[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

摘要

本发明公开了一种适用于机翼气动参数分布实时计算的解耦算法，该算法在机翼升力线模型计算结果的基础上引入一个新的解耦参数σ，所述解耦参数σ的定义为σ＝αinduced/λ，式中，αinduced为诱导攻角，λ为压缩因子，Ma为马赫数，从而获得一个经验公式，基于经验公式进行解耦算法的设计，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。

主权项

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＝αinduced/λ，式中，αinduced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σn值；所述σn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σi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ki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σi组成的解耦参数向量；步骤d：计算σd；所述σd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σi组成的解耦参数向量；σd的计算公式为：Δσ1=σd-σn≈Δσ2=(σk1-σn)+...+(σki-σn)+...+(σkm-σn)]]>式中Δσ1为σn与σd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αe；αe＝α‑αinduced＝α‑σd·λe≈α‑σd·λ式中，λe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αe进行机翼气动性能的计算。