一种双翼布局限时载运空投飞机的优化方法技术

本发明专利技术为一种双翼布局限时载运空投飞机的优化方法，包括以下步骤：步骤一、根据动力、重量、升力系数计算机翼有关数据；步骤二、确定上下翼的展长与气动弦长；步骤三、确定机翼相对位置的选择及CFD数值计算验证；步骤四、验证结果是否符合；如果结果符合则继续下一步，如果结果不符合则回到步骤三；步骤五、压力分布曲线及升阻特性的对比；步骤六、全机模型的CFD数值计算；步骤七、机翼设计的优化；本发明专利技术达到使用需求，解决机翼承受扭矩过大的问题，提高了飞机纵向稳定性。

An optimization method of time limited air drop aircraft with two wings

【技术实现步骤摘要】
一种双翼布局限时载运空投飞机的优化方法
本专利技术涉及航空器限时载运空投
，具体是一种双翼布局限时载运空投飞机的优化方法。
技术介绍
目前，航空器载运空投被广泛应用在民用航空和军用航空两个航空领域。民用航空主要应用在规定时间内向灾区或者贫困地带进行生活物资等投运；军用航空主要应用在规定时间内向战场、国防边境、演习地带投放武器、弹药及军用物资。随着人们对资源和能源的要求，航空器载运空投对于现在的生活起到了更为便捷的作用。如今的社会，国防和民生对于一个国家来说是尤为重要的。国防作为一个国家人民安全的基础，是不可或缺的一环，而随着科技的进步，武器杀伤力大幅度增加的同时也带来了更大的重量。民生对于一个国家来说是治国兴邦的根本要素，一处受害万处增援。对于我国作为一个人口大国来说，救援物资数量更是一个很大的基数。在航空器对物资进行载运空投控制的时候，如何在规定时间用较少的燃油进行远程输送、机翼在大载重飞行中出现的扭转过大、产生气动耦合并进一步进行整体优化一系列问题是本领域技术人员需要解决的问题，也是本专利技术所要研究解决的技术问题。
技术实现思路
针对上述情况，为克服现有技术之缺陷，本专利技术提供一种双翼布局限时载运空投飞机的优化方法，有效的解决了机翼在大载重飞机中出现的扭矩过大的问题。一种双翼布局限时载运空投飞机的优化方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、根据动力、重量、升力系数计算机翼有关数据；设定全机起飞重量为mkg，平飞速度为vm/s,根据计算公式F升＝G＝mg计算平飞时升力，由升力系数公式F升＝1/2ρCSv2,其中大气密度为ρkg/m3，升力系数为CL，机翼面积S㎡，飞机平飞速度为vm/s，根据伯努利公式CLs＝2F/ρv02，其中CL为升力系数其与机翼面积的乘积为K，取误差冗余系数为1.1，所得升力系数与机翼面积的乘积按照1.1K计算；步骤二、确定上下翼的展长与气动弦长；选择翼型mh115，根据以往飞机设计经验选取翼型并查找相关mh115翼型数据，在α°迎角下升力系数为Cy，所以根据以上数据对应机翼面积为Sw㎡，取上翼展长为b上m，下翼展长为b下m，为减小诱导阻力根梢比λ，上翼平均气动弦长为CA上.下翼平均气动弦长为CA下m；步骤三、确定机翼相对位置的选择及CFD数值计算验证；取翼根截面建立二维模型，又设计准则模型距计算域边界的距离为其特征长度的20倍，在壁面边界层区域生成5层边界层网格(Yplus值＝10)，为保证计算精度并考虑计算时间，使用ICEMCFD前处理软件生成5.5万左右网格单元进行6种组合下的流场特性数值计算，使用Fluent软件基于压力进行求解，使用K-oSST湍流模型，计算域所有边界均为速度入(velocity-inlet)边界条件，翼型所有表面设定为非滑(Wall)边界，以残差曲线收敛在e-04以内；升力系数、阻力系数波动在e-04以内认为计算收敛；步骤四、验证结果是否符合；如果结果符合则继续下一步，如果结果不符合则回到步骤三；步骤五、压力分布曲线及升阻特性的对比；由于结构条件限制，下翼纵向安装位置只能无偏移或者向后偏移300mm，通过Fluent软件进行相关数据图像对比可以很明显的发现，纵向向后偏移300mm更优，随着竖向距离的减少，上翼升力系数先减小后增加，下翼升力系数快速减小，所以选用纵向距离300mm竖向距离300mm的相对位置性能最优；步骤六、全机模型的CFD数值计算；建立简化的全机三维模型，模型距计算域边界的距离为其特征长度的20倍，即700m；使用ICEMCFD前处理软件生成300万左右网格单元，在壁面边界层区域生成5层边界层网格(Yplus值＝10)软件生成得出不同角度下升力与阻力的值；步骤七、机翼设计的优化；上翼迎角与下翼迎角差值设计为3°，增加机翼产生的升力，后机身使用型材降低了工艺难度，减小了摩擦阻力，并使全动尾翼机构更加轻便可靠；整流罩选用卡文曲线进行双曲度整流；对翼根进行合理整流；加宽水仓，增加横向稳定性。本专利技术与现有技术相比，具备如下效果：1、双翼机相较与单翼机，机翼承受的扭矩减小，机翼抗扭能力增强。使飞行时机翼扭转变形减小，副翼效率增加，提升飞机的操纵性，并且压力中心相对后移，提高了飞机纵向稳定性。2、相同机翼面积下双翼机对机翼结构受力要求降低，减少了对材料及工艺的要求，提高了经济型。3、在机翼面积，飞机强度，飞机升力等各方面性能均有大幅提升的情况下，飞机总体重量变化很小，从综合性能的角度出发，双翼机的优势更为明显。4、增加上下机翼迎角，合理增加升力，并保持飞行稳定。5、机身采用全碳杆结构并加以合理整流，减小阻力并降低工艺难度。6、水仓前采用卡文曲线进行合理整流，减小阻力。7、同时保证足够的升力和机翼面积。应用FLUENT并基于2D粘性流场计算，减少上、下翼的气动耦合现象，确定一个对升阻特性影响较小的安装位置，并应用FLUENT并基于3D使用需求粘性流场计算验证，达到使用需求，解决机翼承受扭矩过大的问题。附图说明图1为本专利技术优化方案实施步骤流程图。图2为本专利技术模型图和网格局部图。图3为本专利技术上下翼竖向距离300mm、纵向距离300mm和上下翼竖向距离300mm、纵向距离0mm对比压力分布曲线图。图4为本专利技术升阻特性对比图。图5为本专利技术模型结构图。图6为本专利技术试飞试验图。图7为本专利技术试飞试验场地规划图。具体实施方式有关本专利技术的前述及其他
技术实现思路
、特点与功效，在以下配合参考附图1至图7对实施例的详细说明中，将可清楚的呈现。以下实施例中所提到的结构内容，均是以说明书附图为参考。下面将参照附图描述本专利技术的各示例性的实施例。本专利技术的前提为限时载重空投要求重量限制改变，本专利技术采用提升升力的办法，目前来说，提升升力的办法主要有增加速度、提高升力系数、增大机翼面积三种方法。由于限时载重空投飞机普遍存在机翼不抗扭的问题，导致高速时机翼扭矩转以至于操纵反效的现象。以及在目前的综合条件下飞机的材料以及结构优化成本过高的原因，所以单纯的增加速度、提高升力系数、增大机翼面积可能会造成负面的影响。经过多次的尝试，双翼机相对于单翼机相比在提升更大升力和机翼抗扭上都有着巨大的优势，因此，本专利技术对双翼总体方案进行了整体优化。本专利技术以模型作为实施例试验：使用双天5050电机，17*8螺旋桨(静推力约36N)进行试飞工作，试飞起飞重量约14.5kg，采用mh115翼型。实验场地任务区划分为起降区、投放区和禁区三部分。模型起降区为长宽100×20跑道。比赛场地设直径分别为8、16、40的三个同心圆载重物投放区，投放区圆心距远离投放区一侧跑道边线直线距离不超过40。跑道及其两端各150、投放区及其上下风方向各250为禁区。经实验与计算结果相符，在规定时间内可以准确到达直径为8的投放区，达到设计目标。<本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种双翼布局限时载运空投飞机的优化方法，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤一、根据动力、重量、升力系数计算机翼有关数据；/n设定全机起飞重量为mkg，平飞速度为vm/s,根据计算公式F

