CN111651833B - 一种旋转类飞行器流场分析方法及*** - Google Patents

一种旋转类飞行器流场分析方法及*** Download PDF

Info

Publication number
CN111651833B
CN111651833B CN202010394081.3A CN202010394081A CN111651833B CN 111651833 B CN111651833 B CN 111651833B CN 202010394081 A CN202010394081 A CN 202010394081A CN 111651833 B CN111651833 B CN 111651833B
Authority
CN
China
Prior art keywords
aerodynamic force
equivalent
aircraft
component
state
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202010394081.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111651833A (zh
Inventor
唐海敏
�田�浩
张宏俊
王波兰
鲍然
伍彬
廖欣
傅建明
付昊
张树海
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Institute of Electromechanical Engineering
Original Assignee
Shanghai Institute of Electromechanical Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Institute of Electromechanical Engineering filed Critical Shanghai Institute of Electromechanical Engineering
Priority to CN202010394081.3A priority Critical patent/CN111651833B/zh
Publication of CN111651833A publication Critical patent/CN111651833A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111651833B publication Critical patent/CN111651833B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2113/00—Details relating to the application field
    • G06F2113/08—Fluids
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Computing Systems (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明提供了一种旋转类飞行器流场分析方法及***，包括：沿周向扫描子午面，选定瞬时气动力与等效气动力变化规律一致的子午面为等效状态；分析每个部件对整体气动力的贡献度；选取贡献度最大的部件，沿预设方向均匀选取预设积分长度，对每个积分长度内的物面进行压力积分，得到小单位的气动力，全部小单位气动力形成分布规律；等效状态的整体涡流场结合动态整体涡流场，得到贡献度最大部件涡系与其他部件涡系的相互作用情况；根据贡献度最大部件的涡流场和压力分布，运用气动定理，对涡流场、表面压力分布、小单位气动力分布和部件气动力进行闭环分析。本发明利用变化规律一致选取等效状态提前降低设计风险，减少设计迭代次数，缩短研制周期。

