞法向力变化量、所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量，获得风洞机翼法向力变化量的步骤，包括：
通过如下关系式，获得所述风洞机翼法向力变化量：
ΔFNexp-wing＝k*ΔFNexp
其中，k为所述机翼法向力变化量与所述全机法向力变化量的比值，ΔFNexp-wing为所述风洞机翼法向力变化量。
可选地，根据所述纵向静稳定裕度、所述最终纵向静稳定裕度、所述风洞机翼法向力变化量、所述升力系数以及所述机翼平均气动弦长，获得机翼位置调整量的步骤，包括：
通过如下关系式，获得所述机翼位置调整量：
其中，Δx为机翼位置调整量，当Δx大于零，则机翼需向前移动，当Δx小于零，则机翼需向后移动。
此外，为实现上述目的，本申请还提供一种飞机气动焦点调整装置，包括：
纵向静稳定裕度获取模块，根据纵向气动特性数据，获得纵向静稳定裕度；其中，所述纵向气动特性数据基于对目标飞机进行的风洞试验获得，所述纵向气动特性数据包括升力系数；
最终纵向静稳定裕度获取模块，根据预设的气动焦点位置调整量、所述目标飞机的俯仰力矩参考重心和所述目标飞机的机翼平均气动弦长，获得气动焦点目标位置相对参考重心的最终纵向静稳定裕度；
坐标转换模块，分别将所述纵向气动特性数据、机翼气动特性数据和全机气动特性数据进行坐标转换，获得风洞法向力变化量、机翼法向力变化量和全机法向力变化量；其中，所述机翼气动特性数据和所述全机气动特性数据均基于对所述目标飞机的数值仿真获得；
风洞机翼法向力变化量获取模块，根据所述风洞法向力变化量、所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量，获得风洞机翼法向力变化量；
机翼位置调整量获取模块，根据所述纵向静稳定裕度、所述最终纵向静稳定裕度、所述风洞机翼法向力变化量、所述升力系数以及所述机翼平均气动弦长，获得机翼位置调整量；
气动焦点调整模块，基于所述机翼位置调整量，调整飞机气动焦点。
此外，为实现上述目的，本申请还提供一种生产设备，该生产设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
此外，为实现上述目的，本申请还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
此外，为实现上述目的，本申请还提供一种计算机程序产品，所述计算机程序产品在被处理器运行时，实现上述的方法。
本申请所能实现的有益效果。
本申请实施例提出的一种飞机气动焦点调整方法、装置、设备、存储介质及产品，通过根据纵向气动特性数据，获得纵向静稳定裕度；其中，所述纵向气动特性数据基于对目标飞机进行的风洞试验获得，所述纵向气动特性数据包括升力系数；根据预设的气动焦点位置调整量、所述目标飞机的俯仰力矩参考重心和所述目标飞机的机翼平均气动弦长，获得气动焦点目标位置相对参考重心的最终纵向静稳定裕度；分别将所述纵向气动特性数据、机翼气动特性数据和全机气动特性数据进行坐标转换，获得风洞法向力变化量、机翼法向力变化量和全机法向力变化量；其中，所述机翼气动特性数据和所述全机气动特性数据均基于对所述目标飞机的数值仿真获得；根据所述风洞法向力变化量、所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量，获得风洞机翼法向力变化量；根据所述纵向静稳定裕度、所述最终纵向静稳定裕度、所述风洞机翼法向力变化量、所述升力系数以及所述机翼平均气动弦长，获得机翼位置调整量；基于所述机翼位置调整量，调整飞机气动焦点。即通过风洞试验和数值仿真得到的飞机气动特性数据和预设的气动焦点调整量得到机翼位置调整量，以气动焦点目标位置为目标导向对机翼位置进行调整，实现了快速得到与飞机外形改变后的重心相匹配的气动焦点，相对于以往调整气动焦点需要通过多次摸索调整和多次风洞试验、数值仿真去计算验证，本申请仅对机翼位置进行调整就可以实现气动焦点的准确调整，可以实现飞机外形改变后气动焦点与重心的快速匹配，缩短了飞机设计迭代周期；同时，在风洞试验与数值仿真费用高、时间长的现状下，只进行一次风洞试验与数值仿真也大幅节省了试验成本。
附图说明
图1为本申请实施例涉及的硬件运行环境的生产设备结构示意图；
图2为本申请实施例提供的一种飞机气动焦点调整方法的流程示意图；
