飞机尾部边界层抽吸电推进器设计参数评估方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种飞机尾部边界层抽吸电推进器设计参数评估方法及系统；所述方法包括：设定飞机巡航高度和巡航马赫数；获取不带尾部电推进器的飞机数模，完成飞机尾部机身的修型；设定尾部电推进器的轴向安装位置与其短舱直径，给定短舱几何及数模，结合上述过程组成带尾部推进器的飞机几何与数模；设定尾部电推进器的压比、电推进器效率；利用单独电推进器仿真，缩小压比数值范围；根据带尾部推进器的飞机输入参数，设置相关计算边界条件；更新迭代马赫数、尾部电推进器的轴向安装位置、短舱直径和尾部电推进器的压比，重复上述过程，开展仿真计算并根据计算结果。实现了飞机机身与尾部边界层抽吸电推进器的一体化耦合计算与分析。与分析。与分析。

【技术实现步骤摘要】
飞机尾部边界层抽吸电推进器设计参数评估方法及系统


[0001]本专利技术属于混合动力电推进
，具体涉及一种飞机尾部边界层抽吸电推进器设计参数评估方法及系统。

技术介绍

[0002]为实现更高效、更环保、更绿色、更低碳的发展要求，商用飞机正朝着混合动力的方向发展。在混合动力飞机中，燃油化学能、电能共同为飞机飞行提供源动力，在此基础上将混合动力技术与边界层抽吸技术相结合，可在能源和气动两方面实现收益，提升飞机经济性。采用混合动力可使推进器的布置更为灵活，通过在飞机尾部布置电推进器，使电推进器抽吸飞机尾部机身边界层低速流体，一方面可有效降低飞机的尾迹亏损，提高飞机推进效率、功推比，降低能量消耗；另一方面，通过尾部机身与电推进器优化设计，合理组织流场，可降低飞机尾部机身的气动阻力。相关文献表示混合动力与边界层抽吸技术，将使飞机轮档燃油降低5～12％。
[0003]虽然有多篇相关文献及资料都提及了边界层抽吸技术对飞机设计的有益贡献，但尚没有一个成熟的边界层抽吸技术应用于飞机设计的设计方法。