Description

一种旋转类飞行器流场分析方法及***
技术领域
本发明涉及气动设计技术领域，具体地，涉及一种旋转类飞行器流场分析方法及***。
背景技术
对于绕自身体轴不停自转的旋转类飞行器，旋转引起的马格努斯效应给飞行品质带来重要影响，严重时会导致飞行试验失败。这些飞行风险，在地面仿真时，由于预测手段能力限制，难以充分暴露。为了从机理层面认识这个问题，从设计层面彻底解决这个问题，必须对旋转类飞行器流场进行充分的分析。
一般地，流场分析可以沿着流场细节(如：涡、流线和压力分布等)——部件气动力——整体气动力三个环节来回往复地进行闭环分析。不同于其他飞行器的是，旋转类飞行器在飞行力学方程中输入的气动力不是当前瞬态的气动力，而是周期等效气动力，其与多个瞬态状态相关，但又不是某一个特定瞬态的状态。按原来的流程来分析，存在一个无法跨越的问题：等效气动力对应的等效状态如何选取。只有对气动力变化的流场机理进行充分分析，才能有效解释旋转类飞行器额外需要关注的马格努斯效应其产生的机理，从而获取减小甚至消除其不利影响的设计方法，以确立动稳定外形设计边界，降低飞行器研制中的设计风险和迭代次数，有效缩短研制周期。
专利文献CN110287505A(申请号：201910212456.7)公开了一种飞行器稳定性分析方法，依据飞行器的外形建立空间网格，并对飞行器的选定状态进行定常流场计算，得到气动力系数和系数矩阵；获得飞行器的模态频率和振型；计算流场物面的振型；根据飞行器的结构特征设计模态训练信号；得到飞行器的弹性振动表达公式；得到各模态的广义气动力模型；得到离散空间内的气动力状态方程；提取出不同减缩频率的广义气动力模型；得到气动/结构/控制耦合的闭环***运行方程；将闭环***运行方程转换为传递函数，并进行稳定性分析，从而对飞行器稳定性进行分析。一种飞行器稳定性分析方法主要分析的是飞行器的弹性变形进入到对控制***的影响，即飞行器结构弹性对力的反应；而本发明通过对流场的分析，提前降低飞行器设计风险，减少设计迭代次数，缩短研制周期。
专利文献CN106682262B(申请号：201611039302.5)公开了一种获取飞行器流场的数值模拟方法，采用基于非结构直角网格的间断Galerkin方法来求解流场，采用四叉树结构的直角网格将待求解的流场区域离散成网格的集合；对于每个四边形网格，利用双线性坐标变换，将目前物理坐标系下每个网格映射到计算坐标系下一个规则网格上，获得标准正方形网格；通过数值计算获得计算坐标系下单元内守恒变量；确定物理坐标系下每个网格的上面、下面、左面和右面；根据单元交界面左右变量的差别，构造了间断探测器；将每个网格内的守恒变量在离散网格上进行流场显示，获得流场分布。一种获取飞行器流场的数值模拟方法主要提供流场的计算方法；而本申请是在流场计算结果的基础上做深入的分析，从而结合实际应用，可用于分析影响旋转类飞行器关键飞行品质的马格努斯效应的产生机理和规律，获得旋转类飞行器动稳定外形设计边界。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种旋转类飞行器流场分析方法及***。
根据本发明提供的一种旋转类飞行器流场分析方法，包括：
等效步骤：沿周向扫描子午面，选定瞬时气动力与等效气动力变化规律一致的子午面状态作为等效状态；
贡献度计算步骤：在等效状态下，分析飞行器的每个部件对整体气动力的贡献度；
小单位气动力分布步骤：选取贡献度最大的部件，沿预设方向均匀地选取预设大小的积分长度，对每个积分长度内的物面进行压力积分，得到小单位的气动力，全部的小单位气动力形成分布规律；
涡系相互作用分析步骤：等效状态的整体涡流场结合动态整体涡流场，得到贡献度最大部件涡系与除贡献度最大部件涡系之外的部件涡系的相互作用情况；