图3为本申请实施例提供的一种飞机气动焦点调整装置的功能模块示意图；
图4为本申请实施例提供的一个目标飞机的俯仰力矩系数随升力系数的变化曲线；
图5为本申请实施例提供的一个目标飞机的风洞法向力随攻角的变化曲线；
图6为本申请实施例提供的一个目标飞机的机翼法向力和全机法向力随攻角的变化曲线；
图7为本申请实施例提供的一个目标飞机的升力系数随攻角的变化曲线。
本申请目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
本申请实施例的主要解决方案是：提出的一种飞机气动焦点调整方法、装置、设备、存储介质及产品，通过根据纵向气动特性数据，获得纵向静稳定裕度；其中，所述纵向气动特性数据基于对目标飞机进行的风洞试验获得，所述纵向气动特性数据包括升力系数；根据预设的气动焦点位置调整量、所述目标飞机的俯仰力矩参考重心和所述目标飞机的机翼平均气动弦长，获得气动焦点目标位置相对参考重心的最终纵向静稳定裕度；分别将所述纵向气动特性数据、机翼气动特性数据和全机气动特性数据进行坐标转换，获得风洞法向力变化量、机翼法向力变化量和全机法向力变化量；其中，所述机翼气动特性数据和所述全机气动特性数据均基于对所述目标飞机的数值仿真获得；根据所述风洞法向力变化量、所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量，获得风洞机翼法向力变化量；根据所述纵向静稳定裕度、所述最终纵向静稳定裕度、所述风洞机翼法向力变化量、所述升力系数以及所述机翼平均气动弦长，获得机翼位置调整量；基于所述机翼位置调整量，调整飞机气动焦点。
现有技术中，在飞机设计研制过程中，气动参数的准确性是保障飞机具有较好飞行性能和飞行品质的前提和基础。气动焦点与飞机重心的良好匹配关系贯穿于整个飞机设计的始终，在改变飞机外形后，因飞机内部布置空间有限导致重心调整受到限制，所以气动焦点的调整是解决气动焦点与飞机重心匹配的唯一途径。
当飞机外形发生改变时，新的气动焦点可能不满足与飞机重心的匹配关系，需要进行多轮飞机外形调整、获取气动焦点、判断是否与飞机重心匹配、不匹配则重新调整飞机外形的过程，无法满足飞机设计快速迭代的要求。
为此，本申请提供一种解决方案，通过风洞试验和数值仿真得到的飞机气动特性数据和预设的气动焦点调整量得到机翼位置调整量，以气动焦点目标位置为目标导向对机翼位置进行调整，实现了快速得到与飞机外形改变后的重心相匹配的气动焦点，相对于以往调整气动焦点需要通过多次摸索调整和多次风洞试验、数值仿真去计算验证，本申请仅对机翼位置进行调整就可以实现气动焦点的准确调整，可以实现飞机外形改变后气动焦点与重心的快速匹配，缩短了飞机设计迭代周期；同时，在风洞试验与数值仿真费用高、时间长的现状下，只进行一次风洞试验与数值仿真也大幅节省了试验成本。
参照图1，图1为本申请实施例方案涉及的硬件运行环境的生产设备结构示意图。
如图1所示，该生产设备可以包括：处理器1001，例如中央处理器(CentralProcessing Unit，CPU)，通信总线1002、用户接口1003，网络接口1004，存储器1005。其中，通信总线1002用于实现这些组件之间的连接通信。用户接口1003可以包括显示屏(Display)、输入单元比如键盘(Keyboard)，可选用户接口1003还可以包括标准的有线接口、无线接口。网络接口1004可选的可以包括标准的有线接口、无线接口(如无线保真(WIreless-FIdelity，WI-FI)接口)。存储器1005可以是高速的随机存取存储器(RandomAccess Memory，RAM)存储器，也可以是稳定的非易失性存储器(Non-Volatile Memory，NVM)，例如磁盘存储器。存储器1005可选的还可以是独立于前述处理器1001的存储装置。
本领域技术人员可以理解，图1中示出的结构并不构成对生产设备的限定，可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件布置。
如图1所示，作为一种存储介质的存储器1005中可以包括操作系统、数据存储模块、网络通信模块、用户接口模块以及电子程序。
