一种层流控制飞机顶层参数设计方法技术

本发明专利技术属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种层流控制飞机顶层参数设计方法，输入数据包括飞机主要性能指标、机翼层流转戾控制目标与飞机主要布局参数；根据输入数据开展翼载荷优化设计、机翼吸气能量损耗计算与飞机气动力计算，利用计算所得的吸气能量损耗因子、层流控制状态的气动力与修正后的推重比约束方程绘制某一翼载荷范围内的所有推重比约束曲线，再将优化翼载荷带入约束方程组，计算获得推重比数组，取其中最大值作为层流控制飞机的推重比。本发明专利技术可减小其对飞机边界层层流转戾的不利影响，采用能量补偿法对推重比设计的相关约束函数进行修正，可支持层流控制飞机的机翼吸气系统功率需求论证，飞机减阻能力分析与发动机功率需求计算。

【技术实现步骤摘要】
一种层流控制飞机顶层参数设计方法
本专利技术属于航空飞行器设计
，涉及一种飞机参数设计方法，具体涉及一种层流控制飞机顶层参数设计方法。
技术介绍
层流控制是减小飞机飞行摩擦阻力最有效的技术之一，基于层流控制技术飞机的设计技术是当前高气动性能飞机设计研究的重点，其中翼载荷与推重比两项顶层参数设计是课题研究首要解决的问题。常规飞机的顶层参数设计由于没有考虑用于层流控制的机翼前缘吸气系统的能量损耗，其推重比设计约束函数无法用于层流控制飞机的推重比设计。常规飞机翼载荷设计为减阻，追求较大的翼载荷，导致巡航使用升力系数较大，大的使用迎角与升力系数会对飞机边界层层流转戾位置带来不利影响。“混合层流控制技术”与“全层流控制技术”均需在机翼前缘设计、安装吸气装置与吸气管路。吸气系统需要从发动机提取一定量的能量，这将导致用于推进飞机的动力减小。
技术实现思路
为了解决上述问题，本专利技术提供了一种层流控制飞机顶层参数设计方法，通过翼载荷优化设计，控制飞机巡航状态的使用迎角与使用升力系数，以减小其对飞机边界层层流转戾的不利影响，并且采用能量补偿法对推重比设计的相关约束函数进行修正。本专利技术的技术方案是：一种层流控制飞机顶层参数设计方法，输入数据包括飞机主要性能指标、机翼层流转戾控制目标与飞机主要布局参数；根据输入数据开展翼载荷优化设计、机翼吸气能量损耗计算与飞机气动力计算，利用计算所得的吸气能量损耗因子、层流控制状态的气动力与修正后的推重比约束方程绘制某一翼载荷范围内的所有推重比约束曲线，再将优化翼载荷带入约束方程组，计算获得推重比数组，取其中最大值作为层流控制飞机的推重比。进一步的，具体包括以下步骤：步骤一，根据输入数据计算飞机机翼吸气能量损耗，得到飞机机翼吸气能量损耗因子Kz；步骤二，计算层流控制飞机气动力，得到设计点的零升阻力系数与使用升阻比；步骤三，对翼载荷进行优化，得到飞机设计翼载荷ws；步骤四，建立推重比设计约束方程，得到多个状态下的推重比约束方程；步骤五，建立翼载荷数组，将翼载荷数组带入多个推重比约束方程中，得到多个推重比约束数组，再绘制顶层参数设计曲线，带入设计翼载荷，得到设计推重比TW。进一步的，步骤一的具体过程为：首先根据飞机主要构性参数建立气动力计算数字模型；然后给出各段机翼上、下翼面边界层转戾位置控制目标，即上翼面边界层转戾位置控制目标与下翼面边界层转戾位置控制目标最后计算飞机机翼吸气能量损耗因子Kz。进一步的，步骤二的具体过程为：基于数模与上翼面边界层转戾位置控制目标与下翼面边界层转戾位置控制目标采用CFD算法计算飞机的纵向气动力，给出层流控制飞机设计点的零升阻力系数与使用升阻比。进一步的，步骤三中，由于燃油的消耗，为比较不同状态下的翼载荷，在计算各状态的翼载荷时，扣除不同燃油重量的影响，根据航程指标hl为约束的任务燃油系数mry工程计算模型如下：mry＝0.48*10^-6*hl/kxh^2/w^2*(-hl*qxh+(hl^2*qxh^2+4.16*10^6.*kxh^2*w^2)^(0.5))*qxh上式中，qxh是航程中点的速压，kxh是巡航使用升阻比，w是起飞重量。