闭环分析步骤：根据贡献度最大部件的涡流场和压力分布，运用气动定理，对涡流场、表面压力分布、小单位气动力分布和部件气动力进行闭环分析；
所述旋转类飞行器为绕自身体轴旋转的飞行器；
所述贡献度是指定部件上气动力占整体气动力的百分比，所述整体气动力是由全部的部件气动力求和得到；
所述等效气动力为旋转类飞行器旋转一周的周期平均气动力；
优选地，所述等效气动力计算公式包括：
Figure BDA0002486992770000031
其中，
Figure BDA0002486992770000032
表示等效气动力；Fj表示周向第j个子午面状态的瞬时气动力；m表示周向等分份数。
优选地，所述等效步骤中选定瞬时气动力与等效气动力变化规律一致包括：瞬时气动力对飞行状态参数偏导数与等效气动力对飞行状态参数偏导数相等或同号；当无法每个点都满足时，选择满足的点数最多的子午面状态作为等效状态；
所述飞行状态参数包括：马赫数、合成攻角和转速。
优选地，所述贡献度计算步骤中贡献度计算公式包括：
Figure BDA0002486992770000033
其中，Ci表示飞行器部件i对整体气动力的贡献度；Fi表示飞行器部件i所受气动力；n表示飞行器部件总数。
优选地，所述小单位气动力分布步骤中所述的预设方向是指感兴趣的方向，旋成体部件选择体轴从上游指向下游，翼面类部件选择弦向从上游指向下游；
预设大小的积分长度是指能够体现气动力沿特定方向变化的最大积分长度。
根据本发明提供的一种旋转类飞行器流场分析***，包括：
等效模块：沿周向扫描子午面，选定瞬时气动力与等效气动力变化规律一致的子午面状态作为等效状态；
贡献度计算模块：在等效状态下，分析飞行器的每个部件对整体气动力的贡献度；
小单位气动力分布模块：选取贡献度最大的部件，沿预设方向均匀地选取预设大小的积分长度，对每个积分长度内的物面进行压力积分，得到小单位的气动力，全部的小单位气动力形成分布规律；
涡系相互作用分析模块：等效状态的整体涡流场结合动态整体涡流场，得到贡献度最大部件涡系与除贡献度最大部件涡系之外的部件涡系的相互作用情况；
闭环分析模块：根据贡献度最大部件的涡流场和压力分布，运用气动定理，对涡流场、表面压力分布、小单位气动力分布和部件气动力进行闭环分析；
所述旋转类飞行器为绕自身体轴旋转的飞行器；
所述贡献度是指定部件上气动力占整体气动力的百分比，所述整体气动力是由全部的部件气动力求和得到；
所述等效气动力为旋转类飞行器旋转一周的周期平均气动力；
优选地，所述等效气动力计算公式包括：
Figure BDA0002486992770000041
其中，
Figure BDA0002486992770000042
表示等效气动力；Fj表示周向第j个子午面状态的瞬时气动力；m表示周向等分份数。
优选地，所述等效模块中选定瞬时气动力与等效气动力变化规律一致包括：瞬时气动力对飞行状态参数偏导数与等效气动力对飞行状态参数偏导数相等或同号；当无法每个点都满足时，选择满足的点数最多的子午面状态作为等效状态；
所述飞行状态参数包括：马赫数、合成攻角和转速。
优选地，所述贡献度计算模块中贡献度计算公式包括：
Figure BDA0002486992770000043
其中，Ci表示飞行器部件i对整体气动力的贡献度；Fi表示飞行器部件i所受气动力；n表示飞行器部件总数。
优选地，所述小单位气动力分布模块中所述的预设方向是指感兴趣的方向，旋成体部件选择体轴从上游指向下游，翼面类部件选择弦向从上游指向下游；
预设大小的积分长度是指能够体现气动力沿特定方向变化的最大积分长度。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、选定瞬时气动力与等效气动力变化规律一致的等效状态，对选定状态的瞬态流场按照整体气动力、部件气动力、部件气动力小单位分布、整体涡流场、部件涡流场和部件压力分布等层层细化、主因展开、首尾闭环地进行分析；
