有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法与流程

1.本发明属于飞行器设计领域，具体涉及一种有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法。


背景技术：

2.涡轮螺旋桨动力系统是把活塞式或涡轮螺旋桨式（简称涡桨）发动机功率输出轴上的机械能转化为飞机前进动力的推进器。从能量观点来看，涡轮螺旋桨动力系统是一种能耗较小而效率较高的推进器，具有优良的中低速燃油经济性，为许多运输飞机和通用飞机所采用，这类飞机统称为涡桨动力飞机。按照涡轮螺旋桨动力系统在涡桨动力飞机上的布置形式，涡桨动力飞机主要分为拉进式（发动机安装于机身头部或机翼前缘）和推进式（发动机安装于机身尾部或机翼后缘）两大类。
3.涡桨动力飞机的涡桨发动机具有起飞拉力系数大、巡航状态经济效率高等优点，至今仍在马赫数低于0.6的低亚声速飞机（如国产的y
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7、y
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8、y
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12、ma600和ag600等系列飞机）上广泛使用。涡桨动力飞机的显著特点是涡桨发动机对飞机的气动特性有较大的影响，在起飞和复飞等低速构型、大拉力系数工况下影响尤为明显。
4.具体而言，涡桨动力飞机的螺旋桨滑流对下游部件如机身、机翼、增升装置和尾翼的流动会产生较大的影响，其中螺旋桨滑流的旋转效应还会影响飞机的偏航和滚转特性。采用对转涡桨发动机可以缓解螺旋桨滑流的旋转效应，例如空客a400m运输机。但是，对转涡桨发动机会增加发动机研制和使用维护成本，目前双发和多发涡桨动力飞机大都采用同向旋转的发动机和螺旋桨，因此，螺旋桨滑流的旋转效应不能相互平衡，这就要求在涡桨动力飞机设计中重点考虑螺旋桨滑流的旋转效应，尤其是在侧风起降、飞机侧滑、滚转等非对称飞行状态，滑流的旋转效应更加不容忽视。
5.优良的起降性能、兼顾低速任务与高速巡航始终是涡桨动力飞机追求的主要指标，这对涡桨动力飞机的动力装置和气动力设计提出了很高要求，需要在动力性能、气动布局与噪声要求之间取得折衷、平衡。因此，亟需在分析认识涡桨动力飞机螺旋桨滑流效应与飞机气动力相互干扰影响的基础上，发展一种有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法，提高新研涡桨动力飞机性能分析的可靠性和工程实用性。


技术实现要素：

6.本发明所要解决的技术问题是提供一种有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法。
7.本发明的有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法，对于推进式布局为推力，对于拉进式布局为拉力，为方便描述，统称为推力；所述的分析方法包括以下步骤：a.通过涡桨动力飞机的推力计算系统计算涡桨动力飞机的可用推力：首先，从发动机的标准净推力中扣除引气损失和功率提取损失；其次，对于拉进式涡桨动力飞机，进行
机身及机翼阻塞效应对螺旋桨效率和推力的影响修正，对于推进式涡桨动力飞机，进行机体边界层及尾迹对螺旋桨效率和推力的影响修正，获得发动机的安装净推力；最后，对安装净推力进行大气环境影响修正，获得发动机的可用推力；b.通过涡桨动力飞机的阻力计算系统计算涡桨动力飞机的实际阻力：首先，通过涡桨动力飞机模型的气动力计算或试验结果，建立涡桨动力飞机模型的初始气动数据库；其次，基于初始气动数据库，计算涡桨动力飞机无动力参考状态的最小阻力系数、升力系数、最小阻力状态对应的升力系数和诱导阻力因子，拟合成涡桨动力飞机参考状态的极曲线；c.通过数值仿真或带动力模型试验，获得螺旋桨滑流对涡桨动力飞机气动力的影响量，再结合飞行高度变化带来的雷诺数效应影响修正，获得涡桨动力飞机的实际阻力，形成用于性能计算的阻力特性和极曲线；d.