CN113051662B - 一种基于cfd和datcom的折叠翼尖变体飞行器的气动建模及其性能评估方法 - Google Patents

一种基于cfd和datcom的折叠翼尖变体飞行器的气动建模及其性能评估方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模及其性能评估方法，包括：分别采用CFD和DATCOM气动仿真软件用于确定构型的变体飞行器的气动数据解算，得出在特定迎角、高度、马赫数等飞行条件下的气动系数；进一步通过MATLAB对所得到的不同翼尖折叠角度下的气动数据进行最小二乘拟合，得到各气动参数关于折叠角度的函数，从而得到飞行器的非线性模型。同时，在不同翼尖折叠角度下对飞行器的起飞、机动和降落三个阶段的气动性能进行分析评估，分析折叠翼尖对飞行器各飞行状态的气动性能的影响，以得到最佳的翼尖折叠策略，本发明建模及评估方法成本低、计算量小、准确度高。

Description

一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模及 其性能评估方法
技术领域
本发明属于变体飞行器建模和性能分析技术领域，特别涉及一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模及其性能评估方法。
背景技术
变体飞行器的变形方式、材料结构、气动特性以及控制方法是当前的研究热点。随着飞行任务需求的日益复杂化及多元化，固定翼飞行器已无法满足要求。变体飞行器能够大幅度改变其气动外形，进而获得更佳的气动性能，可满足长航时、多任务、复杂环境下的飞行任务要求。2018年，NASA依托展向自适应翼项目Spanwise Adaptive Wing Project(SAW)所设计的展向自适应折叠翼尖变体飞行器，是首款采用NiTiHf高温形状记忆合金(SMAs)代替传统的液压铰链执行机构，通过加热(冷却)形状记忆合金完成机翼翼尖的上翻(下折)动作的变体飞行器。目前，针对该种折叠翼尖变体飞行器的相关研究，尚属全新领域。
对变体飞行器进行建模时，需考虑变体飞行器的气动外形改变所带来的质心变化以及质量分布变化问题。现有技术的变体飞行器建模方法，主要有多刚体建模、柔性建模和参数建模等。例如，文献[1]“Modeling and flight control of large-scale morphingaircraft”(T.M.Seigler,D.A.Neal,J.S.Bae.Journal of Aircraft,2012,44(4):1077-1087)将变体飞行器***看成是一个多刚体***以飞行器中的固定部分和变形部分进行划分，继而建立每个刚体部分的动力学方程，以完成对整个飞行器的动力学建模。类似地，文献[2]“Longitudinal linear parameter varying modeling andsimulation of morphing aircraft”(T.Yue,L.Wang and J.Ai.Journal of Aircraft,2013,50(6):1673-1681)针对折叠翼飞行器，基于动量矩定理，考虑飞行器质心偏移所产生的额外力矩以及偏移速度、加速度所产生的额外力，将其作为飞行器的力和力矩方程组的额外项以修正力和力矩方程组，并通过小扰动线性化方法获得了飞行器的LPV模型。
但是，上述现有的变体飞行器建模及评估方法仍具有局限性。首先，将变体飞行器看成是多刚体***是一种假设，因而所建立的动力学模型不精确，难以准确描述变体飞行器的动力学特性；其次，飞行器的多个不同刚性部分存在耦合关系，在动力学建模时会导致状态之间的耦合，进而会造成求解上的困难。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的缺陷，提供一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模及其性能评估方法，采用CFD和DATCOM气动仿真软件用于确定构型的变体飞行器的气动数据解算，可得出在特定迎角、高度、马赫数等飞行条件下的气动系数，并可进一步通过MATLAB进行气动数据的拟合，从而得到飞行器的非线性模型。同时，可在不同翼尖折叠角度下对飞行器的起飞、机动和降落三个阶段的气动性能进行评估，以得到最佳的翼尖折叠策略，本发明建模及评估方法准确性高、计算量小。
为了解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案。
本发明的一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模方法，包括以下步骤：
步骤1、给出折叠翼尖变体飞行器的基本外形参数；
步骤2、首先采用CFD对折叠翼尖变体飞行器的机翼部分进行三维建模，并计算不同翼尖折叠角度下飞行器的机翼部分所产生的气动系数，即升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数；同时，采用DATCOM计算升力系数对升降舵偏角的导数俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数/>并计算除机翼部分外的折叠翼尖变体飞行器整机的气动系数；由此，分别得到主要由机翼产生的气动系数和由除机翼部分外整个飞行器所产生的气动系数；
进一步地，在步骤2中，所述的采用CFD对折叠翼尖变体飞行器的机翼部分进行三维建模，并计算不同翼尖折叠角度下飞行器的机翼部分所产生的气动系数的过程包括：
(2-1)在三维建模软件SolidWorks中建立折叠翼尖变体飞行器机翼的3D模型；
(2-2)建立折叠翼尖变体飞行器的机翼网格模型：将在SolidWorks中建立的机翼3D模型导入Ansys软件中，进行布尔运算后，设定与来流方向一致的“inlet”面，其余面设定为“outlet”，在Workbench 18.0中进行折叠翼尖变体飞行器的非结构性网格划分，使用inflation方法对边界层进行细化处理，最后生成“.mesh”网格文件；
(2-3)对所建立的机翼3D模型进行气动解算：在解算之前首先给出计算范围：定义飞行器的飞行高度为H＝20m,200m,2000m；飞行器的飞行马赫数为Ma＝0.4；翼尖的折叠角度的变化范围为[0°,60°]；为减少计算量，减少所得数据的组数，选取0°,10°,20°,30°,40°,50°,60七个折叠角度进行计算；飞行器的迎角选择小迎角范围[-4°,8°]，其中折叠角度为0°时为具有平直机翼的常规固定翼飞行器构型；
(2-4)将机翼折叠角度[0°,60°]情况下的7组构型的折叠机翼分别通过CFD进行数值模拟，分别得出飞行迎角从[-4°,8°]共13组迎角所对应的气动系数，即升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数。
进一步地，在步骤2中，所述的采用DATCOM软件计算升力系数对升降舵偏角的导数俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数/>的过程包括：
(2-5)基于飞行器的基本参数，在DATCOM的输入文件中输入飞行器的相应参数；
(2-6)基于飞行器的翼型数据和外形参数，根据各个翼尖折叠角度下的飞行器构型，分别改变DATCOM输入文件中的相应参数，包括DATCOM的WGPLNF参数模块、不同翼尖折叠角度下的DATCOM输入参数；翼尖折叠主要影响DATCOM输入参数中的内外翼展长、机翼面积以及翼尖上反角，上述参数的详细定义依据DATCOM使用手册；然后，在DATCOM中得到折叠翼尖变体飞行器在不同折叠角度下的三维模型；
(2-7)针对折叠翼尖变体飞行器在不同折叠角度下的三维模型，进行不同折叠角度下的气动力和气动系数计算；由此，使用MATLAB的Curve Fitting工具箱进行一次曲线拟合，可得升力系数对升降舵偏角的导数
采用同样的方法进行曲线拟合，可得俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数
步骤3、对步骤2采用CFD和DATCOM分别得到的机翼和整机的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行分析；所述步骤3的过程包括：
基于飞行迎角从[-4°,8°]共13组迎角所对应的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，得出相应的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数随迎角α的关系曲线、飞行器机翼产生的阻力系数随迎角α的变化关系曲线、飞行器机翼产生的俯仰力矩系数随迎角α的变化关系曲线，并分析翼尖折叠过程中整个飞行器产生的气动特性变化。