进一步的，步骤三的具体步骤为：1)以层流转戾临界升力系数CLzl为约束的翼载荷wszl计算，计算模型如下：wszl＝0.5*rou*vxh^2*CLzl/9.8/kw上式中，kw为重量修正因子，层流转戾临界升力系数约束翼载荷计算以燃油消耗30％的飞机重量为计算重量，即kw＝1-0.3*mry；rou为飞行高度的大气密度，vxh是巡航速度。2)以着陆进场速度vap为约束的翼载荷wsland计算，计算模型如下：wsland＝cymaxland*vap^2/30.2/kw上式中，最大着陆重量wsland以燃油消耗65％的飞机重量为计算重量，cymaxland为飞机着陆构型最大升力系数；3)以最小平飞速度Vmin为约束的翼载荷wsvmin计算，计算模型如下：wsvmin＝0.5*1.225*0.85*cymax*Vmin^2/g/kw上式中，以燃油消耗5％的飞机重量为计算重量，cymax为0高度，0.26Ma飞机巡航构型的最大升力系数，最小平飞速度Vmin取1.15Vs，Vs为飞机95％燃油重量下的当量巡航失速速度。4)取上述3个翼载荷计算值的最小值为飞机设计翼载荷ws。进一步的，步骤四中，由于飞行速度、飞行高度对发动机的推力影响显著，为比较不同约束方程计算的推重比，将各约束工作状态下的推力转换为0高度，0.1Ma下的发动机推力。进一步的，步骤四的具体步骤为：首先，发动机动力转换因子计算模型如下：Ta1＝(1-0.32*Ma+0.4*Ma^2-0.01*Ma^3)*(rou/1.225)^0.85Ta2＝0.85(1-0.32*Ma+0.4*Ma^2-0.01*Ma^3)*(rou/1.225)^0.85Ta1为最大推力工作状态下的动力转换因子，Ta2为发动机额定工作状态下的动力转换因子，Ma为飞行马赫数，rou为飞行高度的大气密度；1)以起飞滑跑距离Lrun为约束的推重比TWrun计算，计算模型如下：TWrun＝((1+Kz)(1.15^2*ws/cymaxqf/Lrun/1.225+0.5*(3*f+1/Krun))/Ta1上式中，起飞构型的最大升力系数cymaxqf与零迎角升阻比Krun由气动力计算获得，f为跑道滚动摩擦系数，离地速度取1.15Vs，Kz为机翼吸气装置能量损耗因子；2)以单发失效爬升梯度vy/v为约束的推重比TWdf计算，飞机起飞状态，计算模型如下：TWdf＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*(kw*ny)^2*ws/q+vy/v+a/g)*ne/(ne-1)上式中，fk为起飞构型诱导阻力因子，a为加速度，cd0为起飞构型零升阻力系数，q为起飞爬升速压，重量修正因子kw值取1，ne为发动机数量，法向过载ny值取1；3)以最大平飞马赫数Mmo为约束的推重比TWmo计算，飞机巡航状态，计算模型如下：TWmo＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*kw^2*ws/q)上式中，fk为巡航构型诱导阻力因子，cd0为巡航构型零升阻力系数，q为最大平飞速压，重量修正因子kw值取1-0.5*mry；4)以升限Hmax为约束的推重比TWtop计算，发动机处于最大工作状态，计算模型如下：TWtop＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*kw^2*ws/q+1.5/v)上式中，升限的爬升率判定值vymin取1.5m/s，加速度为0；5)以机动过载要求nymax为约束的推重比TWny计算，发动机处于最大工作状态，计算模型如下：TWny＝本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种层流控制飞机顶层参数设计方法，其特征在于，输入数据包括飞机主要性能指标、机翼层流转戾控制目标与飞机主要布局参数；根据输入数据开展翼载荷优化设计、机翼吸气能量损耗计算与飞机气动力计算，利用计算所得的吸气能量损耗因子、层流控制状态的气动力与修正后的推重比约束方程绘制某一翼载荷范围内的所有推重比约束曲线，再将优化翼载荷带入约束方程组，计算获得推重比数组，取其中最大值作为层流控制飞机的推重比。/n