2、利用变化规律一致选取等效状态，打通流场分析的关键环节，可分析气动力的产生机理，特别是可用于分析影响旋转类飞行器关键飞行品质的马格努斯效应的产生机理和规律，获得旋转类飞行器动稳定外形设计边界；
3、本发明提前降低设计风险，减少设计迭代次数，缩短研制周期。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为一种旋转类飞行器流场分析方法流程图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
旋转类飞行器在飞行力学方程中输入的气动力是周期等效气动力，其与多个状态相关，但又不是某一个确定的状态。如果沿用经典的流场细节(包括涡、流线和压力分布)——部件气动力——整体气动力三个环节来回往复的分析流程，存在一个无法跨越的问题：等效气动力对应的等效状态如何选取。
基于旋转类飞行器气动数据等效使用方法，从旋转类飞行器典型的马格努斯效应分析需求出发，必须发展一种等效状态的选取方法，打通流场分析的关键环节，可分析气动力的产生机理，特别是马格努斯效应的产生机理，可通过设计降低马格努斯效应及其他恶劣气动特性的不利影响，从而降低飞行风险，缩短研制周期。
实施例1
根据本发明提供的一种旋转类飞行器流场分析方法，包括：如图1所示，
等效步骤：沿周向扫描子午面，选定瞬时气动力与等效气动力变化规律一致的子午面状态作为等效状态；
具体地，所述等效步骤中选定瞬时气动力与等效气动力变化规律一致包括：瞬时气动力对飞行状态参数偏导数与等效气动力对飞行状态参数偏导数相等或同号；当无法每个点都满足时，选择满足的点数最多的子午面状态作为等效状态；
所述飞行状态参数包括：马赫数、合成攻角和转速。
具体地，所述等效气动力计算公式包括：
Figure BDA0002486992770000051
其中，
Figure BDA0002486992770000052
表示等效气动力；Fj表示周向第j个子午面状态的瞬时气动力；m表示周向等分份数。
贡献度计算步骤：在等效状态下，分析飞行器的每个部件对整体气动力的贡献度；飞行器部件例如：飞行器的机翼；
具体地，所述贡献度计算步骤中贡献度计算公式包括：
Figure BDA0002486992770000061
其中，Ci表示飞行器部件i对整体气动力的贡献度；Fi表示飞行器部件i所受气动力；n表示飞行器部件总数。
小单位气动力分布步骤：选取贡献度最大的部件，沿指定方向均匀地选取足够小的积分长度，对每个积分长度内的物面进行压力积分，得到小单位的气动力，全部的小单位气动力形成分布规律；
具体地，所述小单位气动力分布步骤中所述的预设方向是指感兴趣的方向，旋成体部件选择体轴从上游指向下游，翼面类部件选择弦向从上游指向下游；
预设大小的积分长度是指能够体现气动力沿特定方向变化的最大积分长度。
涡系相互作用分析步骤：从等效状态的整体涡流场出发，必要时结合动态整体涡流场，观察贡献度最大部件涡系与其他部件涡系的相互作用情况；
闭环分析步骤：根据贡献度最大部件的涡流场和压力分布，运用气动定理，对涡流场、表面压力分布、小单位气动力分布和部件气动力进行闭环分析；
所述旋转类飞行器为绕自身体轴旋转的飞行器；
所述贡献度是某个部件上气动力占整体气动力的百分比，所述整体气动力是由全部的部件气动力求和得到，相应地，气动力在直角坐标三个方向的分量也有这个关系。
所述等效气动力为旋转类飞行器旋转一周的周期平均气动力；
所述涡流场是指用涡量来表现流场，一般采用涡量云图表达，显著地给出涡量在流场中的分布情况及动态的变化情况。
根据本发明提供的一种旋转类飞行器流场分析***，包括：如图1所示，
等效模块：沿周向扫描子午面，选定瞬时气动力与等效气动力变化规律一致的子午面状态作为等效状态；