在图1所示的生产设备中，网络接口1004主要用于与网络服务器进行数据通信；用户接口1003主要用于与用户进行数据交互；本发明生产设备中的处理器1001、存储器1005可以设置在生产设备中，所述生产设备通过处理器1001调用存储器1005中存储的飞机气动焦点调整装置，并执行本申请实施例提供的飞机气动焦点调整方法。
参照图2，基于前述实施例的硬件设备，本申请的实施例提供一种飞机气动焦点调整方法，包括：
步骤S10：根据纵向气动特性数据，获得纵向静稳定裕度；其中，所述纵向气动特性数据基于对目标飞机进行的风洞试验获得，所述纵向气动特性数据包括升力系数；
在具体实施过程中，飞机的纵向静稳定裕度是指全机气动焦点与重心之间的前后位置关系和距离，涉及飞行稳定性及操控性，当飞机处于定常直线飞行状态时，纵向静稳定裕度为俯仰力矩系数对升力系数的全导数的负值。风洞试验是指在风洞中安置模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，了解模型的空气动力学特性，是飞机设计制造中常用的一种空气动力试验方法。具体的，风洞试验可以得到每个攻角所对应的升力系数、每个攻角所对应的阻力系数、每个攻角所对应的俯仰力矩系数等。
作为一种可选的实施方式，所述纵向气动特性数据还包括俯仰力矩系数；
所述根据纵向气动特性数据，获得纵向静稳定裕度的步骤，包括：
通过如下关系式，获得所述纵向静稳定裕度：
其中，
为纵向静稳定裕度，
为每个攻角所对应的俯仰力矩系数，
为每个攻角所对应的升力系数，ΔCmexp、ΔCLexp分别为俯仰力矩系数Cmexp随升力系数CLexp变化曲线线性段的俯仰力矩系数变化量和升力系数变化量。
在具体实施过程中，纵向静稳定裕度的求取为俯仰力矩系数随升力系数曲线变化的斜率，曲线的线性段为可用段、非线性段为不可用段，因此纵向静稳定裕度必须在线性段求取。具体的，图4为本实施例目标飞机的俯仰力矩系数Cmexp随升力系数CLexp的变化曲线，选取线性段范围α＝[-2°,0°]，根据公式(1)计算飞机纵向静稳定裕度
步骤S20：根据预设的气动焦点位置调整量、所述目标飞机的俯仰力矩参考重心和所述目标飞机的机翼平均气动弦长，获得气动焦点目标位置相对参考重心的最终纵向静稳定裕度；
在具体实施过程中，气动焦点是全机升力增量的作用点，重心与气动焦点的位置关系是飞机纵向静稳定性的决定因素。气动焦点是唯一的，当飞机的外形发生变化后，气动焦点位置也会随之变化，可以根据新外形下飞机的舵效及与重心匹配关系得到新的气动焦点相对于原外形下飞机气动焦点位置的调整量。
作为一种可选的实施方式，所述根据预设的气动焦点位置调整量、所述目标飞机的俯仰力矩参考重心和所述目标飞机的机翼平均气动弦长，获得气动焦点目标位置相对参考重心的最终纵向静稳定裕度的步骤，包括：
通过如下关系式，获得所述最终纵向静稳定裕度：
dfinal＝dexp+Δd (3)
其中，dexp为气动焦点位置，Gx为俯仰力矩参考重心、
为最终纵向静稳定裕度，bA为机翼平均气动弦长，dfinal为气动焦点目标位置，Δd为气动焦点位置调整量，当Δd大于零，气动焦点需向前移动，当Δd小于零，气动焦点需向后移动。
在具体实施过程中，本实施例预设的气动焦点位置调整量Δd＝0.381，由公式(2)求得气动焦点位置dexp＝7.2，由公式(3)求得气动焦点目标位置dfinal＝7.581，由公式(4)求得最终纵向静稳定裕度
步骤S30：分别将所述纵向气动特性数据、机翼气动特性数据和全机气动特性数据进行坐标转换，获得风洞法向力变化量、机翼法向力变化量和全机法向力变化量；其中，所述机翼气动特性数据和所述全机气动特性数据均基于对所述目标飞机的数值仿真获得；
在具体实施过程中，数值仿真是指CFD(Computational Fluid Dynamics计算流体动力学)数值仿真模拟，是流体力学和计算机科学结合的产物，工业领域中凡是涉及流动、传热、传质的问题都可以采用CFD数值仿真模拟的方式进行辅助设计和优化分析，在飞机设计制造中经常使用。具体的，数值仿真可以得到每个攻角所对应的机翼升力系数、每个攻角所对应的机翼阻力系数、每个攻角所对应的机翼俯仰力矩系数、每个攻角所对应的全机升力系数、每个攻角所对应的全机阻力系数、每个攻角所对应的全机俯仰力矩系数等。
作为一种可选的实施方式，所述纵向气动特性数据还包括阻力系数；