步骤4、对机翼部分所产生的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数和除机翼外整个飞行器所产生的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行拟合，得到折叠翼尖变体飞行器的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数关于飞行器翼尖折叠角度δ的函数关系，进而得到升力、阻力以及俯仰力矩关于折叠角度δ的函数关系；
步骤5、将折叠翼尖变体飞行器的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数关于飞行器翼尖折叠角度δ的函数关系式代入常规固定翼飞行器的非线性模型中，建立折叠翼尖变体飞行器关于折叠角度δ的纵向非线性模型。
本发明的一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动性能评估方法，包括以下步骤：
步骤1、给出折叠翼尖变体飞行器的基本外形参数和折叠翼尖飞行器机翼的基本参数；
步骤2、首先采用CFD对折叠翼尖变体飞行器的机翼部分进行三维建模，并计算不同翼尖折叠角度下飞行器的机翼部分所产生的气动系数，即升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数；同时，采用DATCOM计算升力系数对升降舵偏角的导数俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数/>并计算除机翼部分外的折叠翼尖变体飞行器整机的气动系数；由此，分别得到了主要由机翼产生的气动系数和由除机翼部分外整个飞行器所产生的气动系数；
进一步地，在步骤2中，所述的采用CFD对折叠翼尖变体飞行器的机翼部分进行三维建模，并计算不同翼尖折叠角度下飞行器的机翼部分所产生的气动系数的过程包括：
(2-a)在三维建模软件SolidWorks中建立折叠翼尖变体飞行器机翼的3D模型；
(2-b)建立折叠翼尖变体飞行器的机翼网格模型：将在SolidWorks中建立的机翼3D模型导入Ansys软件中，进行布尔运算后，设定与来流方向一致的“inlet”面，其余面设定为“outlet”，在Workbench 18.0中进行折叠翼尖变体飞行器的非结构性网格划分，使用inflation方法对边界层进行细化处理，最后生成“.mesh”网格文件；
(2-c)对所建立的机翼3D模型进行气动解算：在解算之前首先给出计算范围：定义飞行器的飞行高度为H＝20m,200m,2000m；飞行器的飞行马赫数为Ma＝0.4；翼尖的折叠角度的变化范围为[0°,60°]；为减少计算量，减少所得数据的组数，选取0°,10°,20°,30°,40°,50°,60七个折叠角度进行计算；飞行器的迎角选择小迎角范围[-4°,8°]，其中折叠角度为0°时为具有平直机翼的常规固定翼飞行器构型；
(2-d)将机翼折叠角度[0°,60°]情况下的7组构型的折叠机翼分别通过CFD进行数值模拟，分别得出飞行迎角从[-4°,8°]共13组迎角所对应的气动系数，即升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数。
进一步地，在步骤2中，所述的采用DATCOM软件计算升力系数对升降舵偏角的导数俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数/>的过程包括：
(2-e)基于飞行器的基本参数，在DATCOM的输入文件中输入飞行器的相应参数；
(2-f)基于飞行器的翼型数据和外形参数，根据各个翼尖折叠角度下的飞行器构型，分别改变DATCOM输入文件中的相应参数，包括DATCOM的WGPLNF参数模块、不同翼尖折叠角度下的DATCOM输入参数；翼尖折叠主要影响DATCOM输入参数中的内外翼展长、机翼面积以及翼尖上反角，上述参数的详细定义依据DATCOM使用手册；然后，在DATCOM中得到折叠翼尖变体飞行器在不同折叠角度下的三维模型；
(2-g)针对折叠翼尖变体飞行器在不同折叠角度下的三维模型，进行不同折叠角度下的气动力和气动系数计算；由此，使用MATLAB的Curve Fitting工具箱进行一次曲线拟合，可得升力系数对升降舵偏角的导数
采用同样的方法进行曲线拟合，可得俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数
步骤3、对步骤2采用CFD和DATCOM分别得到的机翼和整机的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行分析；所述步骤3过程包括：
基于飞行迎角从[-4°,8°]共13组迎角所对应的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，得出相应的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数随迎角α的关系曲线、飞行器机翼产生的阻力系数随迎角α的变化关系曲线、飞行器机翼产生的俯仰力矩系数随迎角α的变化关系曲线，并分析翼尖折叠过程中整个飞行器产生的气动特性变化。
步骤4、对机翼部分所产生的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数和除机翼外整个飞行器所产生的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行拟合，得到折叠翼尖变体飞行器的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数关于飞行器翼尖折叠角度δ的函数关系，进而得到升力、阻力以及俯仰力矩关于折叠角度δ的函数关系；
步骤5、基于步骤4中得到的飞行器不同翼尖折叠角度下的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数的拟合结果，对折叠翼尖飞行器在不同翼尖折叠角度下的起飞性能、机动性能和降落性能进行分析，并基于此在不同飞行阶段选择最佳的折叠策略使得飞行器获得最佳的起飞、机动和降落性能。
进一步地，所述步骤5的过程包括：
(5-a)通过计算不同翼尖折叠角度下的起飞距离d和起飞时间t评估不同折叠角度下的起飞性能；起飞距离d和起飞总时间t均可分成两个部分：地面滑跑阶段的距离d1和时间t1，从地面起飞至安全高度的水平距离d2和时间t2，且存在以下关系：d＝d1+d2，t＝t1+t2；基于权利要求5中获得的不同翼尖折叠角度下的气动参数可以分别得到飞行器翼尖折叠角度和起飞距离d1和时间t1的关系，进而评估翼尖折叠对飞行器起飞性能的影响；
(5-b)通过计算出不同翼尖折叠角度下的最大平飞速度Vmax以及加速到最大平飞速度所需要的加速时间ta以评估翼尖折叠对于飞行器机动飞行性能的影响；基于获得的不同翼尖折叠角度下的气动参数可以分别得到最大平飞速度Vmax、加速到最大平飞速度所需要的加速时间ta和飞行器翼尖折叠角度之间的关系，进而评估翼尖折叠对飞行器机动飞行性能的影响；
(5-c)通过计算不同翼尖折叠角度下的飞行器的降落总时间tl和降落过程中的水平距离dl以评估翼尖折叠对于飞行器降落性能的影响；基于获得的不同翼尖折叠角度下的气动参数可以分别得到降落总时间tl、降落过程中的水平距离dl和飞行器翼尖折叠角度之间的关系，进而评估翼尖折叠对飞行器降落性能的影响。
步骤6、对翼尖折叠过程中的飞行器的纵向静稳定性进行分析，评估折叠翼尖对于飞行器折叠过程中的整体纵向静稳定性。所述步骤6的过程包括：
通过分析翼尖折叠过程中的飞行器的纵向静稳定性，对折叠翼尖对于飞行器折叠过程中的整体纵向静稳定性进行评估；基于所得到的不同折叠角度下的气动参数，来判断飞行器的纵向静稳定性；通过的符号判断/>是否小于0；因此，通过给出俯仰力矩系数Cm和升力系数CL的关系，判断出/>的符号，进而评估飞行器纵向静稳定性；此外，由于随着翼尖的上折，气动焦点将会沿着机体坐标系的x轴负方向移动，即xAC将会增加，使得xAC＞xCM的条件更好的满足，由此也可评估飞行器翼尖折叠过程中的纵向静稳定性。
本发明与现有技术相比，具有以下优点和有益效果：
1.本发明所针对的折叠翼尖变体飞行器尚属全新的变体飞行器，采用了新型形状记忆合金材料，在结构上相比于现有的变体飞行器具有更加轻便的结构，耗费燃料更少，能耗比更高。