使用可用推力、实际阻力，并结合涡桨动力飞机重量，通过求解飞机动力学和运动学方程，获得基于风洞试验或cfd计算数据的涡桨动力飞机飞行性能和配平极曲线预测结果；e.通过典型的涡桨动力飞机飞行结果参数辨识分析，获得典型的涡桨动力飞机实际飞行的气动力数据及阻力特性、飞行极曲线，以此为依据，检验并修正涡桨动力飞机推力、阻力计算体系；通过实际飞行性能与修正了推阻体系后的新一轮性能计算结果的关联性分析，改进优化涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法，提高性能预测的可靠性和工程实用性，即通过典型的涡桨动力飞机飞行试验数据对分析方法进行验证和优化。
8.进一步地，所述的步骤a中的发动机净推力由发动机承制单位通过循环计算或通过试验得到，以高度—速度特性的形式提供。
9.进一步地，所述的步骤b的拟合成涡桨动力飞机参考状态的极曲线包括以下步骤：b1.通过涡桨动力飞机模型的气动力计算或试验结果，建立涡桨动力飞机模型的初始气动数据库，建立通用极曲线方程，以系数形式表示的涡桨动力飞机阻力方程称之为极曲线方程，通用的极曲线方程如下：b2. 基于初始气动数据库，计算涡桨动力飞机无动力参考状态的最小阻力系数、最小阻力状态对应的升力系数和诱导阻力因子，拟合成涡桨动力飞机参考状态的极曲线，涡桨动力飞机具有弯扭机翼设计或偏转前后缘机动襟翼，涡桨动力飞机参考状态的极曲线方程如下：此时：
式中，为涡桨动力飞机总阻力，由零升阻力和诱导阻力两部分组成，为诱导阻力因子，是飞行数和升力系数的函数，亦即诱导阻力由涡桨动力飞机飞行姿态和速度来确定；对于亚音速飞机，又包含摩擦阻力和压差阻力两个部分，量值的大小由机体形状和飞行速度共同确定。
10.进一步地，所述的步骤c中涡桨动力飞机实际阻力的获取方法为：在涡桨动力飞机参考状态模型上安装涡轮螺旋桨动力模拟系统，进行带动力模型风洞试验，确定螺旋桨滑流对涡桨动力飞机气动特性的影响量，将影响量叠加到涡桨动力飞机参考状态的气动数据上，获得涡桨动力飞机的实际阻力，形成用于性能计算的阻力特性和极曲线。
11.进一步地，所述的步骤d的飞机动力学和运动学方程求解过程如下：d1.对于质心的平动运动，运动学方程为：其中，、、为质心相对于地面惯性坐标系的位置坐标，、、为质心速度在三个方向的分量；d2.质心的动力学方程为：其中，为飞行器的质量，为飞行器的重量，为重力加速度，上标i代表惯性系，、、为飞行器所受的合力在惯性坐标系中的三个分量，包括了气动力和外力，气动力的上标为a，外力的上标为et；气动力：气动力：为升力，为实际阻力，为侧向力；外力：
其中，为推力，为推力系数，为可用推力系数；d3.对于飞行器绕质心的转动运动，在机体坐标系中建立运动学和动力学方程组；姿态角的运动学关系为：其中，、、分别为：三个方向的滚转角速度；定义飞行器在机体坐标系中的惯性张量为：则飞行器绕质心转动的动力学方程为：其中，、、为采用机体坐标系表示的外力矩，外力矩包括气动力外力矩和外力外力矩；对于面对称飞行器来说，垂直于质量对称面的z轴为惯性主轴，有，因此，绕质心转动的动力学方程简化为：对于轴对称飞行器，由于存在两个相互垂直的质量对称面，也为零，方程进一步简化为：
进一步地，所述的步骤e通过典型涡桨动力飞机飞行试验数据对分析方法进行验证和优化的具体做法是选取典型涡桨动力飞机等速直线平飞段的飞行结果，通过参数辨识获得典型涡桨动力飞机飞行状态下的升阻力特性及极曲线；包括以下步骤：e1.建立包括阻力系数、推力系数和不对称推力系数在内的数学表达式式中，， =总阻力+加速力+重力在平行于飞行轨迹方向的分量，动压，为大气密度，为飞机真速，为机翼面积，，，=不对称推力；e2.根据飞行试验数据，采用多元线性回归法，拟合得到升阻力的关系曲线即极曲线：式中，为拟合系数；e3.通过参数辨识获得的典型涡桨动力飞机的飞机升阻力、极曲线特性和飞行性能，检验并改进分析方法，提高性能预测的可靠性和实用性。
12.经风洞试验和飞行试验验证，证明了滑流效应是影响涡桨动力飞机飞行性能的关键因素，且滑流效应的影响随着推力增加而增大，在涡桨动力飞机型号研制初期，就必须考虑涡浆动力与飞机气动力的相互干扰。本发明的有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法，建立了机体堵塞效应对螺旋桨工作效率和螺旋桨滑流对飞机气动力影响的修正方法，在工程应用上具有重要意义。
