[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

说明书

技术领域

本发明涉及航空飞机机翼气动参数的计算方法，具体涉及一种适用于机翼气动参数分布实时计算的解耦算法。

背景技术

对于涡桨飞机来说，螺旋桨、发动机和飞机机身、机翼等各部分之间相互影响，耦合作用明显。传统的飞行控制系统一般是各个子系统分开设计的，对于这样的控制系统，当某一子系统达到最优状态时，其它子系统不一定是最优的，为了使整机性能达到最优，就必须对各个子系统进行综合控制即一体化控制。对于涡桨飞机这样特殊的结构，一体化控制显得尤为重要，然而想要实现一体化控制，螺旋桨-发动机-飞机一体化建模是必不可少的。由于螺旋桨滑流会改变机翼表面升阻系数的分布曲线，所以建立涡桨飞机一体化模型时不能简单的用一组升阻系数进行机翼气动性能的计算，需要将机翼进行单独建模，建立可以计算出每一时刻在耦合作用下机翼表面气动参数分布情况的机翼模型，并分析螺旋桨和机翼之间的耦合效应。

对于机翼的建模方法主要包括：升力线方法、升力面方法、涡格法以及面元法等等。Prandtl 升力线理论的发展为精确预测有限机翼表面的升力和诱导阻力提供了第一种解析方法，在升力线理论中，Prandtl假设有限翼展的每个翼型截面上的升力近似等于截面相同形状的无限翼展的截面上产生的升力。在这个假设中，在三维机翼的每个翼型截面上运用Kutta和Joukowski 的二维涡升定理将当地的气动力和涡环量关联起来。然而，为了确定气动力的方向，来流速度与尾涡引起的诱导速度的矢量和代替了Kutta-Joukowski定理中未受扰动的来流速度。对于展弦比大于4的直机翼，该理论的计算结果和实验数据具有很好的吻合度。Prandtl的升力线理论对于现代空气动力学和流体力学的发展有着深远的影响，直到现在还被广泛采用。然而，传统的升力线理论仅仅适用于无后掠角，无上反角的机翼。

针对传统升力线理论的缺陷，Phillips提出了一种数值的升力线方法，该方法可以用来计算任何位置和方向的升力面上的气动力和扭矩。该方法基于Prandtl原始的有限翼展模型，精确预测了后掠角、上反角、展弦比、外倾角和表面形状对机翼气动性能的影响。该方法的计算结果与实验数据以及CFD软件计算结果一致，精度高、计算成本低。该方法不仅适用于空气动力学的领域，还扩展到了流体力学领域，包括水翼、成熟的螺旋桨和控制面。与经典升力线理论不同的是该方法不需要对升力与攻角之间的线性性做出要求。因此，该方法可信度高，并考虑了失速的影响。然而该方法中涉及迭代过程，且迭代的数据量较大，计算速度慢，无法实现实时计算，不适用于螺旋桨-发动机-飞机一体化实时模型的计算。

由于机翼前方任何一个位置的气流发生变化都会影响到整个机翼上气动性能的分布，也就是说相互之间的耦合性很大，所以如果只是单纯的用升力线模型离线计算出的数据作成一个插值模型是不可能实现的，原因主要包括以下两点：

1.对于涡桨飞机来说，不同飞行状态下，螺旋桨后的气流状态不同，机翼前方来流速度的分布情况成千上万种，想要离线计算出可以包含所有工况下的气动特性是不可能完成的任务。

2.如果只是进行单纯的插值计算，插值维数会很高，维数太低不能保证插值的精度，维数太高，实现起来比较困难。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提出了一种适用于机翼气动参数分布实时计算的解耦算法，该解耦算法可以实现机翼上气动参数分布的实时计算，适用于螺旋桨-发动机-飞机一体化实时模型的建立。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

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的机翼升力线模型计算结果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；