2.本发明将CFD和DATCOM气动仿真软件相结合，分别用于机翼部分的气动参数计算以及除机翼部分之外的整个飞行器的气动参数计算。即：采用CFD计算不同翼尖折叠角度下飞行器机翼所产生的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数，采用DATCOM计算整个飞行器(除机翼部分)所产生的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数。基于CFD和DATCOM所得到的不同翼尖折叠角度下的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，将其拟合成关于翼尖折叠角度δ的函数，进而将飞行器的升力、阻力和俯仰力矩也表示为翼尖折叠角度δ的函数，并由此建立飞行器的非线性模型。相比于现有技术中采用单一的CFD或者DATCOM气动仿真软件计算气动数据来说，计算量更小、数据准确度更高，可以更好地满足实际工程需求。
3.本发明针对飞行器的起飞、机动和降落阶段所采用的气动性能评估方法是通过选取飞行性能指标，对折叠翼尖飞行器的起飞、机动和降落性能进行评估，再用数值计算的方法得到各个翼尖折叠角度下起飞、机动以及降落阶段的飞行性能，从而在相应的飞行阶段下选取最佳的翼尖折叠策略，获得最佳的飞行性能。本发明评估方法相较于风洞试验以及CFD网格分析具有成本低、计算量小、准确度高等优势，所拟合的气动数据精确度高，给出的3种飞行状态下的变体策略都能使飞行器获得最佳的气动性能。
4.本发明为了分析折叠翼尖变体飞行器翼尖折叠过程中的稳定性，通过评估飞行器的无控状态下的状态响应，以分析翼尖折叠过程中飞行器的飞行状态变化以及稳定性。
5.除了折叠翼尖变体飞行器，本发明还可用于解决具有其他变体方式的变体飞行器的数学建模、气动分析和性能评估问题。所采取的气动建模方法及性能评估方法准确性高，在飞行器领域具有广泛的应用。
附图说明
图1是本发明的一种实施例的气动建模方法流程框图。
图2是本发明的一种实施例的性能评估方法流程框图。
图3a、图3b分别是本发明的一种实施例的折叠翼尖变体飞行器的俯视图和前视图。其中，1升降舵，2襟翼，3副翼，4方向舵。
图4是本发明的一种实施例的在Solidworks中建立的飞行器的机翼3D模型，其折叠角为30°。
图5是本发明的一种实施例的Ansys中生成的折叠翼尖变体飞行器机翼网格模型。
图6是本发明的一种实施例的选择SST k-ω模型的示意图。
图7是本发明的一种实施例的不同迎角下的来流速度设定过程图。
图8是本发明的一种实施例的设定机翼参考面积的示意图；
图9是本发明的一种实施例的设定不同折叠角度下机翼表面积的示意图。
图10是本发明的一种实施例的机翼的升力系数迭代曲线。
图11是本发明的一种实施例的机翼的阻力系数迭代曲线。
图12是本发明的一种实施例的机翼的俯仰力矩系数迭代曲线。
图13是本发明的一种实施例的不同翼尖折叠角度下的CL-α曲线。
图14是本发明的一种实施例的不同翼尖折叠角度下的CD-α曲线。
图15是本发明的一种实施例的不同翼尖折叠角度下的Cm-α曲线。
图16是本发明的一种实施例的折叠翼尖飞行器的三维模型，其折叠角δ＝30°。
图17是本发明的一种实施例的折叠角为0°时的升力系数拟合结果。
图18是本发明的一种实施例的零升阻力系数和折叠角度的拟合结果。
图19是本发明的一种实施例的折叠翼尖变体飞行器的无控状态响应。
图20是本发明的一种实施例的飞行器离地瞬时速度、起飞时间、距离和翼尖折叠角的关系。其中，图20a是本发明的一种实施例的飞行器离地速度与翼尖折叠角的关系，图20b是本发明的一种实施例的飞行器离地升力系数与翼尖折叠角的关系，图20c是本发明的一种实施例的飞行器起飞时间与翼尖折叠角的关系，图20d是本发明的一种实施例的飞行器起飞距离与翼尖折叠角的关系。
图21是本发明的一种实施例的飞行器最大平飞速度和翼尖折叠角度的关系。
图22是本发明的一种实施例的平飞加速时间和翼尖折叠角度的关系。
图23是本发明的一种实施例的0.4Ma加速到0.6Ma的加速时间和翼尖折叠角的关系。
图24是本发明的一种实施例的不同翼尖折叠角度下的飞行器着陆距离关系。
图25是本发明的一种实施例的不同翼尖折叠角度下的飞行器着陆时间。
图26是本发明的一种实施例的飞行器的升力系数和俯仰力矩系数在不同迎角和折叠角下的关系。
图27是本发明的一种实施例的飞行器翼型气动焦点AC和质心CM的关系。
具体实施方式
本发明针对NASA新型形状记忆合金驱动的自适应变翼展飞行器，提供了该类折叠翼尖变体飞行器的气动建模以及性能评估方法。本发明在进行气动建模之前，利用气动仿真软件CFD和DATCOM分别计算飞行器的机翼部分以及除机翼外的整个飞行器在不同翼尖折叠角度下的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数。同时，对所得到的不同翼尖折叠角度下的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数分别进行最小二乘拟合，得到各气动参数关于折叠角度δ的函数，进而得到了飞行器的升力、阻力以及俯仰力矩关于折叠角度δ的函数，并基于升力、阻力和俯仰力矩关于折叠角度δ的函数得到了折叠翼尖变体飞行器的非线性模型。进而，对折叠翼尖变体飞行器在起飞、机动和降落3种常见飞行阶段、不同翼尖折叠角度下的性能进行评估，给出飞行器在最佳性能下的最佳翼尖折叠策略。此外，为了分析折叠翼尖变体飞行器翼尖折叠过程中的稳定性，评估了飞行器的无控状态下的状态响应。本发明所采用的CFD和DATCOM气动仿真软件相结合的气动建模方法相较于现有的动力学建模方法具有模型准确性高、计算量小等优势。所采用的性能评估方法使得折叠翼尖变体飞行器在起飞、机动和降落等3个飞行阶段下的翼尖折叠策略均能使飞行器获得最佳的气动性能。附图1和附图2分别给出了本发明所提出的折叠翼尖变体飞行器的气动建模方法和性能评估方法的实施例流程框图。
需要指出的是，本发明所研究的折叠翼尖变体飞行器采用形状记忆合金代替液压铰链机构作为折叠作动机构的执行器，通过加热或冷却形状记忆合金以产生扭矩进而偏转机翼，完成折叠动作。由于本发明主要研究飞行器的整体建模以及气动性能分析，形状记忆合金属于材料力学相关理论，故在此对执行器动态的相关分析加以省略。
一、本发明的一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模方法实施例，包括以下步骤：
步骤1、给出折叠翼尖变体飞行器的基本外形参数。
以下为Cessna 550的基本外形参数定义：
表1折叠翼尖变体飞行器的基本外形参数
本发明的折叠翼尖变体飞行器的俯视图和前视图分别见附图3a和附图3b。下面给出折叠角度为0°(平直机翼)时的翼型基本参数：
表2折叠翼尖飞行器的机翼基本参数
基于表2中给出的折叠翼尖飞行器机翼的基本参数，下面使用CFD进行机翼三维建模和气动系数计算。
步骤2、首先采用CFD对折叠翼尖变体飞行器的机翼部分进行三维建模，并计算不同翼尖折叠角度下飞行器的机翼部分所产生的气动系数，即升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数；同时，采用DATCOM计算升力系数对升降舵偏角的导数、俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数，并计算除机翼部分外的折叠翼尖变体飞行器整机的气动系数。由此，分别得到了主要由机翼产生的气动系数和由除机翼部分外整个飞行器所产生的气动系数。其步骤包括：
(2-1)建立折叠翼尖变体飞行器机翼的三维模型。以飞行器翼尖折叠角度为30°为例，在三维建模软件SolidWorks中建立附图4所示的折叠翼尖变体飞行器机翼的三维模型。
(2-2)建立折叠翼尖变体飞行器的机翼网格模型。将在SolidWorks中建立的机翼3D模型导入Ansys软件中，进行布尔运算后，设定与来流方向一致的“inlet”面，其余面设定为“outlet”，在Workbench 18.0中进行折叠翼尖变体飞行器的非结构性网格划分，使用inflation方法对边界层进行细化处理，最后生成“.mesh”网格文件。生成的飞行器机翼网格模型见附图5。
(2-3)对所建立的机翼3D模型进行气动解算。进行解算之前，首先给出计算范围：定义飞行器的飞行高度为H＝20m,200m,2000m；飞行器的飞行马赫数为Ma＝0.4；翼尖的折叠角度的变化范围为[0°,60°]。为了减少计算量，减少所得数据的组数，选取0°,10°,20°,30°,40°,50°,60°这七个折叠角度进行计算；飞行器的迎角选择小迎角范围，选择[-4°,8°]，其中折叠角度为0°时为具有平直机翼的常规固定翼飞行器构型。
基于上述设定的计算范围，采用适合解决粘性流体问题的Laminar层流模型，选择双方程模型中SST k-ω模型，再分别针对[-4°,8°]迎角下的来流速度进行设定。包括步骤如附图6-9所示。
考虑到对不可压缩流动和中等可压缩流动方程求解且更加稳定，选择SIMPLE算法，再定义所要计算的升力系数、阻力系数以及力矩系数，通过多次数值计算后可以得到[-4°,8°]下每一个迎角值在某一折叠角度的升力系数、阻力系数以及力矩系数的收敛值。附图10-12给出了某一迎角下的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数的300次迭代图。