所述分别将所述纵向气动特性数据、机翼气动特性数据和全机气动特性数据进行坐标转换，获得风洞法向力变化量、机翼法向力变化量和全机法向力变化量的步骤，包括：
所述坐标转换为体轴系和风轴系的坐标转换；
通过如下关系式，获得所述风洞法向力变化量：
其中，
为每个攻角所对应的风洞法向力，αi为攻角序列i＝1,2,…,n-1,n，
为每个攻角所对应的阻力系数，ΔFNexp为风洞法向力变化量，所述风洞法向力变化量在所述纵向静稳定裕度的线性段区间范围内求取；
所述机翼气动特性数据包括机翼升力系数和机翼阻力升力系数；
所述全机气动特性数据包括全机升力系数和全机阻力升力系数；
通过如下关系式，获得所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量：
其中，
为每个攻角所对应的机翼法向力，
为每个攻角所对应的机翼升力系数，
为每个攻角所对应的机翼阻力系数，
为每个攻角所对应的全机法向力，
为每个攻角所对应的全机升力系数，
为每个攻角所对应的全机阻力系数，ΔFNCFD-wing为机翼法向力变化量，ΔFNCFD-quanji为全机法向力变化量，所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量均在所述纵向静稳定裕度的线性段区间范围内求取。
在具体实施过程中，图5为风洞法向力FNexp随攻角α的变化曲线，由公式(6)求得风洞法向力变化量ΔFNexp＝0.2873，图6为机翼法向力FNCFD-wing和全机法向力FNCFD-quanji随攻角α的变化曲线，由公式(9)、公式(10)求得机翼法向力变化量ΔFNCFD-wing＝0.1991、全机法向力变化量ΔFNCFD-quanji＝0.2865。
步骤S40：根据所述风洞法向力变化量、所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量，获得风洞机翼法向力变化量；
在具体实施过程中，数值模拟在飞机外流模拟中的其中一项优势为可以在一定范围内较准确地预测气动力参数，对风洞试验某些数据改进。
作为一种可选的实施方式，所述根据所述风洞法向力变化量、所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量，获得风洞机翼法向力变化量的步骤，包括：
通过如下关系式，获得所述风洞机翼法向力变化量：
ΔFNexp-wing＝k*ΔFNexp (12)
其中，k为所述机翼法向力变化量与所述全机法向力变化量的比值，ΔFNexp-wing为所述风洞机翼法向力变化量。
在具体实施过程中，由公式(11)求得机翼法向力变化量与所全机法向力变化量的比值k＝0.6947，由公式(12)求得风洞机翼法向力变化量ΔFNexp-wing＝0.1996。
步骤S50：根据所述纵向静稳定裕度、所述最终纵向静稳定裕度、所述风洞机翼法向力变化量、所述升力系数以及所述机翼平均气动弦长，获得机翼位置调整量。
在具体实施过程中，根据公式(1)可得，在机翼移动前，飞机纵向静稳定裕度计算公式为：
其中，ΔCmexp、ΔCLexp、ΔCmexp-wing、ΔCmexp-other分别为机翼位置移动前的全机俯仰力矩系数变化量、全机升力系数变化量、机翼部件俯仰力矩系数变化量、除机翼外的其余部件俯仰力矩系数变化量；
同样的，根据公式(1)可得，在机翼移动后，飞机最终纵向静稳定裕度计算公式为：
其中，ΔCmfinal、ΔCLfianl、ΔCmfinal-wing、ΔCmfinal-other分别为机翼位置移动后的全机俯仰力矩系数变化量、全机升力系数变化量、机翼部件的俯仰力矩系数变化量、除机翼外的其余部件俯仰力矩系数变化量。
由于机翼平面形状及除机翼外的其余部件未发生变化，所以全机的气动力及除翼尖外其余部件的气动力及气动力矩保持不变，即：
ΔCLexp＝ΔCLfinal
ΔCmexp-other＝ΔCmfinal-other (15)
结合公式(13)至(15)得到：
当机翼移动前攻角αi+1、αi时，机翼压心相对参考重心的力臂为
机翼移动后攻角αi+1、αi时，机翼压心相对参考重心的力臂为
由于机翼平面形状未发生变化，所以机翼移动距离Δx即为压心移动的距离，可以得到：
由于俯仰力矩系数为法向力与力臂的乘积与平均气动弦长的比值，则公式(16)中的
为：
由于机翼位置移动前后机翼法向力相等，因此：
