一种全层流机翼构型飞机的吸气能量损耗工程计算方法技术

本发明专利技术属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种全层流机翼构型飞机的吸气能量损耗工程计算方法，根据全层流机翼构型飞机设计的高速与低速2个设计点，计算高速设计点和低速设计点的能量损耗因子，该方法包括机翼展向翼段划分、机翼前缘后掠角能量损耗因子Kj计算方法、高低速设计点的速度能量损耗因子Kv计算方法、高低速设计点的使用升力能量损耗因子Kw计算方法、高低速设计点的雷诺数能量损耗因子Kr计算方法与全层流机翼构型飞机的吸气装置能量损耗因子Kz计算方法。本方法适用于构型复杂的混合层流机翼前缘吸气装置的功率需求论证、基于功率分布优化的吸气系统管路设计，为采用混合层流控制技术飞机的推重比设计，机翼构型优化设计提供技术支持。

【技术实现步骤摘要】
一种全层流机翼构型飞机的吸气能量损耗工程计算方法
本专利技术属于航空飞行器设计
，属于一种飞机的能量损耗工程计算方法，具体涉及一种全层流机翼构型飞机的吸气能量损耗工程计算方法。
技术介绍
“超音速飞机的层流控制技术应用”是当前超音速飞机减阻课题研究的重要内容。超音速飞机机翼布局具有薄翼型、大机翼前缘后掠角的特性，再考虑到高亚音速与超音速飞行对机翼边界层层流转戾的不利影响，自然层流技术与混合层流控制技术无法满足超音速飞机层流控制的要求，全层流控制技术由于其适用性强，成为超音速飞机层流控制唯一可选的技术。要将全层流控制技术应用于超音速飞机的层流控制，首先要解决的问题是如何减小机翼吸气装置的功率需求、吸气装置的重量与体积。当前由于缺少全层流机翼吸气能量损耗计算方法，而无法开展吸气装置的功率需求论证、飞机性能指标设计，推重比设计、机翼构型优化设计与基于功率分布优化的吸气系统管路设计。
技术实现思路
为了解决上述问题，本专利技术提供了一种全层流机翼构型飞机的吸气能量损耗工程计算方法，计算采用全层流控制技术超音速飞机的机翼前缘吸气装置的能量损耗，为采用全层流控制技术超音速飞机的推重比设计，机翼构型优化设计，吸气装置设计提供技术支持。本专利技术的技术方案是：一种全层流机翼构型飞机的吸气能量损耗工程计算方法，根据全层流机翼构型飞机设计的高速与低速2个设计点，计算高速设计点和低速设计点的能量损耗因子，该方法包括机翼展向翼段划分、机翼前缘后掠角能量损耗因子Kj计算方法、高低速设计点的速度能量损耗因子Kv计算方法、高低速设计点的使用升力能量损耗因子Kw计算方法、高低速设计点的雷诺数能量损耗因子Kr计算方法与全层流机翼构型飞机的吸气装置能量损耗因子Kz计算方法。进一步的，机翼展向翼段划分的步骤为：对于构型复杂的机翼，仅用单一的雷诺数、使用升力系数、机翼前缘后掠角计算对应的能量损耗因子，无法准确计算获得全机的吸气装置能量损耗因子，因此在计算各能量损耗因子之前，应将机翼延展向分成n段，并给出各段机翼的机翼面积Si，平均气动弦长Ca，机翼前缘后掠角Λi，巡航使用升力系数CLi。进一步的，具体是根据层流转戾影响敏感参数的差异，将机翼延展向分成n段。进一步的，机翼后掠角能量损耗因子Kj计算方法为具体为：机翼前缘后掠角对机翼能量损耗影响显著，根据各段机翼的前缘后掠角与计算模型，计算机翼的前缘后掠角能量损耗因子，其中，SW是机翼参考面积。进一步的，速度能量损耗因子Kv计算方法具体为：由于亚音速与超音速飞行，机翼边界层层流转戾特性差别较大，顾速度能量损耗因子计算模型分为2个速度区域：0.65≥Ma≥0.95，0.95≤Ma≤2.1；当巡航马赫数Ma小于0.65，机翼速度能量损耗因子为零。进一步的，使用升力能量损耗因子Kw计算方法具体为：高、低速设计点对应的使用迎角不同，由于采用气动扭转角或几何扭转，各段机翼的使用迎角差异较大，为准确计算升力能量损耗因子，应先计算各段机翼的当量使用升力系数CLi，再根据计算模型，计算机翼的使用升力能量损耗因子；全层流机翼的使用升力能量损耗因子计算模型如下：其中，SW是机翼参考面积。超音速飞机的设计翼载一般较小，这有利于减小使用升力系数或使用迎角对层流转戾的不利影响。进一步的，雷诺数能量损耗因子Kr计算方法具体为：首先根据飞机巡航性能数据与机翼各段参数，计算各段机翼的雷诺数reni，单位为107，再根据计算模型，计算全机的雷诺数能量损耗因子；其中SW是机翼参考面积。进一步的，全层流机翼构型飞机的吸气装置能量损耗因子Kz计算方法具体为：全层流机翼吸气装置能量损耗因子分高速与低速2部分，高速设计点的机翼吸气装置能量损耗因子Kzhs为机翼前缘后掠角能量损耗因子Kj与高速点的Kvhs、Kwhs、Krhs之和；低速设计点的机翼吸气装置能量损耗因子Kzls为机翼前缘后掠角能量损耗因子Kj与低速点的Kvls、Kwls、Krls之和。Kvhs、Kwhs、Krhs分别表示高速设计点的Kv、Kw和Kr；Kvls、Kwls、Krls分别表示低速设计点的Kv、Kw和Kr；Kxzhs是全层流机翼构型飞机高速设计点的能量修正因子；Kxzls是全层流机翼构型飞机低速设计点的能量修正因子；Kzhs是全层流机翼构型飞机高速设计点的吸气装置能量损耗因子；Kzls是全层流机翼构型飞机低速设计点的吸气装置能量损耗因子。本专利技术的优点是：本专利技术提供的计算模型精细全面，考虑了主要层流转戾敏感因素的影响。本专利技术将机翼吸气能量损耗因子计算分解成雷诺数能量损耗因子Kr、设计升力系数能量损耗因子Kw、机翼后掠角能量损耗因子Kj、速度能量损耗因子Kv与翼型能量损耗因子Ka五个分量，并根据CFD计算数据、风洞试验数据与飞行试验数据，采用拟合技术建立了相应的工程计算模型。为满足复杂构型机翼吸气能量损耗因子计算的精度，采用机翼展向分段，能量损耗因子分量逐段积分的数值算法。本专利技术提供的计算方法适用于构型复杂的混合层流机翼前缘吸气装置的功率需求论证、基于功率分布优化的吸气系统管路设计。为采用混合层流控制技术飞机的推重比设计，机翼构型优化设计提供技术支持。附图说明图1是本专利技术吸气能量损耗计算方法流程图；图2是本专利技术实施例的超音速飞机展向翼段分解示意图；图3是本专利技术实施例的段机翼主要构型参数图；图4是本专利技术实施例的机翼各段低速与高速设计点的雷偌数与使用升力系数图；图5是本专利技术实施例的高低速Kr、Kw与Kj能量损耗因子计算数据。具体实施方式本部分是本专利技术的实施例，用于解释和说明本专利技术的技术方案。一种全层流机翼构型飞机的吸气能量损耗工程计算方法，根据全层流机翼构型飞机设计的高速与低速2个设计点，计算高速设计点和低速设计点的能量损耗因子，该方法包括机翼展向翼段划分、机翼前缘后掠角能量损耗因子Kj计算方法、高低速设计点的速度能量损耗因子Kv计算方法、高低速设计点的使用升力能量损耗因子Kw计算方法、高低速设计点的雷诺数能量损耗因子Kr计算方法与全层流机翼构型飞机的吸气装置能量损耗因子Kz计算方法。机翼展向翼段划分的步骤为：对于构型复杂的机翼，仅用单一的雷诺数、使用升力系数、机翼前缘后掠角计算对应的能量损耗因子，无法准确计算获得全机的吸气装置能量损耗因子，因此在计算各能量损耗因子之前，应将机翼延展向分成n段，并给出各段机翼的机翼面积Si，平均气动弦长Ca，机翼前缘后掠角Λi，巡航使用升力系数CLi。具体是根据层流转戾影响敏感参数的差异，将机翼延展向分成n段。机翼后掠角能量损耗因子Kj计算方法为具体为：机翼前缘后掠角对机翼能量损耗影响显著，根据各段机翼的前缘后掠角与计算模型，计算机翼的前缘后掠角能量损耗因子，其中，SW是机翼参考面积。速度能量本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种全层流机翼构型飞机的吸气能量损耗工程计算方法，其特征在于，根据全层流机翼构型飞机设计的高速与低速2个设计点，计算高速设计点和低速设计点的能量损耗因子，该方法包括机翼展向翼段划分、机翼前缘后掠角能量损耗因子Kj计算方法、高低速设计点的速度能量损耗因子Kv计算方法、高低速设计点的使用升力能量损耗因子Kw计算方法、高低速设计点的雷诺数能量损耗因子Kr计算方法与全层流机翼构型飞机的吸气装置能量损耗因子Kz计算方法。/n