(2-4)基于上述步骤，将机翼折叠角度[0°,60°]情况下的7组构型的折叠机翼分别通过CFD进行数值模拟，分别得出飞行迎角从[-4°,8°]共13组迎角所对应的气动系数。下面仅列出飞行高度为H＝2000m，迎角为[-4°,4°]时机翼所产生的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数(δ表示对称翼尖的折叠角度)：
表3升力系数表CL
虽然机翼是产生升力的主要来源，但机翼产生的阻力及阻力系数也是一个重要的气动参数，通常情况下，由于升致阻力的存在，所以使得升力系数越大，翼型阻力系数也会随之增大，所以飞行器的极曲线也是增大的趋势。
表4阻力系数表CD
此外，还可以得到飞行器机翼产生的俯仰力矩系数，这很大程度上影响飞行器的姿态以及航迹。在CFD计算力矩时，首先定义一个力矩中心，然后将每个网格的气动力对力矩中心的力矩进行积分，得到总的气动力矩并将其沿三个坐标轴进行轴向分解，即可获得俯仰力矩。下面给出飞行器不同迎角和折叠角下的机翼俯仰力矩系数。
表5俯仰力矩系数表Cm
可以看到，不同于升阻力系数随迎角α的变化规律，俯仰力矩系数随着迎角α的增加而减小，这表示飞行器具有良好的静稳定性。但同时可以看到，当迎角小于5°时，飞行器的俯仰力矩是正值，说明飞行器不具备静稳定性。对于变体飞行器来说，为了获得更好的机动性，在飞行器的静稳定性方面就会有所牺牲。
至此，通过CFD得到了折叠翼尖变体飞行器的机翼部分在不同翼尖折叠角度下的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数。
(2-5)在采用DATCOM计算除机翼部分外的折叠翼尖变体飞行器整机的气动系数之前，首先给出飞行器的整机气动参数的定义。
对于飞行器来说，机翼是升力的主要来源，也是阻力和力矩的主要来源，故步骤2中已经通过CFD的FLUENT软件解算了飞行器机翼的气动参数。但是，有些气动参数却无法从FLUENT中计算得到。而且，现有基于CFD的气动计算方法大多采用估算的方式，这种方法不仅会带来数据误差，而且也会对后续的控制器设计带来影响。因而，本发明采用DATCOM软件计算得到除机翼部分外的飞行器整体气动参数。
在给出DATCOM软件气动参数计算步骤之前，先给出飞行器的整机气动参数的定义。
(1)升力系数
除了机翼产生的升力，整个飞行器的升力还包括机身所产生的升力以及平尾所产生的升力。即
L＝Lw+Lb+Lt (1)
其中，Lw表示机翼产生的升力，Lb,Lt分别表示机身和平尾产生的升力。以升力系数的形式表示，则有
其中，Sw表示机翼的投影面积，Sb表示机身的投影面积，St表示尾翼的投影面积。进而，在线性范围内基于三者升力系数的关系进行代换，则整个飞行器的升力系数CL可表示为
其中因为本发明研究的折叠翼尖飞行器是亚音速飞行器，且处于小迎角条件下，因此机身的升力可忽略不计。因此，可得整个飞行器的升力系数:
其中，δe表示升降舵偏角，表示零迎角下的升力系数，/>表示升力系数对迎角的导数，/>表示升力系数对升降舵偏角的导数。
(2)阻力系数
类似地，飞行器所受到的阻力主要和飞行器外形、高度、马赫数、迎角以及操纵面偏角有关，主要包括零升阻力和升致阻力，即飞行器的阻力系数CD:
其中和/>分别表示零升阻力系数和升致阻力系数。可以看到飞行器的阻力系数主要和升力有关，而升力主要来源于机翼，故而可以把机翼的阻力系数当成整个飞行器的阻力系数，且有如下的二次关系：/>
其中，表示零升阻力系数，/>表示阻力系数对迎角的导数，/>表示阻力系数对迎角的平方的导数。
(3)俯仰力矩系数
飞行器的俯仰力矩的主要来源有以下两部分：(1)气动力矩；(2)发动机推力向量和飞行器的质心之间存在偏移，进而产生力矩。此处只考虑气动力矩的计算。类似于升力，飞行器的气动力矩也是由机翼、机身以及平尾所产生，即有
其中Q表示飞行器动压，且ρ为大气密度，V为飞行器空速，cA为机翼的平均气动弦长。/>是机翼产生的俯仰力矩系数，/>表示机身产生的俯仰力矩系数，/>则表示平尾所产生的俯仰力矩系数。同时，考虑飞行器具有抬头的俯仰角速度q，且有q＞0，则飞行器平尾会产生附加的俯仰力矩，即俯仰阻尼力矩，俯仰阻尼力矩系数为/>进而有俯仰力矩系数Cm:
其中，表示零升俯仰力矩系数，/>表示俯仰力矩系数对迎角的导数，/>表示俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数。
(2-6)使用DATCOM软件计算升力系数对升降舵偏角的导数俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数/>基于飞行器的基本参数，在DATCOM的输入文件中输入飞行器的相应参数。DATCOM输入文件的一些重要符号见下表。
表6DATCOM主要输入模块表
(2-7)基于飞行器的翼型数据和外形参数，定义好输入文件后，根据飞行器翼尖折叠时的构型分别计算参数的变化，主要改变的是DATCOM的WGPLNF参数模块，且不同翼尖折叠角度下的DATCOM输入参数如下：
表7不同翼尖折叠角度下DATCOM的WGPLNF模块主要参数
翼尖折叠角度δ SSPN SSPNE DADHDI DADHDO
0° 25.85 23.46 0° 0°
10° 25.7312 23.3412 0° 10°
20° 25.3784 22.9884 0° 20°
30° 24.8023 22.4123 0° 30°
40° 24.0205 21.6305 0° 40°
50° 23.0566 20.6666 0° 50°
60° 21.94 19.55 0° 60°
由此可见，翼尖折叠主要影响DATCOM输入参数中的内外翼展长、机翼面积以及翼尖上反角，上述参数的详细定义可见DATCOM使用手册。进而，在DATCOM中得到折叠翼尖变体飞行器在不同折叠角度下的三维模型。附图16给出了翼尖折叠角30°情况下的折叠翼尖变体飞行器的三维模型。
(2-8)针对上图中的飞行器的三维模型，进行气动力和气动系数计算，可得和如下：
表8因升降舵偏转角产生的升力
δe -20° -15° -10° -5° 0° 5° 10° 13° 16°
CL -0.1687 -0.16 -0.1129 -0.0056 0.0001 0.0564 0.1129 0.1438 0.1665
由此，使用MATLAB的Curve Fitting工具箱进行一次曲线拟合，可得升力系数对升降舵偏角的导数
采用同样的方法进行曲线拟合，可得俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数以及俯仰阻尼系数。下表9给出因升降舵偏转角产生的俯仰力矩：
表9因升降舵偏转角产生的俯仰力矩
δe -20° -15° -10° -5° 0° 5° 10° 13° 16°
Cm 0.4454 0.4237 0.2989 0.1495 -0.0003 -0.1495 -0.2989 -0.381 -0.44
由此得到了俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数，即下面，对机翼部分和除机翼外整个飞行器所产生的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行拟合，得到整机气动参数的具体表达式。
步骤3、对步骤2采用CFD和DATCOM分别得到的机翼和整机的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行分析。
基于步骤2中的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，下面给出迎角[-4°,8°]范围内的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数随迎角α的关系曲线，并分析翼尖折叠过程中的气动特性变化。附图13为飞行器机翼在不同翼尖折叠角度下，升力系数CL和迎角α的关系曲线CL-α。
同样的飞行状态下(相同迎角和相同高度)，随着翼尖折叠角度δ变大，机翼的升力系数也随之变大，这主要是因为翼尖折叠会使得飞行器的整体翼展和翼展面积Sw变小。此外，虽然仅在小迎角范围内进行了气动参数解算，但可以看出，曲线的导数在减小，即升力系数随α增长的增长速度明显变缓而不再是严格的线性关系。可以预见，当迎角继续增大，升力系数会不变甚至是降低，这是因为飞行器达到了失速临界迎角，从而导致飞行器的升力大大减小。因而选择合适的迎角范围计算气动参数很重要。
