[發(fā)明專利]一種飛機平尾區(qū)動能損失計算評估方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201810977464.6
• 申請日: 2018-08-27
• 公開（公告）號: CN109190232B
• 公開（公告）日: 2022-03-25
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 崔興達(dá);余雷;王子維;繆濤;江雄;余永剛;周鑄;龔誠
• 申請（專利權(quán)）人: 中國空氣動力研究與發(fā)展中心計算空氣動力研究所
• 主分類號: G06F30/23
• 分類號: G06F30/23;G06F30/15;G06F119/14
• 代理公司: 成都天既明專利代理事務(wù)所(特殊普通合伙) 51259
• 代理人: 李欽

本發(fā)明公開了一種飛機平尾區(qū)動能損失計算評估方法，主要由生成計算網(wǎng)格以及動能計算網(wǎng)格面、數(shù)值求解流場、計算平尾區(qū)通過網(wǎng)格面的來流動能和計算平尾區(qū)動能損失量等步驟組成，其中采用的著陸構(gòu)型飛機模型包括機身、增升裝置、發(fā)動機短艙、平尾和垂尾等部件；目的在于對基于數(shù)值計算得到的含飛機模型的流場數(shù)據(jù)，通過后處理插值計算方法得到流過飛機平尾前緣上游一定位置動能計算網(wǎng)格面上的所有來流動能，在相同來流攻角等條件下計算不含飛機模型的自由來流流場中動能計算網(wǎng)格面收集到的來流動能與含飛機模型的流場中動能計算網(wǎng)格面收集到的來流動能的差值，實現(xiàn)飛機平尾區(qū)動能損失計算評估。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及空氣動力計算領(lǐng)域，尤其是涉及一種飛機平尾區(qū)動能損失計算評估方法。

背景技術(shù)

在著陸構(gòu)型大飛機失速特性研究過程中，需要掌握不同來流攻角條件下機身、機翼、平尾等部件的氣動性能，其中平尾氣動性能是影響大飛機失速特性的重要因素之一。通常以平尾力矩特性表征平尾氣動性能，而平尾力矩特性可以通過數(shù)值計算或者試驗測量手段直接獲得。實際上，對于翼吊低平尾氣動布局形式的大飛機來說，當(dāng)飛機以較大攻角飛行時，平尾容易受到來自機翼尾跡攜帶的低能量分離渦的干擾作用，這將導(dǎo)致平尾處來流動能減小，從而影響平尾力矩特性，進(jìn)而影響飛機的起落性能和安全性。對于飛機平尾上游來流尾跡的測量，國內(nèi)外通常采用PIV方法和七孔探針等測量技術(shù)，這種方法和技術(shù)的不足之處在于：

PIV方法又稱粒子圖像測速法，主要測量空間流場的速度分布信息，但是無法得到來流空氣的密度和動能等信息，更不能對飛機平尾區(qū)動能損失情況進(jìn)行評估，而且設(shè)備昂貴，成本高；

七孔探針安裝在尾耙上可以測量平尾附近當(dāng)?shù)亓鲌龅乃俣却笮　⒎较蚣翱倝阂约办o壓等信息，卻無法測得平尾上游一定范圍內(nèi)來流尾跡的動能等信息，也不能評估飛機平尾區(qū)動能損失情況，而且七孔探針的設(shè)計和加工難度較大；

由于飛機平尾處來流動能是一定空間范圍內(nèi)所有來流氣體動能之和，目前沒有相關(guān)試驗設(shè)備或者數(shù)值計算方法直接進(jìn)行測量和計算動能，因此飛機平尾區(qū)動能變化情況并沒有受到人們的關(guān)注，而且工程上還沒有對飛機平尾區(qū)動能損失進(jìn)行定量計算評估的方法。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于對基于數(shù)值計算得到的含飛機模型的流場數(shù)據(jù)，通過后處理插值計算方法得到流過飛機平尾前緣上游一定位置動能計算網(wǎng)格面上的所有來流動能，在相同來流攻角等條件下計算不含飛機模型的自由來流流場中動能計算網(wǎng)格面收集到的來流動能與含飛機模型的流場中動能計算網(wǎng)格面收集到的來流動能的差值，實現(xiàn)飛機平尾區(qū)動能損失計算評估。

為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：

一種飛機平尾區(qū)動能損失計算評估方法，包括以下步驟：

步驟一：采用網(wǎng)格生成軟件對帶增升裝置和平尾的著陸構(gòu)型飛機模型生成含飛機模型的計算網(wǎng)格，對不含飛機模型的相同物理域空間生成不含飛機模型的計算網(wǎng)格；

步驟二：采用網(wǎng)格生成軟件在飛機部件增升裝置與平尾之間，生成一個用于計算來流動能的二維網(wǎng)格面，即動能計算網(wǎng)格面；

步驟三：在相同馬赫數(shù)和雷諾數(shù)條件下，針對某來流攻角條件，采用流場計算求解器分別對含飛機模型的計算網(wǎng)格和不含飛機模型的計算網(wǎng)格進(jìn)行流場數(shù)值求解，獲得該來流攻角條件下含飛機模型的流場數(shù)據(jù)和不含飛機模型的流場數(shù)據(jù)；

步驟四：采用后處理插值計算方法對含飛機模型的流場數(shù)據(jù)中動能計算網(wǎng)格面上的網(wǎng)格點進(jìn)行插值獲得網(wǎng)格面上網(wǎng)格微元的流場數(shù)據(jù)，然后計算得到通過動能計算網(wǎng)格面的所有來流動能，即某來流攻角條件下飛機平尾區(qū)來流動能；

步驟五：采用后處理插值計算方法對不含飛機模型的流場數(shù)據(jù)中動能計算網(wǎng)格面上的網(wǎng)格點進(jìn)行插值獲得網(wǎng)格面上網(wǎng)格微元的流場數(shù)據(jù)，然后計算得到通過動能計算網(wǎng)格面的所有來流動能；