【技术特征摘要】
1.一种双翼布局限时载运空投飞机的优化方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、根据动力、重量、升力系数计算机翼有关数据；
设定全机起飞重量为mkg，平飞速度为vm/s,根据计算公式F升＝G＝mg计算平飞时升力，由升力系数公式F升＝1/2ρCSv2,其中大气密度为ρkg/m3，升力系数为CL，机翼面积S㎡，飞机平飞速度为vm/s，根据伯努利公式CLs＝2F/ρv02，其中CL为升力系数其与机翼面积的乘积为K，取误差冗余系数为1.1，所得升力系数与机翼面积的乘积按照1.1K计算；
步骤二、确定上下翼的展长与气动弦长；
选择翼型mh115，根据以往飞机设计经验选取翼型并查找相关mh115翼型数据，在α°迎角下升力系数为Cy，所以根据以上数据对应机翼面积为Sw㎡，取上翼展长为b上m，下翼展长为b下m，为减小诱导阻力根梢比λ，上翼平均气动弦长为CA上.下翼平均气动弦长为CA下m；
步骤三、确定机翼相对位置的选择及CFD数值计算验证；
取翼根截面建立二维模型，又设计准则模型距计算域边界的距离为其特征长度的20倍，在壁面边界层区域生成5层边界层网格(Yplus值＝10)，为保证计算精度并考虑计算时间，使用ICEMCFD前处理软件生成5.5万左右网格单元进行6种组合下的流场特性数值计算，使用Fluent软件基于压力进行求解，使...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘双燕，黄新俊，李洪元，张赫天，孙瑞明，游泽宇，
申请(专利权)人：郑州航空工业管理学院，
类型：发明
国别省市：河南;41