类似地，附图14给出了飞行器机翼产生的阻力系数随迎角α的变化关系曲线。可以看到，机翼展长和机翼参考面积变小也导致了阻力系数的减小，同时，飞行器机翼的阻力系数和迎角α之间是非线性关系。此外，因为FLUENT解算得出的机翼阻力系数取决于数值计算模型，由于阻力系数表达式中阻力系数是迎角的二次函数，所以在下述的气动数据拟合中，将CD-α拟合为二次函数关系比较合适。
附图15给出了飞行器机翼产生的俯仰力矩系数随迎角α的变化关系曲线。因为飞行器的力矩大部分产生于升力，所以类似于升力曲线CL-α中的一次关系，俯仰力矩系数Cm也近似地和迎角α呈一次关系。同样地，俯仰力矩系数Cm也是在一定地迎角范围内和α成一次关系，且随着迎角的增大其减缓的速度将会变快。此外，当翼尖折叠且迎角小于5°时，飞行器的俯仰力矩是正值，表明飞行器不具备静稳定性。对于变体飞行器来说，为了获得更好的机动性，在飞行器的静稳定性方面就会有所牺牲。
步骤4、对机翼部分和除机翼外整个飞行器所产生的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行拟合，得到升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数关于折叠角度的函数关系，进而得到升力、阻力以及俯仰力矩关于折叠角度的函数关系。
(4-1)升力系数的拟合。根据升力系数表达式在步骤3中已经得到了升力系数对升降舵偏角的导数。由附图13可得升力系数和迎角可以拟合为一次关系，故拟合表达式为/>主要为了得到升力系数迎角导数以及零升升力系数。对表3中的升力系数在不同翼尖折叠角度下分别进行数据拟合。附图17给出了折叠角度δ＝0°时的拟合结果。
由附图17的拟合结果可得拟合关系式：CL＝0.09856α+0.5774。类似地，给出其他折叠角度下的拟合结果：
表10升力系数拟合结果
δ＝10° CL＝0.09813α+0.5736
δ＝20° CL＝0.09679α+0.5623
δ＝30° CL＝0.09461α+0.5439
δ＝40° CL＝0.09162α+0.5188
δ＝50° CL＝0.08802α+0.4882
δ＝60° CL＝0.08381α+0.4528
由上表10可以看出，拟合一次函数的斜率变化不大，即在小迎角的范围内，飞行器的升力系数对迎角的导数基本不发生变化。故而取拟合函数斜率的平均值作为升力系数对迎角的导数即/>
同理，零升升力系数和翼尖折叠角度δ也存在线性关系，其拟合函数为
(4-2)阻力系数拟合。类似于上述的拟合方法，给出不同翼尖折叠角度下的阻力系数拟合的二次表达式：
表11阻力系数拟合结果
δ＝0° CD＝0.0002238α2+0.004507α+0.03345
δ＝10° CD＝0.000225α2+0.004487α+0.03334
δ＝20° CD＝0.0002246α2+0.004456α+0.03306
δ＝30° CD＝0.0002285α2+0.004385α+0.03253
δ＝40° CD＝0.0002295α2+0.004314α+0.03189
δ＝50° CD＝0.0002335α2+0.004216α+0.03105
δ＝60° CD＝0.0002382α2+0.004092α+0.03004
结合阻力系数表达式：可得各个折叠角度下的气动导数/> 以及/>且其均和折叠角度δ之间存在线性关系，其拟合函数为
附图18给出了拟合曲线示例
(4-3)俯仰力矩系数拟合。类似地，给出不同翼尖折叠角度下的俯仰系数拟合表达式：
表12俯仰力矩系数拟合结果
δ＝0° Cm＝-0.02074α+0.09988
δ＝10° Cm＝-0.02062α+0.1013
δ＝20° Cm＝-0.02022α+0.1055
δ＝30° Cm＝-0.01958α+0.1123
δ＝40° Cm＝-0.01872α+0.1214
δ＝50° Cm＝-0.01764α+0.1323
δ＝60° Cm＝-0.01639α+0.1447
由此，对机翼产生的俯仰力矩系数来说，有结合上表，可得不同折叠角度下的俯仰力矩系数导数，且均和折叠角度δ之间存在线性关系，其拟合函数为
由此可以得到整个飞行器的升力、阻力以及俯仰力矩的表达式：
其中Sw为参考机翼面积，且气动系数CL、CD和Cm的表达式如下：
其中，零迎角的气动系数与翼尖折叠角度的拟合关系式如下：
其他各气动导数和翼尖折叠角度的拟合关系式如下
至此，得到了折叠翼尖变体飞行器的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数关于飞行器翼尖折叠角度δ的函数关系式。
步骤5、将折叠翼尖变体飞行器的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数关于飞行器翼尖折叠角度δ的函数关系式代入常规固定翼飞行器的非线性模型中，建立折叠翼尖变体飞行器关于折叠角度δ的纵向非线性模型。
常规固定翼飞行器的非线性模型如下：
其中m表示飞行器的质量，Iy为转动惯量，V和h分别代表空速以及飞行器的飞行高度，α和θ表示飞行器的迎角和俯仰角，q为俯仰角速率。T为飞行器的发动机推力而且可以表示为
不同于传统固定翼飞行器的数学模型，对于折叠翼尖飞行器，公式(16)中的某些气动参数如升力L、阻力D以及俯仰力矩M不仅仅与飞行器的迎角α、升降舵偏转角δe和俯仰角速率q有关，而且也是翼尖折叠角度δ的函数，与翼尖折叠角度有关，进而上式(16)可写为
需要说明的是，基于机翼变形参数的建模方法可以将质心及转动惯量的变化引起的模型变化等效为气动参数的变化，从而更加直观地体现飞行器变形参数和模型变化之间的关系。上式(17)中的L(δ)，D(δ)和M(δ)为
式中的气动系数分别为
基于步骤4中得出的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数拟合关系，将气动参数写成如下的向量的形式：
其中ci1,i＝0,1,2,...,10和ci2,i＝0,1,2,...,10分别为δ的系数以及常数项，其具体值已在步骤4中给出。将式(19)和(20)代入(18)中，可以得到
将式(21)代入飞行器的纵向模型(17)中，若将折叠角度作为***的控制输入量，则可得到以下标准的非线性模型：
其中x＝[V,α,θ,q,h]T为***的状态量，u＝[u1,u2,u3]＝[δe,δT,δ]T为***的控制输入信号，y＝h(x)＝[y1(t),y2(t),y3(t)]＝[x1,x3,x5]，f(x)和g(x)均为关于***状态量x的光滑非线性函数，且可以表示为
其中：
f5＝Vsin(θ-α),/>
g31＝g32＝g33＝0,/>g42＝0,
g51＝g52＝g53＝0。
二、本发明的一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动性能评估方法，包括以下步骤：
步骤1、给出折叠翼尖变体飞行器的基本外形参数。
下面给出Cessna 550的基本外形参数定义：
表1折叠翼尖变体飞行器的基本外形参数
本发明的折叠翼尖变体飞行器的俯视图和前视图分别见附图3a和附图3b。下面给出折叠角度为0°(平直机翼)时的翼型基本参数：
表2折叠翼尖飞行器的机翼基本参数
基于表2中给出的折叠翼尖飞行器机翼的基本参数，下面使用CFD进行机翼三维建模和气动系数计算。
步骤2、首先采用CFD对折叠翼尖变体飞行器的机翼部分进行三维建模，并计算不同翼尖折叠角度下飞行器的机翼部分所产生的气动系数，即升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数；同时，采用DATCOM计算升力系数对升降舵偏角的导数、俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数，并计算除机翼部分外的折叠翼尖变体飞行器整机的气动系数。由此，分别得到了主要由机翼产生的气动系数和由除机翼部分外整个飞行器所产生的气动系数。其步骤包括：
(2-1)建立折叠翼尖变体飞行器机翼的三维模型。以飞行器翼尖折叠角度为30°为例，在三维建模软件SolidWorks中建立附图4所示的折叠翼尖变体飞行器机翼的三维模型。
(2-2)建立折叠翼尖变体飞行器的机翼网格模型。将在SolidWorks中建立的机翼3D模型导入Ansys软件中，进行布尔运算后，设定与来流方向一致的“inlet”面，其余面设定为“outlet”，在Workbench 18.0中进行折叠翼尖变体飞行器的非结构性网格划分，使用inflation方法对边界层进行细化处理，最后生成“.mesh”网格文件。生成的飞行器机翼网格模型见附图5。
(2-3)对所建立的机翼3D模型进行气动解算。进行解算之前，首先给出计算范围：定义飞行器的飞行高度为H＝20m,200m,2000m；飞行器的飞行马赫数为Ma＝0.4；翼尖的折叠角度的变化范围为[0°,60°]。为了减少计算量，减少所得数据的组数，选取0°,10°,20°,30°,40°,50°,60°这七个折叠角度进行计算；飞行器的迎角选择小迎角范围，选择[-4°,8°]，其中折叠角度为0°时为具有平直机翼的常规固定翼飞行器构型。
