CN114547764A - 一种与发动机解耦的气动力性能模型建模方法 - Google Patents

一种与发动机解耦的气动力性能模型建模方法 Download PDF

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CN114547764A CN202111672065.7A CN202111672065A CN114547764A CN 114547764 A CN114547764 A CN 114547764A CN 202111672065 A CN202111672065 A CN 202111672065A CN 114547764 A CN114547764 A CN 114547764A
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黄卫平
卢长谦
卢元杰
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Abstract

本申请属于发动机建模技术领域，具体涉及一种与发动机解耦的气动力性能模型建模方法。该方法包括步骤S1、基于给定的飞行状态、飞机总体参数、飞机状态参数获取当前状态未配平的气动力数据；步骤S2、给定一组发动机推力、升降舵偏角及飞机重量初始值；步骤S3、计算进气道溢流修正产生的附加力和附加力矩；步骤S4、计算发动机喷流修正产生的附加力和附加力矩；步骤S5、基于飞机受到的未配平的气动力数据、发动机推力、进气道溢流修正附加力和力矩、发动机喷流直接力和力矩、发动机喷流修正附加力和力矩及重力作用下，根据发动机状态求解力和力矩平衡，输出配平气动力系数和升降舵偏角。本申请提高了飞机飞行性能的计算效率和精度。

