[发明专利]一种弹性飞机尾涡遭遇动响应分析方法

权利要求书

1.一种弹性飞机尾涡遭遇动响应分析方法，其特征在于所述的分析方法包括如下步骤：

步骤一，根据以下公式计算尾涡产生飞机在其后方诱导出的反旋转对称尾涡系的强度；

其中：Γ为尾涡的强度；m为飞机质量；n_z为飞机法向过载；b₀＝sB，为左右尾涡涡核的间距；B为翼展；s为翼型参数；

步骤二，根据Biot-Savart定律，结合尾涡穿越飞机空间轨迹和飞行姿态角，计算尾涡穿越飞机表面的诱导速度；；

步骤三，求解尾涡穿越飞机受到的尾涡非定常气动力；基于离散阵风非定常气动力计算思路，将阵风模态列用频域尾涡诱导速度列代替，阵风强度用1代替，发展弹性飞机尾涡非定常气动力计算方法，根据该计算方法求解尾涡穿越飞机受到的尾涡非定常气动力；

步骤四，根据尾涡穿越飞机结构动力学有限元模型和偶极子网格法，并根据步骤三中得到的尾涡非定常气动力建立弹性飞机尾涡遭遇气动弹性运动方程，采用频域方法求解弹性飞机尾涡遭遇频域动响应；

步骤五，根据步骤四中求解得到的弹性飞机尾涡遭遇频域动响应，采用傅里叶反变换求解弹性飞机尾涡遭遇时域动响应；

步骤六，根据步骤五中得到的弹性飞机尾涡遭遇时域动响应，采用模态位移法计算穿越飞机结构上的载荷动响应。

2.根据权利要求1所述的一种弹性飞机尾涡遭遇动响应分析方法，其特征为：步骤一中所述的翼型参数s与机翼形状有关，对于椭圆形机翼可取对于后掠翼，可以取0.75～0.80。