基于上述设定的计算范围，采用适合解决粘性流体问题的Laminar层流模型，选择双方程模型中SST k-ω模型，再分别针对[-4°,8°]迎角下的来流速度进行设定。详细的步骤如附图6-9所示。
考虑到对不可压缩流动和中等可压缩流动方程求解且更加稳定，选择SIMPLE算法，再定义所要计算的升力系数、阻力系数以及力矩系数，通过多次数值计算后可以得到[-4°,8°]下每一个迎角值在某一折叠角度的升力系数、阻力系数以及力矩系数的收敛值。附图10-12给出了某一迎角下的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数的300次迭代图。
(2-4)基于上述步骤，将机翼折叠角度[0°,60°]情况下的7组构型的折叠机翼分别通过CFD进行数值模拟，分别得出飞行迎角从[-4°,8°]共13组迎角所对应的气动系数。下面仅列出飞行高度为H＝2000m，迎角为[-4°,4°]时机翼所产生的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数(δ表示对称翼尖的折叠角度)：
表3升力系数表CL
虽然机翼是产生升力的主要来源，但机翼产生的阻力及阻力系数也是一个重要的气动参数，通常情况下，由于升致阻力的存在，所以使得升力系数越大，翼型阻力系数也会随之增大，所以飞行器的极曲线也是增大的趋势。
表4阻力系数表CD
此外，还可以得到飞行器机翼产生的俯仰力矩系数，这很大程度上影响飞行器的姿态以及航迹。在CFD计算力矩时，首先定义一个力矩中心，然后将每个网格的气动力对力矩中心的力矩进行积分，得到总的气动力矩并将其沿三个坐标轴进行轴向分解，即可获得俯仰力矩。下面给出飞行器不同迎角和折叠角下的机翼俯仰力矩系数。
表5俯仰力矩系数表Cm
可以看到，不同于升阻力系数随迎角α的变化规律，俯仰力矩系数随着迎角α的增加而减小，这表示飞行器具有良好的静稳定性。但同时可以看到，当迎角小于5°时，飞行器的俯仰力矩是正值，说明飞行器不具备静稳定性。对于变体飞行器来说，为了获得更好的机动性，在飞行器的静稳定性方面就会有所牺牲。
至此，通过CFD得到了折叠翼尖变体飞行器的机翼部分在不同翼尖折叠角度下的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数。
(2-5)在采用DATCOM计算除机翼部分外的折叠翼尖变体飞行器整机的气动系数之前，首先给出飞行器的整机气动参数的定义。
对于飞行器来说，机翼是升力的主要来源，也是阻力和力矩的主要来源，故步骤2中已经通过CFD的FLUENT软件解算了飞行器机翼的气动参数。但是，有些气动参数却无法从FLUENT中计算得到。而且，现有基于CFD的气动计算方法大多采用估算的方式，这种方法不仅会带来数据误差，而且也会对后续的控制器设计带来影响。因而，本发明采用DATCOM软件计算得到除机翼部分外的飞行器整体气动参数。
在给出DATCOM软件气动参数计算步骤之前，先给出飞行器的整机气动参数的定义。
(1)升力系数
除了机翼产生的升力，整个飞行器的升力还包括机身所产生的升力以及平尾所产生的升力。即
L＝Lw+Lb+Lt (1)
其中，Lw表示机翼产生的升力，Lb,Lt分别表示机身和平尾产生的升力。以升力系数的形式表示，则有
其中，Sw表示机翼的投影面积，Sb表示机身的投影面积，St表示尾翼的投影面积。进而，在线性范围内基于三者升力系数的关系进行代换，则整个飞行器的升力系数CL可表示为
其中因为本发明研究的折叠翼尖飞行器是亚音速飞行器，且处于小迎角条件下，因此机身的升力可忽略不计。因此，可得整个飞行器的升力系数:
其中，δe表示升降舵偏角，表示零迎角下的升力系数，/>表示升力系数对迎角的导数，/>表示升力系数对升降舵偏角的导数。
(2)阻力系数
类似地，飞行器所受到的阻力主要和飞行器外形、高度、马赫数、迎角以及操纵面偏角有关，主要包括零升阻力和升致阻力，即飞行器的阻力系数CD:
/>
其中和/>分别表示零升阻力系数和升致阻力系数。可以看到飞行器的阻力系数主要和升力有关，而升力主要来源于机翼，故而可以把机翼的阻力系数当成整个飞行器的阻力系数，且有如下的二次关系：
其中，表示零升阻力系数，/>表示阻力系数对迎角的导数，/>表示阻力系数对迎角的平方的导数。
(3)俯仰力矩系数
飞行器的俯仰力矩的主要来源有以下两部分：(1)气动力矩；(2)发动机推力向量和飞行器的质心之间存在偏移，进而产生力矩。此处只考虑气动力矩的计算。类似于升力，飞行器的气动力矩也是由机翼、机身以及平尾所产生，即有
其中Q表示飞行器动压，且ρ为大气密度，V为飞行器空速，cA为机翼的平均气动弦长。/>是机翼产生的俯仰力矩系数，/>表示机身产生的俯仰力矩系数，/>则表示平尾所产生的俯仰力矩系数。同时，考虑飞行器具有抬头的俯仰角速度q，且有q＞0，则飞行器平尾会产生附加的俯仰力矩，即俯仰阻尼力矩，俯仰阻尼力矩系数为/>进而有俯仰力矩系数Cm:
其中，表示零升俯仰力矩系数，/>表示俯仰力矩系数对迎角的导数，/>表示俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数。
(2-6)使用DATCOM软件计算升力系数对升降舵偏角的导数俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数/>基于飞行器的基本参数，在DATCOM的输入文件中输入飞行器的相应参数。DATCOM输入文件的一些重要符号见下表。
表6 DATCOM主要输入模块表
DATCOM符号名 含义 具体参数
FLTCON 飞行条件 飞行高度、迎角、马赫数等
OPTINS 参考机翼几何尺寸 参考机翼展长、翼型等
SYNTHS 飞机整体构型参数 飞行器的质心位置等
BODY 机身参数 机身几何尺寸等
WGPLNF 机翼参数 半翼展、后掠角、机翼材料等
(2-7)基于飞行器的翼型数据和外形参数，定义好输入文件后，根据飞行器翼尖折叠时的构型分别计算参数的变化，主要改变的是DATCOM的WGPLNF参数模块，且不同翼尖折叠角度下的DATCOM输入参数如下：
表7不同翼尖折叠角度下DATCOM的WGPLNF模块主要参数
翼尖折叠角度δ SSPN SSPNE DADHDI DADHDO
0° 25.85 23.46 0° 0°
10° 25.7312 23.3412 0° 10°
20° 25.3784 22.9884 0° 20°
30° 24.8023 22.4123 0° 30°
40° 24.0205 21.6305 0° 40°
50° 23.0566 20.6666 0° 50°
60° 21.94 19.55 0° 60°
由此可见，翼尖折叠主要影响DATCOM输入参数中的内外翼展长、机翼面积以及翼尖上反角，上述参数的详细定义可见DATCOM使用手册。进而，在DATCOM中得到折叠翼尖变体飞行器在不同折叠角度下的三维模型。附图16给出了翼尖折叠角30°情况下的折叠翼尖变体飞行器的三维模型。
(2-8)针对上图中的飞行器的三维模型，进行气动力和气动系数计算，可得和如下：
表8因升降舵偏转角产生的升力
δe -20° -15° -10° -5° 0° 5° 10° 13° 16°
CL -0.1687 -0.16 -0.1129 -0.0056 0.0001 0.0564 0.1129 0.1438 0.1665
由此，使用MATLAB的Curve Fitting工具箱进行一次曲线拟合，可得升力系数对升降舵偏角的导数
采用同样的方法进行曲线拟合，可得俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数以及俯仰阻尼系数。下表9给出因升降舵偏转角产生的俯仰力矩：
表9因升降舵偏转角产生的俯仰力矩
δe -20° -15° -10° -5° 0° 5° 10° 13° 16°
Cm 0.4454 0.4237 0.2989 0.1495 -0.0003 -0.1495 -0.2989 -0.381 -0.44
由此得到了俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数，即下面，对机翼部分和除机翼外整个飞行器所产生的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行拟合，得到整机气动参数的具体表达式。
步骤3、对步骤2采用CFD和DATCOM分别得到的机翼和整机的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行分析。