Description

一种与发动机解耦的气动力性能模型建模方法
技术领域
本申请属于发动机建模技术领域，具体涉及一种与发动机解耦的气动力性能模型建模方法。
背景技术
飞机飞行性能计算需要精确的气动力模型和发动机模型，模型精度对飞行性能的计算结果起关键作用。如航空工程进展2010年第2期中，张声伟等人在“气动力配平及配平损失计算方法研究”提出了一种气动配平损失计算工程算法。目前用于飞行性能计算的气动力模型多数为未考虑进气溢流修正和发动机喷流修正，存在效率和精度较低的问题。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供一种与发动机解耦的气动力性能模型建模方法，主要包括：
步骤S1、基于给定的飞行状态、飞机总体参数、飞机状态参数获取当前状态未配平的气动力数据，所述未配平的气动力数据包括升力系数、阻力系数及俯仰力矩；
步骤S2、给定一组发动机推力、升降舵偏角及飞机重量初始值；
步骤S3、基于发动机推力计算进气道溢流修正产生的附加力和附加力矩；
步骤S4、基于发动机推力计算发动机喷流修正产生的附加力和附加力矩；
步骤S5、基于飞机受到的未配平的气动力数据、发动机推力、进气道溢流修正附加力和力矩、发动机喷流直接力和力矩、发动机喷流修正附加力和力矩及重力作用下，根据发动机状态求解力和力矩平衡，若方程平衡，输出配平气动力系数和升降舵偏角，若方程不平衡，则重新给定一组发动机推力、升降舵偏角及飞机重量进行求取，直至方程平衡。
优选的是，步骤S1中，所述飞行状态包括高度H、速度Ma、迎角ɑ、阻力方向舵偏角δo。
优选的是，步骤S1中，所述飞机总体参数包括翼展b、参考面积S、参考重心位置。
优选的是，步骤S1中，所述飞机状态包括发动机状态E-S、武器舱门状态W b-S、起落架状态G-S、地效状态G e-S。
优选的是，步骤S3中，计算进气道溢流修正产生的附加力和附加力矩包括：
步骤S31、通过发动机工作状态E-S和推力P，得到进气道总压恢复系数σ和发动机进气流量Wa；
步骤S32、基于由进气道总压恢复系数σ和发动机进气流量Wa构建的参数
Figure BDA0003453305940000025
插值风洞试验修正数据，得到进气道溢流修正产生的附加力和附加力矩。
优选的是，步骤S32中，参数
Figure BDA0003453305940000026
通过以下公式计算：
Figure BDA0003453305940000021
其中，Pt∞为来流总压，Tt∞为来流总温，Fth为进口捕获面积。
优选的是，步骤S4中，计算发动机喷流修正产生的附加力和附加力矩包括：
步骤S41、通过发动机工作状态E-S和推力P，得到发动机落压比NPR；
步骤S42、根据发动机落压比NPR及修正公式计算发动机喷流修正产生的附加力和附加力矩。
优选的是，步骤S42中，所述修正公式包括：
Figure BDA0003453305940000022
Figure BDA0003453305940000023
Figure BDA0003453305940000024
其中，PH参考值为101325.2Pa，PH为相对参考高度为H的静压值，ΔN喷流(NPR，H参考)、ΔA喷流(NPR，H参考)、ΔM喷流(NPR，H参考)为参考高度工作NPR相对参考状态NPR下喷流直接作用的法向力、轴向力和俯仰力矩增量，由风洞试验修正得到。
本申请能够实现与发动机解耦的配平气动力模型求解，提高飞机飞行性能的计算效率和精度。
附图说明
图1为本申请实施例提供的一种与发动机解耦的气动力性能模型建模方法的流程图。
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。
本申请提供了一种与发动机解耦的气动力性能模型建模方法，主要包括：
步骤S1、基于给定的飞行状态、飞机总体参数、飞机状态参数获取当前状态未配平的气动力数据，所述未配平的气动力数据包括升力系数、阻力系数及俯仰力矩；
步骤S2、给定一组发动机推力、升降舵偏角及飞机重量初始值；
步骤S3、基于发动机推力计算进气道溢流修正产生的附加力和附加力矩；
步骤S4、基于发动机推力计算发动机喷流修正产生的附加力和附加力矩；
步骤S5、基于飞机受到的未配平的气动力数据、发动机推力、进气道溢流修正附加力和力矩、发动机喷流直接力和力矩、发动机喷流修正附加力和力矩及重力作用下，根据发动机状态求解力和力矩平衡，若方程平衡，输出配平气动力系数和升降舵偏角，若方程不平衡，则重新给定一组发动机推力、升降舵偏角及飞机重量进行求取，直至方程平衡。
本申请提出的与发动机解耦的配平气动力性能模型建模方法，主要包括：初始状态设置及参数配置、配平求解两部分，其中，步骤S1为初始状态设置及参数配置，获得未配平的气动力数据，步骤S2-步骤S4为基于给定的一组发动机推力、升降舵偏角、飞机重量初始值，求解进气、发动机喷流产生的附加力和力矩，步骤S5为基于步骤S1中的未配平的气动力数据及步骤S2-步骤S4得到的发动机的参数，共同构建平衡方程进行进行力和力矩平衡迭代求解，生成与发动机解耦的配平状态气动力性能模型。
以下参考图1对本申请做进一步说明。
步骤S1中，初始状态设置及参数配置主要对飞行状态、飞机总体参数、飞机状态进行状态设置和参数配置，飞行状态包括高度H、速度Ma、迎角ɑ、阻力方向舵偏角δo，飞机总体参数包括翼展b、参考面积S、参考重心位置x0和y0，飞机状态包括发动机状态E-S、武器舱门状态W b-S、起落架状态G-S、地效状态G e-S。完成初始状态设置和参数配置，可得到当前状态未配平的气动力数据。
配平求解是求解与发动机解耦的配平气动力性能模型，主要包括未配平气动力数据输入、配平求解初始值输入、进气道溢流修正、发动机喷流修正、力和力矩平衡求解五部分。
(1)未配平气动力数据输入是在完成初始状态设置和参数配置后得到的Cy、Cx、Mz。
(2)配平求解初始值输入指在步骤S2中给定一组发动机推力P、升降舵偏角δi、飞机重量G的初始值。
(3)进气道溢流修正指进气道对飞机产生的溢流阻力和力矩，在步骤S3中，通过发动机工作状态E-S和推力P，得到进气道总压恢复系数σ和发动机进气流量Wa。通过定义参数
Figure BDA0003453305940000044
插值风洞试验修正数据，可计算进气道溢流产生的附加力CA_jq和附加力矩Cm_jq。
参数
Figure BDA0003453305940000043
通过以下公式计算：
Figure BDA0003453305940000041
其中，Pt∞为来流总压，Tt∞为来流总温，Fth为进口捕获面积。
(4)发动机喷流修正指发动机喷流对气动力的影响，在步骤S4中，可通过发动机工作状态E-S和推力P，得到发动机落压比NPR，通过发动机落压比和修正公式，可计算发动机喷流修正产生的附加力CA_pl、CN_pl和附加力矩Cm_pl。
该实施例中，所述修正公式包括：
Figure BDA0003453305940000051
Figure BDA0003453305940000052
Figure BDA0003453305940000053
其中，PH参考值为101325.2Pa，PH为相对参考高度为H的静压值，ΔN喷流(NPR，H参考)、ΔA喷流(NPR，H参考)、ΔM喷流(NPR，H参考)为参考高度工作NPR相对参考状态NPR下喷流直接作用的法向力、轴向力和俯仰力矩增量，由风洞试验修正得到。
(5)力和力矩平衡求解指飞机在受到发动机推力、发动机喷流直接力和力矩、进气道溢流修正附加力和力矩、发动机喷流修正附加力和力矩、未配平气动力和力矩、重力的作用下，根据发动机状态求解力和力矩平衡。若方程平衡，求解结束，输出配平气动力系数Cy、Cx和升降舵偏角δi；若方程不平衡，模型自动重新给定一组发动机推力P、升降舵偏角δi、飞机重量G进行配平求解，直至求解出配平气动力系数Cy、Cx和升降舵偏角δi。
虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施方案对本申请作了详尽的描述，但在本申请基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本申请精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本申请要求保护的范围。