技术实现思路

[0004]本专利技术所要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，提供一种飞机尾部边界层抽吸电推进器设计参数评估方法及系统。
[0005]为实现上述技术目的，本专利技术采取的技术方案为：
[0006]飞机尾部边界层抽吸电推进器设计参数评估方法，所述方法包括如下步骤：
[0007]步骤一：设定飞机巡航高度和巡航马赫数Ma；
[0008]步骤二：在步骤一设定的飞机巡航高度和巡航马赫数Ma下，获取不带尾部电推进器的飞机数模，完成飞机尾部机身的修型；
[0009]步骤三：设定尾部电推进器的轴向安装位置x与其短舱直径D，给定短舱几何及数模，结合步骤二组成带尾部推进器的飞机几何与数模；所述短舱直径利用飞机擦地角、机身边界层厚度约束缩小直径数值范围；
[0010]步骤四：设定尾部电推进器的压比π、电推进器效率η；利用单独电推进器仿真，缩小压比数值范围；
[0011]步骤五：根据带尾部推进器的飞机输入参数，设置相关计算边界条件，开展飞机气动仿真计算，实现尾部电推进器与飞机的一体化耦合计算；
[0012]步骤六：更新迭代马赫数Ma、尾部电推进器的轴向安装位置x、短舱直径D和尾部电推进器的压比π，重复步骤一至步骤五，开展仿真计算并根据计算结果，进行计算数据处理，提取带尾部推进器的飞机的沿轴向方向的合力，电推进器的推力、电功率，并计算推进机身的功推比、效率因子，评估飞机性能；
[0013]步骤七：获取优化后的的马赫数Ma、尾部电推进器的轴向安装位置x、短舱直径D和
尾部电推进器的压比π，实现飞机、尾部电推进器设计参数优化。
[0014]优选地，所述步骤五中输入参数包括几何与数模、巡航高度、巡航马赫数Ma、电推进器压比π和短舱直径D。
[0015]优选地，当飞机机身为桶状时所述步骤一初始参数设定为飞机巡航高度35000ft、巡航马赫数0.785。
[0016]优选地，所述步骤二中修型表示对飞机尾部外形进行优化。
[0017]优选地，所述步骤三中尾部电推进器的轴向安装位置x满足公式：
[0018]x＝[x
min
，x
max
][0019]式中x
min
表示在当前约束下尾部电推进器的轴向安装位置x可安装的最靠前的位置；式中x
max
表示在当前约束下尾部电推进器的轴向安装位置x可安装的最靠后的位置；
[0020]利用飞机擦地角、机身边界层厚度约束，获得最大短舱直径D
max
，满足公式：
[0021]D
max
＝mim(D
angle
，D
bl
)
[0022]式中，D
angle
为满足飞机起飞擦地角的最大短舱直径，D
bl
为电推进器进口前方的机身边界层厚度，最大短舱直径D
max
为D
angle
与D
bl
间的较小值；最小短舱直径D
min
，满足公式：
[0023]D
min
＝a*D
bl
+D
fuselage
[0024]其中D
fuselage
为尾部电推进器安装位置处的尾部机身直径，a为系数，此处选取为0.3；
[0025]尾部电推进器的短舱数模利用翼吊发动机短舱数模经过尺寸缩放得到；结合步骤二组成带尾部推进器的飞机数模。
[0026]优选地，所述步骤四中尾部电推进器的效率η选择范围约束在0.85～0.95之间，利用单独电推进器仿真，获得推进器压比π与推功比R
TP
的关系，缩小压比数值范围，压比选择范围约束在1.2～1.4之间；功推比计算满足公式：
[0027]R
TP
＝F/P
[0028]式中，F为电推进器的推力，P为产生该推力消耗的电功率。
[0029]优选地，所述步骤五中尾部电推进器与飞机的一体化耦合计算过程包括：
[0030]步骤1：根据飞机巡航高度、电推进器效率η，设置一组巡航马赫数Ma、电推进器安装轴向位置x、电推进器压比π、短舱直径D，组成输入变量组Variable_Input；
[0031]Variable_Input＝[Ma，x，π，D][0032]步骤2：根据带尾部推进器的飞机数模，划分数值计算网格，建立计算域与控制体，设置数值计算边界条件，结合输入变量组Variable_Input，开展尾部电推进器与飞机的一体化耦合仿真计算；
[0033]仿真计算中，仿真维度为2维或3维。
[0034]优选地，所述步骤六所述的提取带尾部推进器的飞机的沿轴向方向的合力，电推进器的推力、电功率，并计算推进机身的功推比R
TP
、推进机身效率因子f
η_PF
，以功推比R
TP
、推进机身效率因子f
η_PF
为优化目标，以电推进器电功率为约束参数，获得使推进机身性能优化的飞行马赫数、轴向安装位置、短舱直径、压比数值范围，满足如下公式：
[0035](R
TP
，f
η_PF
)＝f
optimization
(Ma，x，D，π)
[0036]式中R
TP
表示推进机身的功推比，f
η_PF
表示推进机身效率因子，Ma表示巡航马赫数、x表示电推进器安装轴向位置、π表示电推进器压比、D表示短舱直径。
[0037]本申请还公开了一种飞机尾部边界层抽吸电推进器设计参数评估系统，所述系统包括存储器、处理器，所述存储器内储存有上述评估方法可执行程序，所述处理器运行所述存储器内储存的可执行程序。
[0038]本专利技术具有以下有益效果：...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.飞机尾部边界层抽吸电推进器设计参数评估方法，其特征在于：所述方法包括如下步骤：步骤一：设定飞机巡航高度和巡航马赫数Ma；步骤二：在步骤一设定的飞机巡航高度和巡航马赫数Ma下，获取不带尾部电推进器的飞机数模，完成飞机尾部机身的修型；步骤三：设定尾部电推进器的轴向安装位置x与其短舱直径D，给定短舱几何及数模，结合步骤二组成带尾部推进器的飞机几何与数模；所述短舱直径利用飞机擦地角、机身边界层厚度约束缩小直径数值范围；步骤四：设定尾部电推进器的压比π、电推进器效率η；利用单独电推进器仿真，缩小压比数值范围；步骤五：根据带尾部推进器的飞机输入参数，设置相关计算边界条件，开展飞机气动仿真计算，实现尾部电推进器与飞机的一体化耦合计算；步骤六：更新迭代马赫数Ma、尾部电推进器的轴向安装位置x、短舱直径D和尾部电推进器的压比π，重复步骤一至步骤五，开展仿真计算并根据计算结果，进行计算数据处理，提取带尾部推进器的飞机的沿轴向方向的合力，电推进器的推力、电功率，并计算推进机身的功推比、效率因子，评估飞机性能；步骤七：获取优化后的的马赫数Ma、尾部电推进器的轴向安装位置x、短舱直径D和尾部电推进器的压比π，实现飞机、尾部电推进器设计参数优化。2.根据权利要求1所述的飞机尾部边界层抽吸电推进器设计参数评估方法，其特征在于：所述步骤五中输入参数包括几何与数模、巡航高度、巡航马赫数Ma、电推进器压比π和短舱直径D。3.根据权利要求1所述的飞机尾部边界层抽吸电推进器设计参数评估方法，其特征在于：当飞机机身为桶状时所述步骤一初始参数设定为飞机巡航高度35000ft、巡航马赫数0.785。4.根据权利要求1所述的飞机尾部边界层抽吸电推进器设计参数评估方法，其特征在于：所述步骤二中修型表示对飞机尾部外形进行优化。5.根据权利要求1所述的飞机尾部边界层抽吸电推进器设计参数评估方法，其特征在于：所述步骤三中尾部电推进器的轴向安装位置x满足公式：x＝[x
min
，x
max
]式中x
min
表示在当前约束下尾部电推进器的轴向安装位置x可安装的最靠前的位置；式中x
max
表示在当前约束下尾部电推进器的轴向安装位置x可安装的最靠后的位置；利用飞机擦地角、机身边界层厚度约束，获得最大短舱直径D
max
，满足公式：D
max
＝mim(D
angle
，D
bl
)式中，D
angle
为满足飞机起飞擦地角的最大短舱直径，D
bl
为电推进器进口前方的机身边界层厚度，最大短舱直径D
max
为D
angle
与D
bl
间的较小值；最小短舱直径D
...

【专利技术属性】
技术研发人员：周桥，康元丽，回彦年，昌中宏，
申请(专利权)人：中国商用飞机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：