13.带动力模型风洞试验是确定滑流影响较为可靠的方法，但是基于风洞试验数据的性能分析结果趋于保守。本发明的有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法，通过基于风洞试验或cfd数据的性能计算结果与飞行结果的关联性分析及相关性修正，提高了涡桨动力飞机性能分析的准确性。
14.为了更好地兼顾起降性能、低速任务与高速巡航等性能指标要求，开式转子发动机是今后涡桨动力飞机推进装置的发展趋势。本发明的有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法能够适用这一发展趋势，满足新型涡桨动力飞机性能分析要求。
15.本发明的有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法，是一种基于多手段融合、全面考虑滑流对飞机气动力和螺旋桨效率影响修正、适用于不同涡桨布局飞
机的通用性能分析方法，具有工程实用性和技术可行性，为新型涡桨动力飞机研制和飞行试验提供了技术支持。
附图说明
16.图1为本发明的有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法示意图；图2为实施例1某型涡桨动力飞机cfd计算和风洞试验获得的全机极曲线对比图；图3为实施例1某型涡桨动力飞机的全机阻力分布（cfd计算）；图4为实施例1某型涡桨动力飞机的全机阻力分布（风洞试验）；图5为实施例1某型涡桨动力飞机风洞试验和飞行试验全机极曲线对比（巡航构型，带滑流）。
具体实施方式
17.下面结合附图和实施例详细说明本发明。
18.如图1所示，本发明的有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法包括以下步骤：a.通过涡桨动力飞机的推力计算系统计算涡桨动力飞机的可用推力：首先，从发动机的标准净推力中扣除引气损失和功率提取损失；其次，对于拉进式涡桨动力飞机，进行机身及机翼阻塞效应对螺旋桨效率和推力的影响修正，对于推进式涡桨动力飞机，进行机体边界层及尾迹对螺旋桨效率和推力的影响修正，获得发动机的安装净推力；最后，对安装净推力进行大气环境影响修正，获得发动机的可用推力；b.通过涡桨动力飞机的阻力计算系统计算涡桨动力飞机的实际阻力：首先，通过涡桨动力飞机模型的气动力计算或试验结果，建立涡桨动力飞机模型的初始气动数据库；其次，基于初始气动数据库，计算涡桨动力飞机无动力参考状态的最小阻力系数、升力系数、最小阻力状态对应的升力系数和诱导阻力因子，拟合成涡桨动力飞机参考状态的极曲线；c.通过数值仿真或带动力模型试验，获得螺旋桨滑流对涡桨动力飞机气动力的影响量，再结合飞行高度变化带来的雷诺数效应影响修正，获得涡桨动力飞机的实际阻力，形成用于性能计算的阻力特性和极曲线；d.使用可用推力、实际阻力，并结合涡桨动力飞机重量，通过求解飞机动力学和运动学方程，获得基于风洞试验或cfd计算数据的涡桨动力飞机飞行性能和配平极曲线预测结果；e.通过典型的涡桨动力飞机飞行结果参数辨识分析，获得典型的涡桨动力飞机实际飞行的气动力数据及阻力特性、飞行极曲线，以此为依据，检验并修正涡桨动力飞机推力、阻力计算体系；通过实际飞行性能与修正了推阻体系后的新一轮性能计算结果的关联性分析，改进优化涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法，提高性能预测的可靠性和工程实用性，即通过典型的涡桨动力飞机飞行试验数据对分析方法进行验证和优化。
19.进一步地，所述的步骤a中的发动机净推力由发动机承制单位通过循环计算或通
过试验得到，以高度—速度特性的形式提供。
20.进一步地，所述的步骤b的拟合成涡桨动力飞机参考状态的极曲线包括以下步骤：b1.通过涡桨动力飞机模型的气动力计算或试验结果，建立涡桨动力飞机模型的初始气动数据库，建立通用极曲线方程，以系数形式表示的涡桨动力飞机阻力方程称之为极曲线方程，通用的极曲线方程如下：b2. 基于初始气动数据库，计算涡桨动力飞机无动力参考状态的最小阻力系数、最小阻力状态对应的升力系数和诱导阻力因子，拟合成涡桨动力飞机参考状态的极曲线，涡桨动力飞机具有弯扭机翼设计或偏转前后缘机动襟翼，涡桨动力飞机参考状态的极曲线方程如下：此时：式中，为涡桨动力飞机总阻力，由零升阻力和诱导阻力两部分组成，为诱导阻力因子，是飞行数和升力系数的函数，亦即诱导阻力由涡桨动力飞机飞行姿态和速度来确定；对于亚音速飞机，又包含摩擦阻力和压差阻力两个部分，量值的大小由机体形状和飞行速度共同确定。
