一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模及其性能评估方法技术

本发明专利技术公开了一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模及其性能评估方法，包括：分别采用CFD和DATCOM气动仿真软件用于确定构型的变体飞行器的气动数据解算，得出在特定迎角、高度、马赫数等飞行条件下的气动系数；进一步通过MATLAB对所得到的不同翼尖折叠角度下的气动数据进行最小二乘拟合，得到各气动参数关于折叠角度的函数，从而得到飞行器的非线性模型。同时，在不同翼尖折叠角度下对飞行器的起飞、机动和降落三个阶段的气动性能进行分析评估，分析折叠翼尖对飞行器各飞行状态的气动性能的影响，以得到最佳的翼尖折叠策略，本发明专利技术建模及评估方法成本低、计算量小、准确度高。确度高。确度高。

【技术实现步骤摘要】
一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模及其性能评估方法


[0001]本专利技术属于变体飞行器建模和性能分析
，特别涉及一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模及其性能评估方法。

技术介绍

[0002]变体飞行器的变形方式、材料结构、气动特性以及控制方法是当前的研究热点。随着飞行任务需求的日益复杂化及多元化，固定翼飞行器已无法满足要求。变体飞行器能够大幅度改变其气动外形，进而获得更佳的气动性能，可满足长航时、多任务、复杂环境下的飞行任务要求。2018年，NASA依托展向自适应翼项目Spanwise Adaptive Wing Project(SAW)所设计的展向自适应折叠翼尖变体飞行器，是首款采用NiTiHf高温形状记忆合金(SMAs)代替传统的液压铰链执行机构，通过加热(冷却)形状记忆合金完成机翼翼尖的上翻(下折)动作的变体飞行器。目前，针对该种折叠翼尖变体飞行器的相关研究，尚属全新领域。
[0003]对变体飞行器进行建模时，需考虑变体飞行器的气动外形改变所带来的质心变化以及质量分布变化问题。现有技术的变体飞行器建模方法，主要有多刚体建模、柔性建模和参数建模等。例如，文献[1]“Modeling and flight control of large
‑
scale morphing aircraft”(T.M.Seigler,D.A.Neal,J.S.Bae.Journal of Aircraft,2012,44(4):1077
‑
>1087)将变体飞行器系统看成是一个多刚体系统以飞行器中的固定部分和变形部分进行划分，继而建立每个刚体部分的动力学方程，以完成对整个飞行器的动力学建模。类似地，文献[2]“Longitudinal linear parameter varying modeling and simulation of morphing aircraft”(T.Yue,L.Wang and J.Ai.Journal of Aircraft,2013,50(6):1673
‑
1681)针对折叠翼飞行器，基于动量矩定理，考虑飞行器质心偏移所产生的额外力矩以及偏移速度、加速度所产生的额外力，将其作为飞行器的力和力矩方程组的额外项以修正力和力矩方程组，并通过小扰动线性化方法获得了飞行器的LPV模型。
[0004]但是，上述现有的变体飞行器建模及评估方法仍具有局限性。首先，将变体飞行器看成是多刚体系统是一种假设，因而所建立的动力学模型不精确，难以准确描述变体飞行器的动力学特性；其次，飞行器的多个不同刚性部分存在耦合关系，在动力学建模时会导致状态之间的耦合，进而会造成求解上的困难。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于克服现有技术的缺陷，提供一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模及其性能评估方法，采用CFD和DATCOM气动仿真软件用于确定构型的变体飞行器的气动数据解算，可得出在特定迎角、高度、马赫数等飞行条件下的气动系数，并可进一步通过MATLAB进行气动数据的拟合，从而得到飞行器的非线性模型。同时，可在不同翼尖折叠角度下对飞行器的起飞、机动和降落三个阶段的气动性能进行评估，以得
到最佳的翼尖折叠策略，本专利技术建模及评估方法准确性高、计算量小。
[0006]为了解决上述技术问题，本专利技术采用以下技术方案。
[0007]本专利技术的一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模方法，包括以下步骤：
[0008]步骤1、给出折叠翼尖变体飞行器的基本外形参数；
[0009]步骤2、首先采用CFD对折叠翼尖变体飞行器的机翼部分进行三维建模，并计算不同翼尖折叠角度下飞行器的机翼部分所产生的气动系数，即升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数；同时，采用DATCOM计算升力系数对升降舵偏角的导数俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数并计算除机翼部分外的折叠翼尖变体飞行器整机的气动系数；由此，分别得到主要由机翼产生的气动系数和由除机翼部分外整个飞行器所产生的气动系数；
[0010]进一步地，在步骤2中，所述的采用CFD对折叠翼尖变体飞行器的机翼部分进行三维建模，并计算不同翼尖折叠角度下飞行器的机翼部分所产生的气动系数的过程包括：
[0011](2
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1)在三维建模软件SolidWorks中建立折叠翼尖变体飞行器机翼的3D模型；
[0012](2
‑