基于步骤2中的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，下面给出迎角[-4°,8°]范围内的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数随迎角α的关系曲线，并分析翼尖折叠过程中的气动特性变化。附图13为飞行器机翼在不同翼尖折叠角度下，升力系数CL和迎角α的关系曲线CL-α。
同样的飞行状态下(相同迎角和相同高度)，随着翼尖折叠角度δ变大，机翼的升力系数也随之变大，这主要是因为翼尖折叠会使得飞行器的整体翼展和翼展面积Sw变小。此外，虽然仅在小迎角范围内进行了气动参数解算，但可以看出，曲线的导数在减小，即升力系数随α增长的增长速度明显变缓而不再是严格的线性关系。可以预见，当迎角继续增大，升力系数会不变甚至是降低，这是因为飞行器达到了失速临界迎角，从而导致飞行器的升力大大减小。因而选择合适的迎角范围计算气动参数很重要。
类似地，附图14给出了飞行器机翼产生的阻力系数随迎角α的变化关系曲线。可以看到，机翼展长和机翼参考面积变小也导致了阻力系数的减小，同时，飞行器机翼的阻力系数和迎角α之间是非线性关系。此外，因为FLUENT解算得出的机翼阻力系数取决于数值计算模型，由于阻力系数表达式中阻力系数是迎角的二次函数，所以在下述的气动数据拟合中，将CD-α拟合为二次函数关系比较合适。
附图15给出了飞行器机翼产生的俯仰力矩系数随迎角α的变化关系曲线。因为飞行器的力矩大部分产生于升力，所以类似于升力曲线CL-α中的一次关系，俯仰力矩系数Cm也近似地和迎角α呈一次关系。同样地，俯仰力矩系数Cm也是在一定地迎角范围内和α成一次关系，且随着迎角的增大其减缓的速度将会变快。此外，当翼尖折叠且迎角小于5°时，飞行器的俯仰力矩是正值，表明飞行器不具备静稳定性。对于变体飞行器来说，为了获得更好的机动性，在飞行器的静稳定性方面就会有所牺牲。
步骤4、对机翼部分和除机翼外整个飞行器所产生的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行拟合，得到升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数关于折叠角度的函数关系，进而得到升力、阻力以及俯仰力矩关于折叠角度的函数关系。
(4-1)升力系数的拟合。根据升力系数表达式在步骤4中已经得到了升力系数对升降舵偏角的导数。由附图13可得升力系数和迎角可以拟合为一次关系，故拟合表达式为/>主要为了得到升力系数迎角导数以及零升升力系数。对表3中的升力系数在不同翼尖折叠角度下分别进行数据拟合。附图17给出了折叠角度δ＝0°时的拟合结果。
由附图17的拟合结果可得拟合关系式：CL＝0.09856α+0.5774。类似地，给出其他折叠角度下的拟合结果：
表10升力系数拟合结果
δ＝10° CL＝0.09813α+0.5736
δ＝20° CL＝0.09679α+0.5623
δ＝30° CL＝0.09461α+0.5439
δ＝40° CL＝0.09162α+0.5188
δ＝50° CL＝0.08802α+0.4882
δ＝60° CL＝0.08381α+0.4528
由上表10可以看出，拟合一次函数的斜率变化不大，即在小迎角的范围内，飞行器的升力系数对迎角的导数基本不发生变化。故而取拟合函数斜率的平均值作为升力系数对迎角的导数即/>
同理，零升升力系数和翼尖折叠角度δ也存在线性关系，其拟合函数为
(4-2)阻力系数拟合。类似于上述的拟合方法，给出不同翼尖折叠角度下的阻力系数拟合的二次表达式：
表11阻力系数拟合结果
δ＝0° CD＝0.0002238α2+0.004507α+0.03345
δ＝10° CD＝0.000225α2+0.004487α+0.03334
δ＝20° CD＝0.0002246α2+0.004456α+0.03306
δ＝30° CD＝0.0002285α2+0.004385α+0.03253
δ＝40° CD＝0.0002295α2+0.004314α+0.03189
δ＝50° CD＝0.0002335α2+0.004216α+0.03105
δ＝60° CD＝0.0002382α2+0.004092α+0.03004
结合阻力系数表达式：可得各个折叠角度下的气动导数/> 以及/>且其均和折叠角度δ之间存在线性关系，其拟合函数为
附图18给出了拟合曲线示例
(4-3)俯仰力矩系数拟合。类似地，给出不同翼尖折叠角度下的俯仰系数拟合表达式：
表12俯仰力矩系数拟合结果
δ＝0° Cm＝-0.02074α+0.09988
δ＝10° Cm＝-0.02062α+0.1013
δ＝20° Cm＝-0.02022α+0.1055
δ＝30° Cm＝-0.01958α+0.1123
δ＝40° Cm＝-0.01872α+0.1214
δ＝50° Cm＝-0.01764α+0.1323
δ＝60° Cm＝-0.01639α+0.1447
由此，对机翼产生的俯仰力矩系数来说，有结合上表，可得不同折叠角度下的俯仰力矩系数导数，且均和折叠角度δ之间存在线性关系，其拟合函数为
由此可以得到整个飞行器的升力、阻力以及俯仰力矩的表达式：
其中Sw为参考机翼面积，且气动系数CL、CD和Cm的表达式如下：
其中，零迎角的气动系数与翼尖折叠角度的拟合关系式如下：
其他各气动导数和翼尖折叠角度的拟合关系式如下
至此，得到了折叠翼尖变体飞行器的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数关于飞行器翼尖折叠角度δ的函数关系式。
步骤5、基于上述步骤4中得到的飞行器不同翼尖折叠角度下的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数的拟合结果，对折叠翼尖飞行器在不同翼尖折叠角度下的起飞性能、机动性能和降落性能进行分析，并基于此在不同飞行阶段选择最佳的折叠策略使得飞行器获得最佳的起飞、机动和降落性能。
起飞性能：起飞阶段指的是飞行器从地面起飞并且达到安全高度的全过程。飞行器的起飞性能可以由起飞距离和起飞总时间评估。起飞距离指的是飞行器从开始在跑道滑行到起飞至安全高度所经过的水平距离，起飞总时间指的是飞行器从开始在跑道滑行到起飞至安全高度所需要的总时间。起飞距离d和起飞总时间t均可分成两个部分：地面滑跑阶段的距离d1和时间t1，从地面起飞至安全高度的水平距离d2和时间t2，且存在以下关系：d＝d1+d2，t＝t1+t2。因此，下面通过计算不同翼尖折叠角度下的起飞距离d和起飞时间t评估不同折叠角度下的起飞性能，以选择最佳的起飞时翼尖折叠策略。
首先，计算地面滑跑阶段的滑跑距离d1和时间t1。地面滑跑阶段的飞行器运动学方程如下：
其中m为飞行器的质量，G为飞行器的重力。Ta和D分别是飞行器的推力和阻力，N为地面支持力且F＝fN为摩擦阻力，其中f为地面摩擦系数。结合升阻力表达式和/>式(16)的运动学方程可以写成如下的形式：
其中，CL和CD分别为升力和阻力系数，ρ为空气密度，Sw为飞行器翼展的参考面积。基于此，离地速度Vlof可以表示为
其中为离地时的升力系数，而且可以大致表示为/>其中为起飞阶段的最大升力系数。因而，地面滑跑阶段的滑行距离d1和滑跑时间t1可以表示为：
其次，计算从地面起飞至安全高度的水平距离d2和时间t2。飞行器离地上升到安全高度的飞行轨迹可以近似为直线。根据能量守恒定律，存在
其中VH为飞行器离地上升至安全高度的瞬时空速，并且可以表示为VH＝1.3Vlof，即安全高度的瞬时空速为飞行器离地瞬时空速的1.3倍。基于此，飞行器离地起飞至安全高度的水平距离d2和所用时间t2可以表示为
其中即安全高度的瞬时空速和离地瞬时空速的均值。
基于式(22)-(23)，可以计算出折叠翼尖变体飞行器在不同翼尖折叠角度下的起飞阶段总时间t＝t1+t2和总距离d＝d1+d2。附图20c和附图20d描述了起飞时间和起飞总距离和翼尖折叠角度的关系。
从附图20a和附图20b可以看出，随着翼尖逐渐上折，飞行器的离地瞬时速度逐渐增大，离地升力系数逐渐降低，这意味着对于飞行器来说，需要达到的离地速度变大则需要更多时间滑跑，也需要更远的距离起飞。因此，可以得到，更大的翼尖折叠角度将会导致起飞时间和起飞距离的增加，即更差的起飞性能。故使得翼尖保持水平，即δ＝0°，无需进行折叠可以获得最佳的起飞性能。
机动性能。对于具有不同构型的可变体飞行器，飞机的机动飞行性能很重要，机动飞行是指飞机的飞行速度、高度和航向等状态随时间变化的飞行动作。单位时间内改变飞行状态的能力称机动性。飞行状态改变的范围越大，改变状态所需的时间越短，飞机的机动性就越好。对于折叠翼尖飞行器，本发明采用最大平飞速度Vmax以及加速到最大平飞速度所需要的加速时间ta衡量飞行器的机动性能。基于此，通过计算出不同翼尖折叠角度下的最大平飞速度Vmax以及加速到最大平飞速度所需要的加速时间ta以探究翼尖折叠对于飞行器机动飞行性能的影响。最大平飞速度Vmax可表示为
