带动力飞行器推阻特性天地换算方法技术

技术编号:13980019 阅读:109 留言:0更新日期:2016-11-12 04:30
本发明专利技术提供一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法,风洞采用总焓h0、动压q∞、马赫数M∞为模拟参数,试验气体介质中氧气含量保持与纯空气一致,试验模型为一体化飞行器带动力全尺寸模型,即地面试验模型的尺寸与真实飞行条件下的飞行器尺寸相同,此时风洞满足气动和发动机试验的模拟准则要求,此时将发动机比冲作为天地换算的关联函数,所述关联函数如下式所示:利用上式得到飞行器飞行状态下的飞行器总推力预测值,本发明专利技术提出了一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法,可以得到飞行器飞行状态下的飞行器总推力预测值,可为一体化飞行器推阻性能评估提供数据支撑。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于空气动力学
,尤其是一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法。
技术介绍
现有典型的吸气式一体化飞行器机身与发动机高度融合,如图1所示,1为机体一体化构型,其机身前下表面是发动机进气道前体压缩面2,机身后下表面是发动机尾喷管的后体膨胀面3,4为喷油,机体与发动机之间没有明显的分界线。为研究飞行器的气动与发动机性能,需进行机体/发动机力界面划分。采用“nose to tail”的划分方法(罗金玲,周丹,康宏琳,等.典型气动问题试验方法研究的综述[J].空气动力学学报,2014,32(5):600~609.),将一体化飞行器各部件的受力体系划归机体系统和推进系统。其中,机体系统包括机翼7、尾翼8、飞行器上表面和侧面9、发动机外罩10;推进系统包括前体进气道5、发动机唇口以后的内流道11和尾喷管12,如图2所示。采用机体/推进一体化气动布局形式的飞行器,机体与推进流道之间高度耦合,机体系统与推进系统从各自的角度相互影响飞行器的阻力和推力性能。推阻特性不仅是指发动机产生的推力和飞行器产生阻力,还包括两者交互作用对飞行器加速性能的影响。一体化飞行器飞行试验相对地面试验来说具有高成本、高风险、技术复杂、试验条件受限等缺点,在飞行器性能分析和设计中更多采用地面试验来进行研究。受地面模型尺寸、来流条件等限制,地面试验设备难以完全模拟实际飞行条件下的相似参数与环境效应。因而无法准确模拟实际飞行状态的气动特性,产生了基于风洞试验的预测结果与实际飞行测试结果之间的差异“天地差异”。天地换算就是对地面风洞试验获得的气动特性与推进数据进行研究,找出一个与马赫数、雷诺数等相似参数相关的一个关联参数,使风洞试验数据和实际飞行数据相关联,通过关联参数建立起地面风洞试验数据与实际飞行数据的关联函数。目前天地相关性研究都集中在飞行器气动力数据换算上,对于吸气式一体化飞行器的发动机推力性能的天地换算鲜有研究。为了实现飞行器与发动机的最佳匹配,设计人员必须通过地面风洞数据预测实际飞行状态下的飞行器推阻特性。针对上述问题,本专利技术提出了一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法,通过修正与外推风洞的试验结果得到实际飞行状态的飞行器总推力。
技术实现思路
鉴于以上所述现有技术的缺点,本专利技术的目的在于提供一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法。它能根据地面试验数据获得实际飞行状态下的飞行器总推力。为实现上述专利技术目的,本专利技术技术方案如下:一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法,风洞采用总焓h0、动压q∞、马赫数M∞为模拟参数,试验气体介质中氧气含量保持与纯空气一致,试验模型为一体化飞行器带动力全尺寸模型,即地面试验模型的尺寸与真实飞行条件下的飞行器尺寸相同,此时风洞满足气动和发动机试验的模拟准则要求,此时将发动机比冲作为天地换算的关联函数,所述关联函数如下式所示: T f l i g h t = m f l i g h t m g r o u n d · T g r o u n d + ( m f l i g h t m g r o u n d · D e x t , g r o u n d - D e x t , f l i g h t ) ]]>其中,Tflight为飞行状态下的飞行器总推力;mflight为飞行状态下的发动机燃油流量;mground为地面试验条件的发动机燃油流量;Tground为地面试验条件的飞行器总推力,通过一体化飞行器带动力试验获得;Dext,flight为飞行状态下的机体外阻,通过计算得到;Dext,ground为地面试验条件的机体外阻;根据地面试验数据Tground,Dext,ground,mground,利用上式得到飞行器飞行状态下的飞行器总推力预测值。作为优选方式,比冲为单位质量流量燃料所产生的发动机有效推力,发动机有效推力由飞行器总推力与机体外阻相加表示,即其中Feffect为发动机有效推力,单位为(N),mfuel为燃料质量流量,单位为(kg/s),F飞行器总推力为带动力飞行器在轴向受到的合力,D机体外阻为飞行器机体外阻。作为优选方式,机体外阻D机体外阻是指作用在推进流道以外的阻力,根据“nose to tail”力界划分方法,机体系统包括机翼、尾翼、飞行器上表面和侧面、发动机外罩;推进流道包括前体进气道、发动机唇口以后的内流道和尾喷管。作为优选方式,飞行状态下的发动机燃油流量mflight根据任务需求在总体设计时确定,地面试验条件的发动机燃油流量mground采用涡轮流量计在试验中实时测量,地面试验条件的机体外阻Dext,ground通过数值计算方法得到。作为优选方式,地面试验条件的机体外阻Dext,ground通过以下方式得到:额外进行一次风洞试验,对推进流道内部通道进行简化、整流,获得均匀出口流场,应用动量法获得推进流道阻力,将风洞天平测得的飞行器模型总阻力减去推进流道阻力,即得到飞行器机体外阻。作为优选方式,对推进流道内部通道进行简化的方式为把飞行器推进流道内部通道替换成一个简化流道,简化流道入口与飞行器进气道出口连接,简化流道出口与飞行器尾部平齐,简化流道由进气道出口开始扩张,形成扩张段,通过本文档来自技高网
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【技术保护点】
一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法,其特征在于:风洞采用总焓h0、动压q∞、马赫数M∞为模拟参数,试验气体介质中氧气含量保持与纯空气一致,试验模型为一体化飞行器带动力全尺寸模型,即地面试验模型的尺寸与真实飞行条件下的飞行器尺寸相同,此时风洞满足气动和发动机试验的模拟准则要求,此时将发动机比冲作为天地换算的关联函数,所述关联函数如下式所示:Tflight=mflightmground·Tground+(mflightmground·Dext,ground-Dext,flight)]]>其中,Tflight为飞行状态下的飞行器总推力;mflight为飞行状态下的发动机燃油流量;mground为地面试验条件的发动机燃油流量;Tground为地面试验条件的飞行器总推力,通过一体化飞行器带动力试验获得;Dext,flight为飞行状态下的机体外阻,通过计算得到;Dext,ground为地面试验条件的机体外阻;根据地面试验数据Tground,Dext,ground,mground,利用上式得到飞行器飞行状态下的飞行器总推力预测值。