具体地，所述等效模块中选定瞬时气动力与等效气动力变化规律一致包括：瞬时气动力对飞行状态参数偏导数与等效气动力对飞行状态参数偏导数相等或同号；当无法每个点都满足时，选择满足的点数最多的子午面状态作为等效状态；
所述飞行状态参数包括：马赫数、合成攻角和转速。
具体地，所述等效气动力计算公式包括：
Figure BDA0002486992770000071
其中，
Figure BDA0002486992770000072
表示等效气动力；Fj表示周向第j个子午面状态的瞬时气动力；m表示周向等分份数。
贡献度计算模块：在等效状态下，分析飞行器的每个部件对整体气动力的贡献度；飞行器部件例如：飞行器的机翼；
具体地，所述贡献度计算模块中贡献度计算公式包括：
Figure BDA0002486992770000073
其中，Ci表示飞行器部件i对整体气动力的贡献度；Fi表示飞行器部件i所受气动力；n表示飞行器部件总数。
小单位气动力分布模块：选取贡献度最大的部件，沿指定方向均匀地选取足够小的积分长度，对每个积分长度内的物面进行压力积分，得到小单位的气动力，全部的小单位气动力形成分布规律；
具体地，所述小单位气动力分布模块中所述的预设方向是指感兴趣的方向，旋成体部件选择体轴从上游指向下游，翼面类部件选择弦向从上游指向下游；
预设大小的积分长度是指能够体现气动力沿特定方向变化的最大积分长度。
涡系相互作用分析模块：从等效状态的整体涡流场出发，必要时结合动态整体涡流场，观察贡献度最大部件涡系与其他部件涡系的相互作用情况；
闭环分析模块：根据贡献度最大部件的涡流场和压力分布，运用气动定理，对涡流场、表面压力分布、小单位气动力分布和部件气动力进行闭环分析；
所述旋转类飞行器为绕自身体轴旋转的飞行器；
所述贡献度是某个部件上气动力占整体气动力的百分比，所述整体气动力是由全部的部件气动力求和得到，相应地，气动力在直角坐标三个方向的分量也有这个关系。
所述等效气动力为旋转类飞行器旋转一周的周期平均气动力；
所述涡流场是指用涡量来表现流场，一般采用涡量云图表达，显著地给出涡量在流场中的分布情况及动态的变化情况。
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种旋转类飞行器流场分析方法，基于旋转类飞行器气动数据等效使用方法，从旋转类飞行器典型的马格努斯效应分析需求出发，沿周向扫描子午面，选定瞬时气动力与等效气动力变化规律一致的等效状态，对选定状态的瞬态流场按照整体气动力、部件气动力、部件气动力小单位分布、整体涡流场、部件涡流场和部件压力分布等层层细化、主因展开、首尾闭环地进行分析，可等效分析等效气动力变化的机理，特别是可用于分析影响旋转类飞行器关键飞行品质的马格努斯效应的产生机理和规律，获得旋转类飞行器动稳定外形设计边界，提前降低设计风险，减少设计迭代次数，缩短研制周期。
实施例2
实施例2是实施例1的变化例。
在实施例2中，旋转类飞行器是一类绕自身体轴旋转的飞行器，旋转类飞行器一般为细长旋成体与翼面的组合，特殊情况有天线部件；
旋转类飞行器包括：旋转碟形飞行器和旋转式扑翼飞行器等
实施例3
实施例3是实施例1的变化例
在实施例3中，气动定理包括库塔-茹科夫斯基定理。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的***、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的***、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的***、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (8)