【技术特征摘要】
1.一种层流控制飞机顶层参数设计方法，其特征在于，输入数据包括飞机主要性能指标、机翼层流转戾控制目标与飞机主要布局参数；根据输入数据开展翼载荷优化设计、机翼吸气能量损耗计算与飞机气动力计算，利用计算所得的吸气能量损耗因子、层流控制状态的气动力与修正后的推重比约束方程绘制某一翼载荷范围内的所有推重比约束曲线，再将优化翼载荷带入约束方程组，计算获得推重比数组，取其中最大值作为层流控制飞机的推重比。


2.根据权利要求1所述的一种层流控制飞机顶层参数设计方法，其特征在于，具体包括以下步骤：
步骤一，根据输入数据计算飞机机翼吸气能量损耗，得到飞机机翼吸气能量损耗因子Kz；
步骤二，计算层流控制飞机气动力，得到设计点的零升阻力系数与使用升阻比；
步骤三，对翼载荷进行优化，得到飞机设计翼载荷ws；
步骤四，建立推重比设计约束方程，得到多个状态下的推重比约束方程；
步骤五，建立翼载荷数组，将翼载荷数组带入多个推重比约束方程中，得到多个推重比约束数组，再绘制顶层参数设计曲线，带入设计翼载荷，得到设计推重比TW。


3.根据权利要求2所述的一种层流控制飞机顶层参数设计方法，其特征在于，步骤一的具体过程为：首先根据飞机主要构性参数建立气动力计算数字模型；然后给出各段机翼上、下翼面边界层转戾位置控制目标，即上翼面边界层转戾位置控制目标与下翼面边界层转戾位置控制目标最后计算飞机机翼吸气能量损耗因子Kz。


4.根据权利要求3所述的一种层流控制飞机顶层参数设计方法，其特征在于，步骤二的具体过程为：基于数模与上翼面边界层转戾位置控制目标与下翼面边界层转戾位置控制目标采用CFD算法计算飞机的纵向气动力，给出层流控制飞机设计点的零升阻力系数与使用升阻比。


5.根据权利要求4所述的一种层流控制飞机顶层参数设计方法，其特征在于，步骤三中，由于燃油的消耗，为比较不同状态下的翼载荷，在计算各状态的翼载荷时，扣除不同燃油重量的影响，根据航程指标hl为约束的任务燃油系数mry工程计算模型如下：
mry＝0.48*10^-6*hl/kxh^2/w^2*(-hl*qxh+(hl^2*qxh^2+4.16*10^6.*kxh^2*w^2)^(0.5))*qxh
上式中，qxh是航程中点的速压，kxh是巡航使用升阻比，w是起飞重量。


6.根据权利要求5所述的一种层流控制飞机顶层参数设计方法，其特征在于，步骤三的具体步骤为：
1)以层流转戾临界升力系数CLzl为约束的翼载荷wszl计算，计算模型如下：
wszl＝0.5*rou*vxh^2*CLzl/9.8/kw
上式中，kw为重量修正因子，层流转戾临界升力系数约束翼载荷计算以燃油消耗30％的飞机重量为计算重量，即kw＝1-0.3*mry；
rou为飞行高度的大气密度，vxh是巡航速度。
2)以着陆进场速度vap为约束的翼载荷wsland计算，计算模型如下：
wsland＝cymaxland*vap^2/30.2/kw
上式中，最大着陆重量wsland以燃油消耗65％的飞机重量为计算重量，cymaxland为飞机着陆构型最大升力系数；
3)以最小平飞速度Vmin为约束的翼载荷wsvmin计算，计算模型如下：
wsvmin＝0.5*1.225*0.85*cymax*Vmin^2/g/kw
上式中，以燃油消耗5％的飞机重量为计算重量，cymax为0高度，0.26Ma飞机巡航构型的最大升力系数，最小平飞速度Vmin取1.15Vs，Vs为飞机95％燃油重量下的当量巡航失速速度。
4)取上述3个翼载荷计算值的最小值为飞机设计...

【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