2)建立折叠翼尖变体飞行器的机翼网格模型：将在SolidWorks中建立的机翼3D模型导入Ansys软件中，进行布尔运算后，设定与来流方向一致的“inlet”面，其余面设定为“outlet”，在Workbench 18.0中进行折叠翼尖变体飞行器的非结构性网格划分，使用inflation方法对边界层进行细化处理，最后生成“.mesh”网格文件；
[0013](2
‑
3)对所建立的机翼3D模型进行气动解算：在解算之前首先给出计算范围：定义飞行器的飞行高度为H＝20m,200m,2000m；飞行器的飞行马赫数为Ma＝0.4；翼尖的折叠角度的变化范围为[0
°
,60
°
]；为减少计算量，减少所得数据的组数，选取0
°
,10
°
,20
°
,30
°
,40
°
,50
°
,60七个折叠角度进行计算；飞行器的迎角选择小迎角范围[
‑4°
,8
°
]，其中折叠角度为0
°
时为具有平直机翼的常规固定翼飞行器构型；
[0014](2
‑
4)将机翼折叠角度[0
°
,60
°
]情况下的7组构型的折叠机翼分别通过CFD进行数值模拟，分别得出飞行迎角从[
‑4°
,8
°
]共13组迎角所对应的气动系数，即升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数。
[0015]进一步地，在步骤2中，所述的采用DATCOM软件计算升力系数对升降舵偏角的导数俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数的过程包括：
[0016](2
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5)基于飞行器的基本参数，在DATCOM的输入文件中输入飞行器的相应参数；
[0017](2
‑
6)基于飞行器的翼型数据和外形参数，根据各个翼尖折叠角度下的飞行器构型，分别改变DATCOM输入文件中的相应参数，包括DATCOM的WGPLNF参数模块、不同翼尖折叠角度下的DATCOM输入参数；翼尖折叠主要影响DATCOM输入参数中的内外翼展长、机翼面积以及翼尖上反角，上述参数的详细定义依据DATCOM使用手册；然后，在DATCOM中得到折叠翼尖变体飞行器在不同折叠角度下的三维模型；
[0018](2
‑
7)针对折叠翼尖变体飞行器在本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、给出折叠翼尖变体飞行器的基本外形参数；步骤2、首先采用CFD对折叠翼尖变体飞行器的机翼部分进行三维建模，并计算不同翼尖折叠角度下飞行器的机翼部分所产生的气动系数，即升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数；同时，采用DATCOM计算升力系数对升降舵偏角的导数俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数并计算除机翼部分外的折叠翼尖变体飞行器整机的气动系数；由此，分别得到主要由机翼产生的气动系数和由除机翼部分外整个飞行器所产生的气动系数；步骤3、对步骤2采用CFD和DATCOM分别得到的机翼和整机的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行分析；步骤4、对机翼部分所产生的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数和除机翼外整个飞行器所产生的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行拟合，得到折叠翼尖变体飞行器的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数关于飞行器翼尖折叠角度δ的函数关系，进而得到升力、阻力以及俯仰力矩关于折叠角度δ的函数关系；步骤5、将折叠翼尖变体飞行器的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数关于飞行器翼尖折叠角度δ的函数关系式代入常规固定翼飞行器的非线性模型中，建立折叠翼尖变体飞行器关于折叠角度δ的纵向非线性模型。2.根据权利要求1所述的一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模方法，其特征在于，在步骤2中，所述的采用CFD对折叠翼尖变体飞行器的机翼部分进行三维建模，并计算不同翼尖折叠角度下飞行器的机翼部分所产生的气动系数的过程包括：(2
‑
1)在三维建模软件SolidWorks中建立折叠翼尖变体飞行器机翼的3D模型；(2
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2)建立折叠翼尖变体飞行器的机翼网格模型：将在SolidWorks中建立的机翼3D模型导入Ansys软件中，进行布尔运算后，设定与来流方向一致的“inlet”面，其余面设定为“outlet”，在Workbench 18.0中进行折叠翼尖变体飞行器的非结构性网格划分，使用inflation方法对边界层进行细化处理，最后生成“.mesh”网格文件；(2
‑
3)对所建立的机翼3D模型进行气动解算：在解算之前首先给出计算范围：定义飞行器的飞行高度为H＝20m,200m,2000m；飞行器的飞行马赫数为Ma＝0.4；翼尖的折叠角度的变化范围为[0
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,60
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]；为减少计算量，减少所得数据的组数，选取0
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,30