1.一种旋转类飞行器流场分析方法，其特征在于，包括：
等效步骤：沿周向扫描子午面，选定瞬时气动力与等效气动力变化规律一致的子午面状态作为等效状态；
贡献度计算步骤：在等效状态下，分析飞行器的每个部件对整体气动力的贡献度；
小单位气动力分布步骤：选取贡献度最大的部件，沿预设方向均匀地选取预设大小的积分长度，对每个积分长度内的物面进行压力积分，得到小单位的气动力，全部的小单位气动力形成分布规律；
涡系相互作用分析步骤：等效状态的整体涡流场结合动态整体涡流场，得到贡献度最大部件涡系与除贡献度最大部件涡系之外的部件涡系的相互作用情况；
闭环分析步骤：根据贡献度最大部件的涡流场和压力分布，运用气动定理，对涡流场、表面压力分布、小单位气动力分布和部件气动力进行闭环分析；
所述旋转类飞行器为绕自身体轴旋转的飞行器；
所述贡献度是指定部件上气动力占整体气动力的百分比，所述整体气动力是由全部的部件气动力求和得到；
所述等效气动力为旋转类飞行器旋转一周的周期平均气动力；
所述等效步骤中选定瞬时气动力与等效气动力变化规律一致包括：瞬时气动力对飞行状态参数偏导数与等效气动力对飞行状态参数偏导数相等或同号；当无法每个点都满足时，选择满足的点数最多的子午面状态作为等效状态；
所述飞行状态参数包括：马赫数、合成攻角和转速。
2.根据权利要求1所述的旋转类飞行器流场分析方法，其特征在于，所述等效气动力计算公式包括：
Figure FDA0002739851050000011
其中，
Figure FDA0002739851050000012
表示等效气动力；Fj表示周向第j个子午面状态的瞬时气动力；m表示周向等分份数。
3.根据权利要求1所述的旋转类飞行器流场分析方法，其特征在于，所述贡献度计算步骤中贡献度计算公式包括：
Figure FDA0002739851050000013
其中，Ci表示飞行器部件i对整体气动力的贡献度；Fi表示飞行器部件i所受气动力；n表示飞行器部件总数。
4.根据权利要求1所述的旋转类飞行器流场分析方法，其特征在于，所述小单位气动力分布步骤中所述的预设方向是指感兴趣的方向，旋成体部件选择体轴从上游指向下游，翼面类部件选择弦向从上游指向下游；
预设大小的积分长度是指能够体现气动力沿特定方向变化的最大积分长度。
5.一种旋转类飞行器流场分析***，其特征在于，包括：
等效模块：沿周向扫描子午面，选定瞬时气动力与等效气动力变化规律一致的子午面状态作为等效状态；
贡献度计算模块：在等效状态下，分析飞行器的每个部件对整体气动力的贡献度；
小单位气动力分布模块：选取贡献度最大的部件，沿预设方向均匀地选取预设大小的积分长度，对每个积分长度内的物面进行压力积分，得到小单位的气动力，全部的小单位气动力形成分布规律；
涡系相互作用分析模块：等效状态的整体涡流场结合动态整体涡流场，得到贡献度最大部件涡系与除贡献度最大部件涡系之外的部件涡系的相互作用情况；
闭环分析模块：根据贡献度最大部件的涡流场和压力分布，运用气动定理，对涡流场、表面压力分布、小单位气动力分布和部件气动力进行闭环分析；
所述旋转类飞行器为绕自身体轴旋转的飞行器；
所述贡献度是指定部件上气动力占整体气动力的百分比，所述整体气动力是由全部的部件气动力求和得到；
所述等效气动力为旋转类飞行器旋转一周的周期平均气动力；
所述等效模块中选定瞬时气动力与等效气动力变化规律一致包括：瞬时气动力对飞行状态参数偏导数与等效气动力对飞行状态参数偏导数相等或同号；当无法每个点都满足时，选择满足的点数最多的子午面状态作为等效状态；
所述飞行状态参数包括：马赫数、合成攻角和转速。
6.根据权利要求5所述的旋转类飞行器流场分析***，其特征在于，所述等效气动力计算公式包括：
Figure FDA0002739851050000021
其中，
Figure FDA0002739851050000022
表示等效气动力；Fj表示周向第j个子午面状态的瞬时气动力；m表示周向等分份数。
7.根据权利要求5所述的旋转类飞行器流场分析***，其特征在于，所述贡献度计算模块中贡献度计算公式包括：
Figure FDA0002739851050000023
其中，Ci表示飞行器部件i对整体气动力的贡献度；Fi表示飞行器部件i所受气动力；n表示飞行器部件总数。
8.根据权利要求5所述的旋转类飞行器流场分析***，其特征在于，所述小单位气动力分布模块中所述的预设方向是指感兴趣的方向，旋成体部件选择体轴从上游指向下游，翼面类部件选择弦向从上游指向下游；
预设大小的积分长度是指能够体现气动力沿特定方向变化的最大积分长度。
CN202010394081.3A 2020-05-11 2020-05-11 一种旋转类飞行器流场分析方法及*** Active CN111651833B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010394081.3A CN111651833B (zh) 2020-05-11 2020-05-11 一种旋转类飞行器流场分析方法及***