【技术特征摘要】
1.一种全层流机翼构型飞机的吸气能量损耗工程计算方法，其特征在于，根据全层流机翼构型飞机设计的高速与低速2个设计点，计算高速设计点和低速设计点的能量损耗因子，该方法包括机翼展向翼段划分、机翼前缘后掠角能量损耗因子Kj计算方法、高低速设计点的速度能量损耗因子Kv计算方法、高低速设计点的使用升力能量损耗因子Kw计算方法、高低速设计点的雷诺数能量损耗因子Kr计算方法与全层流机翼构型飞机的吸气装置能量损耗因子Kz计算方法。


2.根据权利要求1所述的一种全层流机翼构型飞机的吸气能量损耗工程计算方法，其特征在于，机翼展向翼段划分的步骤为：
将机翼延展向分成n段，并给出各段机翼的机翼面积Si，平均气动弦长Ca，机翼前缘后掠角Λi，巡航使用升力系数CLi。


3.根据权利要求2所述的一种全层流机翼构型飞机的吸气能量损耗工程计算方法，其特征在于，具体是根据层流转戾影响敏感参数的差异，将机翼延展向分成n段。


4.根据权利要求2所述的一种全层流机翼构型飞机的吸气能量损耗工程计算方法，其特征在于，机翼后掠角能量损耗因子Kj计算方法为具体为：



根据各段机翼的前缘后掠角与计算模型，计算机翼的前缘后掠角能量损耗因子，其中，SW是机翼参考面积。


5.根据权利要求2所述的一种全层流机翼构型飞机的吸气能量损耗工程计算方法，其特征在于，速度能量损耗因子Kv计算方法具体为：



速度能量损耗因子计算模型分为2个速度区域：0.65≥Ma≥0.95，0.95≤Ma≤2.1；当巡航马赫数Ma小于0.65，机翼速度能量损耗因子为零。


6.根据权利要求2所述的一种全层流机翼构型飞机的...

【专利技术属性】
技术研发人员：张声伟，张健，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61