结合公式(16)至(19)可以得到：
整理后得到：
作为一种可选的实施方式，所述根据所述纵向静稳定裕度、所述最终纵向静稳定裕度、所述风洞机翼法向力变化量、所述升力系数以及所述机翼平均气动弦长，获得机翼位置调整量的步骤，包括：
通过如下关系式，获得所述机翼位置调整量：
其中，Δx为机翼位置调整量，当Δx大于零，则机翼需向前移动，当Δx小于零，则机翼需向后移动。
在具体实施过程中，图7为升力系数CLexp随攻角α的变化曲线，在选取的线性段范围α＝[-2°,0°]内计算升力系数变化量ΔCLexp＝0.2869，由公式(21)求得Δx＝0.5477。
步骤S60：基于所述机翼位置调整量调整飞机。
在具体实施过程中，气动焦点是全机气动力增量的作用点，而机翼是产生全机气动力的主要部件，因此，机翼位置直接影响全机气动焦点位置，所以机翼位置调整是改变气动焦点的主要手段。
具体的，结合公式(1)、公式(4)、公式(12)以及公式(21)可以得到：
从公式(22)可以看到，机翼的移动距离Δx为气动焦点调整距离Δd的函数，验证了可以通过移动机翼位置实现气动焦点位置的调整。
应当理解的是，以上仅为举例说明，对本申请的技术方案并不构成任何限制，本领域的技术人员在实际应用中可以基于需要进行设置，此处不做限制。
通过上述描述不难发现，本实施例是通过风洞试验和数值仿真得到的飞机气动特性数据和预设的气动焦点调整量得到机翼位置调整量，以气动焦点目标位置为目标导向对机翼位置进行调整，实现了快速得到与飞机外形改变后的重心相匹配的气动焦点，相对于以往调整气动焦点需要通过多次摸索调整和多次风洞试验、数值仿真去计算验证，本申请仅对机翼位置进行调整就可以实现气动焦点的准确调整，可以实现飞机外形改变后气动焦点与重心的快速匹配，缩短了飞机设计迭代周期；同时，在风洞试验与数值仿真费用高、时间长的现状下，只进行一次风洞试验与数值仿真也大幅节省了试验成本。
参照图3，基于相同的发明思路，本申请的实施例还提供一种飞机气动焦点调整装置，包括：
纵向静稳定裕度获取模块，根据纵向气动特性数据，获得纵向静稳定裕度；其中，所述纵向气动特性数据基于对目标飞机进行的风洞试验获得，所述纵向气动特性数据包括升力系数；
最终纵向静稳定裕度获取模块，根据预设的气动焦点位置调整量、所述目标飞机的俯仰力矩参考重心和所述目标飞机的机翼平均气动弦长，获得气动焦点目标位置相对参考重心的最终纵向静稳定裕度；
坐标转换模块，分别将所述纵向气动特性数据、机翼气动特性数据和全机气动特性数据进行坐标转换，获得风洞法向力变化量、机翼法向力变化量和全机法向力变化量；其中，所述机翼气动特性数据和所述全机气动特性数据均基于对所述目标飞机的数值仿真获得；
风洞机翼法向力变化量获取模块，根据所述风洞法向力变化量、所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量，获得风洞机翼法向力变化量；
机翼位置调整量获取模块，根据所述纵向静稳定裕度、所述最终纵向静稳定裕度、所述风洞机翼法向力变化量、所述升力系数以及所述机翼平均气动弦长，获得机翼位置调整量；
气动焦点调整模块，基于所述机翼位置调整量，调整飞机气动焦点。
需要说明的是，本实施例中飞机气动焦点调整装置中各模块是与前述实施例中飞机气动焦点调整方法中的各步骤一一对应，因此，本实施例的具体实施方式可参照前述飞机气动焦点调整方法的实施方式，这里不再赘述。
此外，在一种实施例中，本申请的实施例还提供一种生产设备，所述设备包括处理器，存储器以及存储在所述存储器中的计算机程序，所述计算机程序被处理器运行时实现前述实施例中方法的步骤。
此外，在一种实施例中，本申请的实施例还提供一种计算机存储介质，所述计算机存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器运行时实现前述实施例中方法的步骤。
在一些实施例中，计算机可读存储介质可以是FRAM、ROM、PROM、EPROM、EEPROM、闪存、磁表面存储器、光盘、或CD-ROM等存储器；也可以是包括上述存储器之一或任意组合的各种设备。计算机可以是包括智能终端和服务器在内的各种计算设备。