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010394081.3A CN111651833B (zh) 2020-05-11 2020-05-11 一种旋转类飞行器流场分析方法及***

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111651833A CN111651833A (zh) 2020-09-11
CN111651833B true CN111651833B (zh) 2021-01-05

Family

ID=72346086

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010394081.3A Active CN111651833B (zh) 2020-05-11 2020-05-11 一种旋转类飞行器流场分析方法及***

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111651833B (zh)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102317623A (zh) * 2008-12-10 2012-01-11 V平方风公司 加速机器的构造和操作的有效***和方法
CN109649643A (zh) * 2013-08-22 2019-04-19 空中客车营运有限公司 飞行器自主后推制动方法和***
CN110456781A (zh) * 2019-09-16 2019-11-15 桂林航天工业学院 一种飞行器控制***的空间稳定性分析方法
CN110735768A (zh) * 2018-07-19 2020-01-31 波音公司 用于快速大面积扫描的悬索式无损检测单元

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103488814B (zh) * 2013-08-16 2017-02-15 北京航空航天大学 一种适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真***
CN110678388B (zh) * 2017-05-22 2023-05-23 保罗·奈泽 用于与流体相互作用的装置和方法
GB201710385D0 (en) * 2017-06-29 2017-08-16 Airbus Operations Gmbh Aerofoil structure and method of assembly
FR3070448B1 (fr) * 2017-08-28 2019-09-06 Safran Aircraft Engines Aube de redresseur de soufflante de turbomachine, ensemble de turbomachine comprenant une telle aube et turbomachine equipee de ladite aube ou dudit ensemble
CN109063391B (zh) * 2018-09-30 2020-10-09 上海机电工程研究所 旋转条件下的动导数计算检测方法及动导数风洞试验方法
CN109508030B (zh) * 2018-11-27 2020-08-04 北京航空航天大学 一种考虑多禁飞区约束的协同解析再入制导方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102317623A (zh) * 2008-12-10 2012-01-11 V平方风公司 加速机器的构造和操作的有效***和方法
CN109649643A (zh) * 2013-08-22 2019-04-19 空中客车营运有限公司 飞行器自主后推制动方法和***
CN110735768A (zh) * 2018-07-19 2020-01-31 波音公司 用于快速大面积扫描的悬索式无损检测单元
CN110456781A (zh) * 2019-09-16 2019-11-15 桂林航天工业学院 一种飞行器控制***的空间稳定性分析方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN111651833A (zh) 2020-09-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2670330C2 (ru) Способ моделирования лопасти некапотированного винта
Hariharan et al. Simulation of rotor in hover: Current state, challenges and standardized evaluation
Tomac et al. From geometry to CFD grids—an automated approach for conceptual design
CN106777482A (zh) 一种基于网格参数化的结构多学科设计优化方法
Chen et al. A nonlinear POD reduced order model for limit cycle oscillation prediction
Rumpfkeil et al. Multi-fidelity surrogate models for flutter database generation
CN115422654A (zh) 基于cfd/csd技术的跨/超声速飞行器高效高精度颤振时域分析方法
Bühler et al. Actuator line method simulations for the analysis of wind turbine wakes acting on helicopters
CN111651833B (zh) 一种旋转类飞行器流场分析方法及***
CN106777630A (zh) 用于机械零件的模态有限元仿真精度的确定方法
Golovin et al. The use of the digital twin in the design of a prefabricated product
Greathouse et al. Study of geometric porosity on static stability and drag using computational fluid dynamics for rigid parachute shapes
Strawn et al. Computational modeling of hovering rotors and wakes
Dean et al. Aircraft stability and control characteristics determined by system identification of CFD simulations
CN113830326B (zh) 一种飞机静气动弹性地面模拟***和方法
Wan Aerodynamic analysis of helicopter rotor blades in heavy rain condition
CN115293069A (zh) 一种用于飞行器外流场仿真控制参数智能优化的***
Allen Convergence of steady and unsteady formulations for inviscid hovering rotor solutions
Yang et al. Surrogate Model-Based Acoustic Optimisation of Jet Nozzle Exit Geometry
Lim et al. Application of adaptive mesh refinement technique in Helios to blade-vortex interaction loading and rotor wakes
KR20110123507A (ko) 헬기 로터 공력해석 시스템 및 그 공력해석 처리 방법
Siggeirsson et al. The NASA 2D wall-mounted hump simulated using DDES-SA with the G3D:: Flow solver
CN106529086A (zh) 用于机械结构件的静载荷强度有限元仿真精度的确定方法
CN112926233A (zh) 一种基于空间插值的多因素敏感性分析方法
Abras et al. Performance Impact of Tip Shape Variations on the S-76 Rotor Using kCFD

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant