[发明专利]一种适用于机翼气动参数分布实时计算的解耦算法

权利要求书

1.一种适用于机翼气动参数分布实时计算的解耦算法，其特征在于，在Prandtl的机翼升力线模型的基础上引入解耦参数σ，所述解耦参数σ的定义为σ＝α_induced/λ，式中，α_induced为诱导攻角，λ为压缩因子，Ma为马赫数；

所述解耦算法包括以下步骤：

步骤a：在机翼上选取若干个控制点；

步骤b：计算机翼前方来流条件均不发生扰动时机翼上各个控制点处的σ_n值；所述σ_n为机翼前方来流条件均不发生扰动时各个控制点处解耦参数σ_i组成的解耦参数向量；

步骤c：计算分别扰动时机翼上各个控制点处扰动后的值；所述为分别扰动，即机翼左右翼展的来流条件对称的情况下，机翼上第k_i个控制点处前方来流发生扰动，其余位置的来流条件保持不变时，机翼各个控制点处解耦参数σ_i组成的解耦参数向量；

步骤d：计算σ_d；所述σ_d为机翼左右翼展的来流条件对称的情况下，机翼上前方的来流条件同时发生扰动时各个控制点处解耦参数σ_i组成的解耦参数向量；

σ_d的计算公式为：

Δσ1=σd-σn≈Δσ2=(σk1-σn)+...+(σki-σn)+...+(σkm-σn)]]>

式中Δσ₁为σ_n与σ_d的差向量；Δσ₂为将机翼前方相同位置的气流进行分别扰动后计算出的解耦参数差向量叠加后的向量；

步骤e：计算有效攻角α_e；

α_e＝α-α_induced＝α-σ_d·λ_e≈α-σ_d·λ

式中，λ_e为有效的压缩因子，α为气流的来流攻角；

步骤f：在Prandtl的机翼升力线模型的基础上，根据α_e进行机翼气动性能的计算。