在一些实施例中，可执行指令可以采用程序、软件、软件模块、脚本或代码的形式，按任意形式的编程语言(包括编译或解释语言，或者声明性或过程性语言)来编写，并且其可按任意形式部署，包括被部署为独立的程序或者被部署为模块、组件、子例程或者适合在计算环境中使用的其它单元。
作为示例，可执行指令可以但不一定对应于文件系统中的文件，可以可被存储在保存其它程序或数据的文件的一部分，例如，存储在超文本标记语言(HTML，Hyper TextMarkup Language)文档中的一个或多个脚本中，存储在专用于所讨论的程序的单个文件中，或者，存储在多个协同文件(例如，存储一个或多个模块、子程序或代码部分的文件)中。
作为示例，可执行指令可被部署为在一个计算设备上执行，或者在位于一个地点的多个计算设备上执行，又或者，在分布在多个地点且通过通信网络互连的多个计算设备上执行。
此外，在一种实施例中，本申请的实施例还提供一种计算机程序产品，所述计算机程序产品在被处理器运行时，实现前述实施例中方法的步骤。
需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者系统不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者系统所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者系统中还存在另外的相同要素。
上述本申请实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到上述实施例方法可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质(如只读存储器/随机存取存储器、磁碟、光盘)中，包括若干指令用以使得一台多媒体终端设备(可以是手机，计算机，电视接收机，或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述的方法
以上仅为本申请的优选实施例，并非因此限制本申请的专利范围，凡是利用本申请说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本申请的专利保护范围内。
Claims (10)
1.一种飞机气动焦点调整方法，其特征在于，包括以下步骤：
根据纵向气动特性数据，获得纵向静稳定裕度；其中，所述纵向气动特性数据基于对目标飞机进行的风洞试验获得，所述纵向气动特性数据包括升力系数；
根据预设的气动焦点位置调整量、所述目标飞机的俯仰力矩参考重心和所述目标飞机的机翼平均气动弦长，获得气动焦点目标位置相对参考重心的最终纵向静稳定裕度；
分别将所述纵向气动特性数据、机翼气动特性数据和全机气动特性数据进行坐标转换，获得风洞法向力变化量、机翼法向力变化量和全机法向力变化量；其中，所述机翼气动特性数据和所述全机气动特性数据均基于对所述目标飞机的数值仿真获得；
根据所述风洞法向力变化量、所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量，获得风洞机翼法向力变化量；
根据所述纵向静稳定裕度、所述最终纵向静稳定裕度、所述风洞机翼法向力变化量、所述升力系数以及所述机翼平均气动弦长，获得机翼位置调整量；
基于所述机翼位置调整量，调整飞机气动焦点。
2.如权利要求1所述的飞机气动焦点调整方法，其特征在于，所述纵向气动特性数据还包括俯仰力矩系数；
所述根据纵向气动特性数据，获得纵向静稳定裕度的步骤，包括：
通过如下关系式，获得所述纵向静稳定裕度：
其中，
为纵向静稳定裕度，
为每个攻角所对应的俯仰力矩系数，
为每个攻角所对应的升力系数，ΔCmexp、ΔCLexp分别为俯仰力矩系数Cmexp随升力系数CLexp变化曲线线性段的俯仰力矩系数变化量和升力系数变化量。
3.如权利要求1所述的飞机气动焦点调整方法，其特征在于，所述根据预设的气动焦点位置调整量、所述目标飞机的俯仰力矩参考重心和所述目标飞机的机翼平均气动弦长，获得气动焦点目标位置相对参考重心的最终纵向静稳定裕度的步骤，包括：
通过如下关系式，获得所述最终纵向静稳定裕度：
dfinal＝dexp+Δd
其中，dexp为气动焦点位置，Gx为俯仰力矩参考重心、
为最终纵向静稳定裕度，bA为机翼平均气动弦长，dfinal为气动焦点目标位置，Δd为气动焦点位置调整量，当Δd大于零，气动焦点需向前移动，当Δd小于零，气动焦点需向后移动。