Claims (8)

1.一种与发动机解耦的气动力性能模型建模方法，其特征在于，包括：
步骤S1、基于给定的飞行状态、飞机总体参数、飞机状态参数获取当前状态未配平的气动力数据，所述未配平的气动力数据包括升力系数、阻力系数及俯仰力矩；
步骤S2、给定一组发动机推力、升降舵偏角及飞机重量初始值；
步骤S3、基于发动机推力计算进气道溢流修正产生的附加力和附加力矩；
步骤S4、基于发动机推力计算发动机喷流修正产生的附加力和附加力矩；
步骤S5、基于飞机受到的未配平的气动力数据、发动机推力、进气道溢流修正附加力和力矩、发动机喷流直接力和力矩、发动机喷流修正附加力和力矩及重力作用下，根据发动机状态求解力和力矩平衡，若方程平衡，输出配平气动力系数和升降舵偏角，若方程不平衡，则重新给定一组发动机推力、升降舵偏角及飞机重量进行求取，直至方程平衡。
2.如权利要求1所述的与发动机解耦的气动力性能模型建模方法，其特征在于，步骤S1中，所述飞行状态包括高度H、速度Ma、迎角ɑ、阻力方向舵偏角δo。
3.如权利要求1所述的与发动机解耦的气动力性能模型建模方法，其特征在于，步骤S1中，所述飞机总体参数包括翼展b、参考面积S、参考重心位置。
4.如权利要求1所述的与发动机解耦的气动力性能模型建模方法，其特征在于，步骤S1中，所述飞机状态包括发动机状态E-S、武器舱门状态W b-S、起落架状态G-S、地效状态G e-S。
5.如权利要求1所述的与发动机解耦的气动力性能模型建模方法，其特征在于，步骤S3中，计算进气道溢流修正产生的附加力和附加力矩包括：
步骤S31、通过发动机工作状态E-S和推力P，得到进气道总压恢复系数σ和发动机进气流量Wa；
步骤S32、基于由进气道总压恢复系数σ和发动机进气流量Wa构建的参数
Figure FDA0003453305930000021
插值风洞试验修正数据，得到进气道溢流修正产生的附加力和附加力矩。
6.如权利要求5所述的与发动机解耦的气动力性能模型建模方法，其特征在于，步骤S32中，参数
Figure FDA0003453305930000022
通过以下公式计算：
Figure FDA0003453305930000023
其中，Pt∞为来流总压，Tt∞为来流总温，Fth为进口捕获面积。
7.如权利要求1所述的与发动机解耦的气动力性能模型建模方法，其特征在于，步骤S4中，计算发动机喷流修正产生的附加力和附加力矩包括：
步骤S41、通过发动机工作状态E-S和推力P，得到发动机落压比NPR；
步骤S42、根据发动机落压比NPR及修正公式计算发动机喷流修正产生的附加力和附加力矩。
8.如权利要求7所述的与发动机解耦的气动力性能模型建模方法，其特征在于，步骤S42中，所述修正公式包括：
Figure FDA0003453305930000024
Figure FDA0003453305930000025
Figure FDA0003453305930000026
其中，PH参考值为101325.2Pa，PH为相对参考高度为H的静压值，ΔN喷流(NPR，H参考)、ΔA喷流(NPR，H参考)、ΔM喷流(NPR，H参考)为参考高度工作NPR相对参考状态NPR下喷流直接作用的法向力、轴向力和俯仰力矩增量，由风洞试验修正得到。
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