[發明專利]一種外吹式襟翼布局飛機動力增升效果評估方法

有效

• 申請號: 201811305844.1
• 申請日: 2018-11-02
• 公開（公告）號: CN109614644B
• 公開（公告）日: 2023-03-14
• 發明（設計）人: 張聲偉
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/28;G06F119/14
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 杜永保

1.一種外吹式襟翼布局飛機動力增升效果評估方法，其特征在于：包括以下步驟：

步驟1：建立動力增升飛機性能計算模型；

包括以下步驟：

步驟1.1：計算飛機地面滑跑距離L₁，計算公式如下：

式中，W為飛機起飛重量，v為飛機運動真空速，T_LX1、T_DX1為飛機地面滑跑階段發動機噴流對襟翼流場改變所產生的升力增量與阻力增量，q為速壓，S為機翼參考面積，C_L、C_D分別為飛機起飛構型無動力狀態下的升力系數與阻力系數，S_QX為離地速度點的速壓噴流修正因子，μ為滾動摩擦系數，C_LB為發動機噴流改變增升裝置當地迎角所產生的升力系數變化，g為重力加速度，v_r為飛機抬前輪速度；

步驟1.2：計算飛機抬前輪至離地之間的滑跑距離L₂，計算公式如下：

式中，T_LX2、T_DX2為飛機抬前輪到離地前階段發動機噴流對襟翼流場改變所產生的升力增量與阻力增量，v_lof為飛機的離地速度；

步驟1.3：計算離地至距地面10.1米高度飛行距離L₃，計算公式如下：

式中，T為起飛推力，η_j為推進效率因子，α為迎角，θ_j是噴流偏轉后相對于機身構造平面的夾角，θ為起飛爬升航跡角，E為發動機噴流變化修正系數，C_DB為發動機噴流改變增升裝置當地迎角所產生的阻力系數變化，v₂為飛機起飛安全高度速度；

步驟1.4：計算飛機的起飛距離L_runto，計算公式如下：

L_runto＝L₁+L₂+L₃；

步驟2：性能積分特征速度的計算；

步驟2所述的性能積分特征速度的計算，所述的特征速度包括v_r，v_lof，v₂，計算過程包括以下步驟：

步驟2.1：給出初始速度Vcp；

步驟2.2：計算推力系數C_T，

步驟2.3：計算初始速度Vcp對應的飛機起飛構型氣動力數據Aero_cp，

步驟2.4：計算飛機失速速度v_s；

步驟2.5：計算飛機離地速度v_lof；

步驟2.6：計算并判斷離地速度v_lof對應的升力L_{_lof}是否大于飛機起飛重量，同時計算并判斷初始速度Vcp與飛機離地速度v_lof相對差量是否小于1％，如果v_lof對應的升力L_{_lof}小于飛機起飛重量，且初始速度Vcp與飛機離地速度v_lof相對差量大于1％，調整初始速度Vcp，重復步驟2～步驟6；如果v_lof對應的升力L_{_lof}大于飛機起飛重量，且初始速度Vcp與飛機離地速度v_lof相對差量小于1％，將給出的初始速度Vcp賦值給飛機離地速度v_lof；

步驟2.7：將氣動力數據Aero_cp賦值給基準氣動數據Aero_bs；

步驟2.8：計算v_r及v₂，計算公式為：v_r＝1.05v_s v_lof＝1.15v_s v₂＝1.2v_s；

步驟3：建立非基準速度點氣動力增量修正模型；

包括以下步驟：

步驟3.1：計算動力影響產生的升力系數增量ΔC_L與阻力系數增量ΔC_D；

ΔC_L＝C_T(K_Lbθ+K_Lpush)+C_LbαΔC_D＝C_T(K_Dbθ+K_Dpush)+C_Dbα

式中，K_Lbθ是襟翼偏轉角擾動產生的升力系數增量計算因子，K_Lpush是發動機噴流打在襟翼上產生的升力系數增量計算因子，C_Lbα是與推力系數無關的升力系數增量計算因子，K_Dbθ襟翼偏轉角擾動產生的阻力系數增量計算因子，K_Dpush是發動機噴流打在襟翼上產生的阻力系數增量計算因子，C_Dbα是與推力系數無關的阻力系數增量計算因子；

步驟3.2：計算升力增量ΔL，計算公式如下：

ΔL＝T(K_Lbθ+K_Lpush)+qSC_Lbα；

步驟3.3：將升力增量ΔL對速度求導，求導公式為：

；

步驟3.4：當速度由v_i變為v_i+1時，計算升力增量ΔL的變化量ΔLv_i+1，計算公式如下：

式中，v_i、v_i+1是性能積分中的兩個相鄰速度點；

步驟4：根據步驟3的氣動力增量修正模型完成非基準速度點氣動力的計算；

步驟5：完成飛機起飛距離的計算；

步驟6：根據步驟5計算結果，評估飛機動力增升效果。