4.如权利要求1所述的飞机气动焦点调整方法，其特征在于，所述纵向气动特性数据还包括阻力系数；
所述分别将所述纵向气动特性数据、机翼气动特性数据和全机气动特性数据进行坐标转换，获得风洞法向力变化量、机翼法向力变化量和全机法向力变化量的步骤，包括：
所述坐标转换为体轴系和风轴系的坐标转换；
通过如下关系式，获得所述风洞法向力变化量：
其中，
为每个攻角所对应的风洞法向力，αi为攻角序列i＝1,2,…,n-1,n，
为每个攻角所对应的阻力系数，ΔFNexp为风洞法向力变化量，所述风洞法向力变化量在所述纵向静稳定裕度的线性段区间范围内求取；
所述机翼气动特性数据包括机翼升力系数和机翼阻力升力系数；
所述全机气动特性数据包括全机升力系数和全机阻力升力系数；
通过如下关系式，获得所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量：
其中，
为每个攻角所对应的机翼法向力，
为每个攻角所对应的机翼升力系数，
为每个攻角所对应的机翼阻力系数，
为每个攻角所对应的全机法向力，
为每个攻角所对应的全机升力系数，
为每个攻角所对应的全机阻力系数，ΔFNCFD-wing为机翼法向力变化量，ΔFNCFD-quanji为全机法向力变化量，所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量均在所述纵向静稳定裕度的线性段区间范围内求取。
5.如权利要求1所述的飞机气动焦点调整方法，其特征在于，所述根据所述风洞法向力变化量、所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量，获得风洞机翼法向力变化量的步骤，包括：
通过如下关系式，获得所述风洞机翼法向力变化量：
ΔFNexp-wing＝k*ΔFNexp
其中，k为所述机翼法向力变化量与所述全机法向力变化量的比值，ΔFNexp-wing为所述风洞机翼法向力变化量。
6.如权利要求1所述的飞机气动焦点调整方法，其特征在于，所述根据所述纵向静稳定裕度、所述最终纵向静稳定裕度、所述风洞机翼法向力变化量、所述升力系数以及所述机翼平均气动弦长，获得机翼位置调整量的步骤，包括：
通过如下关系式，获得所述机翼位置调整量：
其中，Δx为机翼位置调整量，当Δx大于零，则机翼需向前移动，当Δx小于零，则机翼需向后移动。
7.一种飞机气动焦点调整装置，其特征在于，包括：
纵向静稳定裕度获取模块，根据纵向气动特性数据，获得纵向静稳定裕度；其中，所述纵向气动特性数据基于对目标飞机进行的风洞试验获得，所述纵向气动特性数据包括升力系数；
最终纵向静稳定裕度获取模块，根据预设的气动焦点位置调整量、所述目标飞机的俯仰力矩参考重心和所述目标飞机的机翼平均气动弦长，获得气动焦点目标位置相对参考重心的最终纵向静稳定裕度；
坐标转换模块，分别将所述纵向气动特性数据、机翼气动特性数据和全机气动特性数据进行坐标转换，获得风洞法向力变化量、机翼法向力变化量和全机法向力变化量；其中，所述机翼气动特性数据和所述全机气动特性数据均基于对所述目标飞机的数值仿真获得；
风洞机翼法向力变化量获取模块，根据所述风洞法向力变化量、所述机翼法向力变化量和所述全机法向力变化量，获得风洞机翼法向力变化量；
机翼位置调整量获取模块，根据所述纵向静稳定裕度、所述最终纵向静稳定裕度、所述风洞机翼法向力变化量、所述升力系数以及所述机翼平均气动弦长，获得机翼位置调整量；
气动焦点调整模块，基于所述机翼位置调整量，调整飞机气动焦点。
8.一种生产设备，其特征在于，该生产设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现如权利要求1-6中任一项所述的方法。
9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现如权利要求1-6中任一项所述的方法。
10.一种计算机程序产品，其特征在于，所述计算机程序产品在被处理器运行时，实现如权利要求1-6中任一项所述的方法。
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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