【技术特征摘要】
1.一种带动力飞行器推阻特性天地换算方法,其特征在于:风洞采用总焓h0、动压q∞、马赫数M∞为模拟参数,试验气体介质中氧气含量保持与纯空气一致,试验模型为一体化飞行器带动力全尺寸模型,即地面试验模型的尺寸与真实飞行条件下的飞行器尺寸相同,此时风洞满足气动和发动机试验的模拟准则要求,此时将发动机比冲作为天地换算的关联函数,所述关联函数如下式所示: T f l i g h t = m f l i g h t m g r o u n d · T g r o u n d + ( m f l i g h t m g r o u n d · D e x t , g r o u n d - D e x t , f l i g h t ) ]]>其中,Tflight为飞行状态下的飞行器总推力;mflight为飞行状态下的发动机燃油流量;mground为地面试验条件的发动机燃油流量;Tground为地面试验条件的飞行器总推力,通过一体化飞行器带动力试验获得;Dext,flight为飞行状态下的机体外阻,通过计算得到;Dext,ground为地面试验条件的机体外阻;根据地面试验数据Tground,Dext,ground,mground,利用上式得到飞行器飞行状态下的飞行器总推力预测值。2.如权利要求1所述的方法,其特征在于:比冲为单位质量流量燃料所产生的发动机有效推力,发动机有效推力由飞行器总推力与机体外阻相加表示,即其中Feffect为发动机有效推力,单位为(N),mfuel为燃料质量流量,单位为(kg/s),F飞行器总推力为带动力飞行器在轴向受到的合力,D机体外阻为飞行器机体外阻。3.如权利要求2所述的方法,其特征在于:机体外阻D机体外阻是指作用在推进流道以外的阻力,根据“nose to tail”力界划分方法,机体系统包括机翼、尾翼、飞行器上表面和侧面、发动机外罩;推进流道包括前体进气道、发动机唇口以后的内流道和尾喷管。4.如权利要求1所述的方法,其特征在于:飞行状态下的发动机燃油流量mflight根据任务需求在总体设计时确定,地面试验条件的发动机燃油流量mground采用涡轮流量计在试验中实时测量,地面试验条件的机体外阻Dext,ground通过数值计算方法得到。5.如权利要求1所述的方法,其特征在于:地面试验条件的机体外阻Dext,ground通过以下方式得到:额外进行一次风洞试验,对推进流道内通道进行简化、整流,获得均匀出口流场,应用动量法获得推进流道阻力,将风洞天平测得的飞行器模型总阻力减去推进流道阻力,即得到飞行器机体外阻。6.如权利要求5所述的方法,其特征在于:对推进流道内部通道进行简化的方式为把飞行器推进流道内部通道替换成一个简化流道,简化流道入口与飞行器进气道出口连接,简化流道出口与飞行器尾部平齐,简化流道由进气道出口开始扩张,形成扩张段,通过多孔整流板对内通道进行整流,整流板前形成正激波,正激波后方流场从超音速减速至亚音速,亚音速气流通过整流板后形成均匀的流场,出口处截面收缩使气流加速至一倍音速。7.如权利要求6所述的方法,其特征在于:多孔整流板距离简化流道扩张段出口的距离至少为整流板直...

【专利技术属性】
技术研发人员:乐嘉陵贺元元吴颖川倪鸿礼张小庆贺伟王琪孙良丁国昊
申请(专利权)人:中国人民解放军六三八二零部队吸气式高超声速技术研究中心
类型:发明
国别省市:四川;51

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