21.进一步地，所述的步骤c中涡桨动力飞机实际阻力的获取方法为：在涡桨动力飞机参考状态模型上安装涡轮螺旋桨动力模拟系统，进行带动力模型风洞试验，确定螺旋桨滑流对涡桨动力飞机气动特性的影响量，将影响量叠加到涡桨动力飞机参考状态的气动数据上，获得涡桨动力飞机的实际阻力，形成用于性能计算的阻力特性和极曲线。
22.进一步地，所述的步骤d的飞机动力学和运动学方程求解过程如下：d1.对于质心的平动运动，运动学方程为：其中，、、为质心相对于地面惯性坐标系的位置坐标，、、为质心速度在三个方向的分量；d2.质心的动力学方程为：
其中，为飞行器的质量，为飞行器的重量，为重力加速度，上标i代表惯性系，、、为飞行器所受的合力在惯性坐标系中的三个分量，包括了气动力和外力，气动力的上标为a，外力的上标为et；气动力：气动力：为升力，为实际阻力，为侧向力；外力：其中，为推力，为推力系数，为可用推力系数；d3.对于飞行器绕质心的转动运动，在机体坐标系中建立运动学和动力学方程组；姿态角的运动学关系为：其中，、、分别为：三个方向的滚转角速度；定义飞行器在机体坐标系中的惯性张量为：则飞行器绕质心转动的动力学方程为：
其中，、、为采用机体坐标系表示的外力矩，外力矩包括气动力外力矩和外力外力矩；对于面对称飞行器来说，垂直于质量对称面的z轴为惯性主轴，有，因此，绕质心转动的动力学方程简化为：对于轴对称飞行器，由于存在两个相互垂直的质量对称面，也为零，方程进一步简化为：进一步地，所述的步骤e通过典型涡桨动力飞机飞行试验数据对分析方法进行验证和优化的具体做法是选取典型涡桨动力飞机等速直线平飞段的飞行结果，通过参数辨识获得典型涡桨动力飞机飞行状态下的升阻力特性及极曲线；包括以下步骤：e1.建立包括阻力系数、推力系数和不对称推力系数在内的数学表达式式中，， =总阻力+加速力+重力在平行于飞行轨迹方向的分量，动压，为大气密度，为飞机真速，为机翼面积，，，=不对称推力；e2.根据飞行试验数据，采用多元线性回归法，拟合得到升阻力的关系曲线即极曲线：
式中，为拟合系数；e3.通过参数辨识获得的典型涡桨动力飞机的飞机升阻力、极曲线特性和飞行性能，检验并改进分析方法，提高性能预测的可靠性和实用性。
23.实施例1本实施例基于本发明的有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法，综合cfd计算、风洞试验和飞行试验结果，对某型涡桨动力飞机滑流影响下的阻力特性和极曲线进行了相关分析。
24.1. 阻力特性对比本实施例开展了某型涡桨动力飞机全机不同雷诺数下的cfd计算和风洞试验数据对比，校验了cfd计算数据的可靠性。研究表明：雷诺数对阻力特性影响较大（如图2所示）。
25.该型涡桨动力飞机部件阻力分布的cfd计算和风洞试验表明：巡航时机翼占全机阻力60%左右；机身和垂尾基本不产生升力，其摩擦阻力和压差阻力基本相当；机翼作为主升力部件，压差阻力占主要因素（如图3和图4所示）。
26.2.极曲线对比本实施例开展了某型涡桨动力飞机全机带动力滑流风洞试验，给出了纵向配平以后的风洞试验极曲线。
27.试飞结果是各飞行参数（如速度、高度、发动机油门等）的时间历程，主要包括飞行速度v、高度h、高度变化率vy、航向角、迎角、大气温度、发动机油门、襟翼偏度以及起落架状态等参数。本实施例采用平飞方法试飞，选择等速直线平飞段进行数据分析，获得全机巡航构型状态的飞行试验极曲线。
28.如图5所示，通过对比分析表明：飞行试验极曲线与风洞试验极曲线规律一致，但风洞试验极曲线趋于保守，需要开展风洞与飞行的相关性修正，才能提高基于风洞试验数据进行性能分析的准确性。
29.本发明的实施例公布的是较佳的实施例，但并不局限于此，本领域的普通技术人员，极易根据上述实施例，领会本发明的精神，并做出不同的引申和变化，但只要不脱离本发明的精神，都在本发明的保护范围内。