[发明专利]一种层流控制飞机顶层参数设计方法

权利要求书

1.一种层流控制飞机顶层参数设计方法，其特征在于，输入数据包括飞机主要性能指标、机翼层流转戾控制目标与飞机主要布局参数；根据输入数据开展翼载荷优化设计、机翼吸气能量损耗计算与飞机气动力计算，利用计算所得的吸气能量损耗因子、层流控制状态的气动力与修正后的推重比约束方程绘制某一翼载荷范围内的所有推重比约束曲线，再将优化翼载荷带入约束方程组，计算获得推重比数组，取其中最大值作为层流控制飞机的推重比；

具体包括以下步骤：

步骤一，根据输入数据计算飞机机翼吸气能量损耗，得到飞机机翼吸气能量损耗因子Kz；

步骤二，计算层流控制飞机气动力，得到设计点的零升阻力系数与使用升阻比；

步骤三，对翼载荷进行优化，得到飞机设计翼载荷ws；

步骤四，建立推重比设计约束方程，得到多个状态下的推重比约束方程；

步骤五，建立翼载荷数组，将翼载荷数组带入多个推重比约束方程中，得到多个推重比约束数组，再绘制顶层参数设计曲线，带入设计翼载荷，得到设计推重比TW；

步骤一的具体过程为：首先根据飞机主要构性参数建立气动力计算数字模型；然后给出各段机翼上、下翼面边界层转戾位置控制目标，即上翼面边界层转戾位置控制目标与下翼面边界层转戾位置控制目标最后计算飞机机翼吸气能量损耗因子Kz；

步骤二的具体过程为：基于数模与上翼面边界层转戾位置控制目标与下翼面边界层转戾位置控制目标采用CFD算法计算飞机的纵向气动力，给出层流控制飞机设计点的零升阻力系数与使用升阻比；

步骤三中，由于燃油的消耗，为比较不同状态下的翼载荷，在计算各状态的翼载荷时，扣除不同燃油重量的影响，根据航程指标hl为约束的任务燃油系数mry工程计算模型如下：

mry＝0.48*10^-6*hl/kxh^2/w^2*(-hl*qxh+(hl^2*qxh^2+4.16*10^6.*kxh^2*w^2)^(0.5))*qxh

上式中，qxh是航程中点的速压，kxh是巡航使用升阻比，w是起飞重量；

步骤三的具体步骤为：

1)以层流转戾临界升力系数CLzl为约束的翼载荷wszl计算，计算模型如下：

wszl＝0.5*rou*vxh^2*CLzl/9.8/kw

上式中，kw为重量修正因子，层流转戾临界升力系数约束翼载荷计算以燃油消耗30％的飞机重量为计算重量，即kw＝1-0.3*mry；

rou为飞行高度的大气密度，vxh是巡航速度；

2)以着陆进场速度vap为约束的翼载荷wsland计算，计算模型如下：

wsland＝cymaxland*vap^2/30.2/kw

上式中，最大着陆重量wsland以燃油消耗65％的飞机重量为计算重量，cymaxland为飞机着陆构型最大升力系数；

3)以最小平飞速度Vmin为约束的翼载荷wsvmin计算，计算模型如下：

wsvmin＝0.5*1.225*0.85*cymax*Vmin^2/g/kw

上式中，以燃油消耗5％的飞机重量为计算重量，cymax为0高度，0.26Ma飞机巡航构型的最大升力系数，最小平飞速度Vmin取1.15Vs，Vs为飞机95％燃油重量下的当量巡航失速速度；

4)取上述3个翼载荷计算值的最小值为飞机设计翼载荷ws；

步骤四中，由于飞行速度、飞行高度对发动机的推力影响显著，为比较不同约束方程计算的推重比，将各约束工作状态下的推力转换为0高度，0.1Ma下的发动机推力；

步骤四的具体步骤为：

首先，发动机动力转换因子计算模型如下：

Ta1＝(1-0.32*Ma+0.4*Ma^2-0.01*Ma^3)*(rou/1.225)^0.85

Ta2＝0.85(1-0.32*Ma+0.4*Ma^2-0.01*Ma^3)*(rou/1.225)^0.85

Ta1为最大推力工作状态下的动力转换因子，Ta2为发动机额定工作状态下的动力转换因子，Ma为飞行马赫数，rou为飞行高度的大气密度；

1)以起飞滑跑距离Lrun为约束的推重比TWrun计算，计算模型如下：

TWrun＝((1+Kz)(1.15^2*ws/cymaxqf/Lrun/1.225+0.5*(3*f+1/Krun))/Ta1

上式中，起飞构型的最大升力系数cymaxqf与零迎角升阻比Krun由气动力计算获得，f为跑道滚动摩擦系数，离地速度取1.15Vs，Kz为机翼吸气装置能量损耗因子；

2)以单发失效爬升梯度vy/v为约束的推重比TWdf计算，飞机起飞状态，计算模型如下：

TWdf＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*(kw*ny)^2*ws/q+vy/v+a/g)*ne/(ne-1)

上式中，fk为起飞构型诱导阻力因子，a为加速度，cd0为起飞构型零升阻力系数，q为起飞爬升速压，重量修正因子kw值取1，ne为发动机数量，法向过载ny值取1；

3)以最大平飞马赫数Mmo为约束的推重比TWmo计算，飞机巡航状态，计算模型如下：

TWmo＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*kw^2*ws/q)

上式中，fk为巡航构型诱导阻力因子，cd0为巡航构型零升阻力系数，q为最大平飞速压，重量修正因子kw值取1-0.5*mry；

4)以升限Hmax为约束的推重比TWtop计算，发动机处于最大工作状态，计算模型如下：

TWtop＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*kw^2*ws/q+1.5/v)

上式中，升限的爬升率判定值vymin取1.5m/s，加速度为0；

5)以机动过载要求nymax为约束的推重比TWny计算，发动机处于最大工作状态，计算模型如下：

TWny＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*(kw*nymax)^2*ws/q)

上式中，nymax为机动性能要求必须达到的法向过载值；

6)以最大爬升率vymax为约束的推重比TWvymax计算，发动机处于最大连续工作状态，计算模型如下：

TWvymax＝(1+Kz)(Wb/Ta2)*(q*cd0/ws/g+g*fk*ws/q+vymax/v)

上式中，vymax为爬升性能要求必须达到的最大爬升率；

步骤五具体为：

1)建立翼载荷数组wssz＝100:100:800；

2)将翼载荷数组带入步骤四得到的6个推重比设计约束方程，获得6个推重比约束数组；

3)根据翼载荷数组与上述6个推重比约束数组绘制顶层参数设计曲线；

4)将设计翼载荷带入步骤四得到的6个推重比设计约束方程，获得6个推重比，取其中最大值为设计推重比TW。