[發(fā)明專利]有滑流影響修正的渦槳動力飛機推阻體系與性能分析方法

有效

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• 申請日: 2021-01-08
• 公開（公告）號: CN112560191B
• 公開（公告）日: 2022-06-17
• 發(fā)明（設計）人: 陶洋;吳以婷;袁正中;熊能;程志航;達興亞;王曉冰;廖曉林;鄧吉龍;李陽
• 申請（專利權）人: 中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/28;G06F119/14
• 代理公司: 北京中濟緯天專利代理有限公司 11429
• 代理人: 王丹

本發(fā)明公開了一種有滑流影響修正的渦槳動力飛機推阻體系與性能分析方法。該分析方法通過推力計算系統(tǒng)計算飛機的可用推力；通過阻力計算系統(tǒng)計算飛機的實際阻力；通過數(shù)值仿真或帶動力模型試驗，獲取螺旋槳滑流影響量，分別對飛機推力、阻力進行滑流影響修正；通過修正后的推力、阻力并結合飛機重量等參數(shù)計算飛機飛行性能；通過典型渦槳動力飛機飛行參數(shù)辨識結果，修正推力、阻力計算系統(tǒng)；通過實際飛行性能與基于風洞試驗或CFD數(shù)據(jù)的性能計算結果的關聯(lián)性分析，改進優(yōu)化渦槳動力飛機推阻體系與性能分析方法的可靠性。該分析方法是基于多手段融合、全面考慮滑流對飛機氣動力和螺旋槳效率影響修正、適用于不同渦槳布局飛機的通用性能分析方法。

技術領域

本發(fā)明屬于飛行器設計領域，具體涉及一種有滑流影響修正的渦槳動力飛機推阻體系與性能分析方法。

背景技術

渦輪螺旋槳動力系統(tǒng)是把活塞式或渦輪螺旋槳式（簡稱渦槳）發(fā)動機功率輸出軸上的機械能轉化為飛機前進動力的推進器。從能量觀點來看，渦輪螺旋槳動力系統(tǒng)是一種能耗較小而效率較高的推進器，具有優(yōu)良的中低速燃油經(jīng)濟性，為許多運輸飛機和通用飛機所采用，這類飛機統(tǒng)稱為渦槳動力飛機。按照渦輪螺旋槳動力系統(tǒng)在渦槳動力飛機上的布置形式，渦槳動力飛機主要分為拉進式（發(fā)動機安裝于機身頭部或機翼前緣）和推進式（發(fā)動機安裝于機身尾部或機翼后緣）兩大類。

渦槳動力飛機的渦槳發(fā)動機具有起飛拉力系數(shù)大、巡航狀態(tài)經(jīng)濟效率高等優(yōu)點，至今仍在馬赫數(shù)低于0.6的低亞聲速飛機（如國產的Y-7、Y-8、Y-12、MA600和AG600等系列飛機）上廣泛使用。渦槳動力飛機的顯著特點是渦槳發(fā)動機對飛機的氣動特性有較大的影響，在起飛和復飛等低速構型、大拉力系數(shù)工況下影響尤為明顯。

具體而言，渦槳動力飛機的螺旋槳滑流對下游部件如機身、機翼、增升裝置和尾翼的流動會產生較大的影響，其中螺旋槳滑流的旋轉效應還會影響飛機的偏航和滾轉特性。采用對轉渦槳發(fā)動機可以緩解螺旋槳滑流的旋轉效應，例如空客A400M運輸機。但是，對轉渦槳發(fā)動機會增加發(fā)動機研制和使用維護成本，目前雙發(fā)和多發(fā)渦槳動力飛機大都采用同向旋轉的發(fā)動機和螺旋槳，因此，螺旋槳滑流的旋轉效應不能相互平衡，這就要求在渦槳動力飛機設計中重點考慮螺旋槳滑流的旋轉效應，尤其是在側風起降、飛機側滑、滾轉等非對稱飛行狀態(tài)，滑流的旋轉效應更加不容忽視。

優(yōu)良的起降性能、兼顧低速任務與高速巡航始終是渦槳動力飛機追求的主要指標，這對渦槳動力飛機的動力裝置和氣動力設計提出了很高要求，需要在動力性能、氣動布局與噪聲要求之間取得折衷、平衡。因此，亟需在分析認識渦槳動力飛機螺旋槳滑流效應與飛機氣動力相互干擾影響的基礎上，發(fā)展一種有滑流影響修正的渦槳動力飛機推阻體系與性能分析方法，提高新研渦槳動力飛機性能分析的可靠性和工程實用性。

發(fā)明內容

本發(fā)明所要解決的技術問題是提供一種有滑流影響修正的渦槳動力飛機推阻體系與性能分析方法。

本發(fā)明的有滑流影響修正的渦槳動力飛機推阻體系與性能分析方法，對于推進式布局為推力，對于拉進式布局為拉力，為方便描述，統(tǒng)稱為推力；所述的分析方法包括以下步驟：

a.通過渦槳動力飛機的推力計算系統(tǒng)計算渦槳動力飛機的可用推力：首先，從發(fā)動機的標準凈推力中扣除引氣損失和功率提取損失；其次，對于拉進式渦槳動力飛機，進行機身及機翼阻塞效應對螺旋槳效率和推力的影響修正，對于推進式渦槳動力飛機，進行機體邊界層及尾跡對螺旋槳效率和推力的影響修正，獲得發(fā)動機的安裝凈推力；最后，對安裝凈推力進行大氣環(huán)境影響修正，獲得發(fā)動機的可用推力；

b.通過渦槳動力飛機的阻力計算系統(tǒng)計算渦槳動力飛機的實際阻力：首先，通過渦槳動力飛機模型的氣動力計算或試驗結果，建立渦槳動力飛機模型的初始氣動數(shù)據(jù)庫；其次，基于初始氣動數(shù)據(jù)庫，計算渦槳動力飛機無動力參考狀態(tài)的最小阻力系數(shù)、升力系數(shù)、最小阻力狀態(tài)對應的升力系數(shù)和誘導阻力因子，擬合成渦槳動力飛機參考狀態(tài)的極曲線；