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七个折叠角度进行计算；飞行器的迎角选择小迎角范围[
‑4°
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]，其中折叠角度为0
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时为具有平直机翼的常规固定翼飞行器构型；(2
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4)将机翼折叠角度[0
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,60
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]情况下的7组构型的折叠机翼分别通过CFD进行数值模拟，分别得出飞行迎角从[
‑4°
,8
°
]共13组迎角所对应的气动系数，即升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数。3.根据权利要求1所述的一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模方法，其特征在于，在步骤2中，所述的采用DATCOM软件计算升力系数对升降舵偏角的导数俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数的过程包括：(2
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5)基于飞行器的基本参数，在DATCOM的输入文件中输入飞行器的相应参数；(2
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6)基于飞行器的翼型数据和外形参数，根据各个翼尖折叠角度下的飞行器构型，分
别改变DATCOM输入文件中的相应参数，包括DATCOM的WGPLNF参数模块、不同翼尖折叠角度下的DATCOM输入参数；翼尖折叠主要影响DATCOM输入参数中的内外翼展长、机翼面积以及翼尖上反角，上述参数的详细定义依据DATCOM使用手册；然后，在DATCOM中得到折叠翼尖变体飞行器在不同折叠角度下的三维模型；(2
‑
7)针对折叠翼尖变体飞行器在不同折叠角度下的三维模型，进行不同折叠角度下的气动力和气动系数计算；由此，使用MATLAB的Curve Fitting工具箱进行一次曲线拟合，可得升力系数对升降舵偏角的导数采用同样的方法进行曲线拟合，可得俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数4.根据权利要求1所述的一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模方法，其特征在于，所述步骤3的过程包括：基于飞行迎角从[
‑4°
,8
°
]共13组迎角所对应的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，得出相应的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数随迎角α的关系曲线、飞行器机翼产生的阻力系数随迎角α的变化关系曲线、飞行器机翼产生的俯仰力矩系数随迎角α的变化关系曲线，并分析翼尖折叠过程中整个飞行器产生的气动特性变化。5.一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动性能评估方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、给出折叠翼尖变体飞行器的基本外形参数和折叠翼尖飞行器机翼的基本参数；步骤2、首先采用CFD对折叠翼尖变体飞行器的机翼部分进行三维建模，并计算不同翼尖折叠角度下飞行器的机翼部分所产生的气动系数，即升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数；同时，采用DATCOM计算升力系数对升降舵偏角的导数俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数并计算除机翼部分外的折叠翼尖变体飞行器整机的气动系数；由此，分别得到了主要由机翼产生的气动系数和由除机翼部分外整个飞行器所产生的气动系数；步骤3、对步骤2采用CFD和DATCOM分别得到的机翼和整机的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行分析；步骤4、对机翼部分所产生的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数和除机翼外整个飞行器所产生的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行拟合，得到折叠翼尖变体飞行器的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数关于飞行器翼尖折叠角度δ的函数关系，进而得到升力、阻力以及俯仰力矩关于折叠角度δ的函数关系；步骤5、基于步骤4中得到的飞行器不同翼尖折叠角度下的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数的拟合结果，对折叠翼尖飞行器在不同翼尖折叠角度下的起飞性能、机动性能和降落性能进行分析，并基于此在不同飞行阶段选择最佳的折叠策略使得飞行器获得最佳的起飞、机动和降落性能；步骤6、对翼尖折叠过程中...

【专利技术属性】
技术研发人员：文利燕，杨杰，姜斌，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：