在本发明中，所考虑的折叠翼尖飞行器是亚音速的而且其马赫数为Ma＝0.4。因此，对亚音速飞行器而言，平飞加速时间指的是飞行器从0.7Vmax加速到0.97Vmax所用的时间。类似的，平飞减速时间指的是飞行器从0.97Vmax减速到0.7Vmax所用的时间。飞行器平飞阶段的运动方程可以表示为
对上式两边积分，可得
其中V0表示初始平飞速度，V1表示经过加速或减速后最终时刻的平飞速度。基于式(24)和(26)，可以得到附图21和附图22中的最大平飞速度Vmax、加速时间ta和翼尖折叠角度的关系曲线。
从附图21可以看出，随着翼尖的上折，最大平飞速度Vmax将会缓慢地从348m/s增加到368m/s，这是由于翼尖上折导致的飞行器的展弦比和机翼翼展面积减小，导致了飞行器阻力D的减小，而推力保持恒定，因而最大平飞速度将会变大。最大平飞速度的变大将使得飞行器的机动性能变强。但是，在附图22中，可以看到随着翼尖的折叠，所需要的加速时间变长了，即需要更长的时间从0.7Vmax加速到0.97Vmax。但是，并不能就此得出随着翼尖的折叠，所需要的时间长代表机动性能变差，因为随着翼尖的上折，最大平飞速度Vmax会随之变大，从而导致式(26)中的积分上下限V0和V1的变化，因为V0＝0.7Vmax而V1＝0.97Vmax。因此，并不能简单地从平飞加速时间的变大就断定翼尖的上折会导致飞行器的机动性能变差。
因此，为了消除最大平飞速度Vmax对平飞加速时间的影响，将式(26)中的积分上下限固定，即计算飞行器从0.4Mach(136m/s)加速到0.6Mach(204m/s)所需的加速时间来评估飞行器在不同翼尖折叠角度下的机动性能，即式(26)可以转化为
基于此，可以得到附图23中的加速时间ta和翼尖折叠角度的关系曲线。和附图22中展示的结果不同，在更大的翼尖折叠角度下，飞行器从0.4Mach加速到0.6Mach所需的加速时间更短了，即可以更快的加速到给定的速度，这也说明了飞行器在更大的翼尖折叠角度下拥有更好的机动性能，这和附图21中所展示的结果相一致。附图22中的结果并不足以用来评估飞行器的机动性能。此外，从式(27)中可以看到，加速时间和ΔT有关，而ΔT＝T-D。根据步骤5中气动分析结果来看，翼尖的折叠会导致飞行器阻力D的减小，从而在推力T一定的前提下，ΔT会随着翼尖的折叠变大，因此会导致加速时间变短，这也从侧面印证了附图23中的结果。
总之，对于折叠翼尖飞行器，折叠翼尖可以提高飞行器的机动性能，使得其在某些任务需求中更加合适。当进行机动飞行时，翼尖可以上折到一个特定的角度，从而获得更大的最大平飞速度和更短的加速时间，相较固定翼飞行器具有更加显著的优越性。
降落性能。和飞行器的起飞阶段类似，飞行器的降落阶段同样也可以分为两个阶段：减速阶段和地面滑跑阶段。同时，飞行器的降落性能也由降落总时间tl和降落过程中的水平距离dl所体现，而且有如下关系：
tl＝td+tt,dl＝dd+dt (28)
其中，td和dd表示飞行器减速阶段的时间和水平距离，tt和dt为地面滑跑阶段的总时间和地面滑跑距离。并且它们都可以表示为
其中Dad为飞行器减速下降阶段的平均空气阻力，VH为飞行器抵达安全高度时的瞬时空速，且存在VH＝1.3Vtd，此处的Vtd为飞行器着陆的瞬时速度，且有其中CL,td为着陆瞬间的升力系数且K1为修正系数。Vad为飞行器减速下降阶段的平均空速且Kad为平均升阻比。
飞行器刹车减速时和地面的摩擦因数设为f＝0.35。基于式(29)-(32)可以得到附图24和25中的降落总时间tl、降落过程中的水平距离dl与翼尖折叠角度之间的关系曲线。
从附图24和附图25可以看出，随着翼尖的上折，飞行器的降落水平距离和总时间均会随着折叠角度的变大而变大。随着翼尖的折叠，机翼的翼展参考面积将会减小，因此导致了降落时的升力系数的降低。因此，飞行器着陆的瞬时速度Vtd将会增加，因为存在等式总体来说，和飞行器起飞阶段相似，使得翼尖保持水平可以获得最佳的着陆性能，即更短的着陆水平距离和更短的着陆总时间。
步骤6、对翼尖折叠过程中的飞行器的纵向静稳定性进行分析，评估折叠翼尖对于飞行器折叠过程中的整体纵向静稳定性。纵向静稳定性描述飞行器从受扰动状态恢复到稳定状态的能力，即当飞行器迎角遭受扰动Δα＞0，整个飞行器可以通过升降舵产生一个低头俯仰力矩ΔCm且满足ΔCm＜0。因此，对于纵向静稳定性的飞行器，下列条件可以满足：
基于步骤4中所得到的不同折叠角度下的气动参数，结合式(33)，可以判断飞行器的纵向静稳定性。可以通过的符号判断Cmα是否小于0。因此，通过给出俯仰力矩系数Cm和升力系数CL的关系，可以判断出/>的符号，进而得出飞行器纵向静稳定性。
从附图26可以看出，即飞行器翼尖折叠过程中的纵向静稳定性可以保证。此外，可以看出随着翼尖的上折，飞行器的纵向静稳定性将会变得更好，这是因为翼尖上折导致飞行器的气动焦点沿着机体坐标系的x轴负方向移动，附图27可说明这一点。
如附图27所示，可以通过另一种方式说明飞行器的纵向静稳定性。根据纵向静稳定性的定义，当xAC＞xCM，整个飞行器是纵向静稳定的。当遭受迎角扰动Δα＞0时，飞行器抬头，作用在飞行器气动焦点的升力增量ΔL将会产生一个低头力矩，即ΔM＜0，同时该低头力矩会导致迎角逐渐减小以维持飞行器整体的稳定性。随着翼尖的上折，气动焦点将会沿着机体坐标系的x轴负方向移动，即xAC将会增加，使得xAC＞xCM的条件更好的满足，因此飞行器可以获得更好的纵向静稳定性。

Claims (10)

1.一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、给出折叠翼尖变体飞行器的基本外形参数；
步骤2、首先采用CFD对折叠翼尖变体飞行器的机翼部分进行三维建模，并计算不同翼尖折叠角度下飞行器的机翼部分所产生的气动系数，即升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数；同时，采用DATCOM计算升力系数对升降舵偏角的导数俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数/>并计算除机翼部分外的折叠翼尖变体飞行器整机的气动系数；由此，分别得到主要由机翼产生的气动系数和由除机翼部分外整个飞行器所产生的气动系数；
步骤3、对步骤2采用CFD和DATCOM分别得到的机翼和整机的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行分析；
步骤4、对机翼部分所产生的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数和除机翼外整个飞行器所产生的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行拟合，得到折叠翼尖变体飞行器的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数关于飞行器翼尖折叠角度δ的函数关系，进而得到升力、阻力以及俯仰力矩关于折叠角度δ的函数关系；
步骤5、将折叠翼尖变体飞行器的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数关于飞行器翼尖折叠角度δ的函数关系式代入常规固定翼飞行器的非线性模型中，建立折叠翼尖变体飞行器关于折叠角度δ的纵向非线性模型。
2.根据权利要求1所述的一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模方法，其特征在于，在步骤2中，所述的采用CFD对折叠翼尖变体飞行器的机翼部分进行三维建模，并计算不同翼尖折叠角度下飞行器的机翼部分所产生的气动系数的过程包括：
(2-1)在三维建模软件SolidWorks中建立折叠翼尖变体飞行器机翼的3D模型；
(2-2)建立折叠翼尖变体飞行器的机翼网格模型：将在SolidWorks中建立的机翼3D模型导入Ansys软件中，进行布尔运算后，设定与来流方向一致的“inlet”面，其余面设定为“outlet”，在Workbench 18.0中进行折叠翼尖变体飞行器的非结构性网格划分，使用inflation方法对边界层进行细化处理，最后生成“.mesh”网格文件；
(2-3)对所建立的机翼3D模型进行气动解算：在解算之前首先给出计算范围：定义飞行器的飞行高度为H＝20m,200m,2000m；飞行器的飞行马赫数为Ma＝0.4；翼尖的折叠角度的变化范围为[0°,60°]；为减少计算量，减少所得数据的组数，选取0°,10°,20°,30°,40°,50°,60°七个折叠角度进行计算；飞行器的迎角选择小迎角范围[-4°,8°]，其中折叠角度为0°时为具有平直机翼的常规固定翼飞行器构型；
(2-4)将机翼折叠角度[0°,60°]情况下的7组构型的折叠机翼分别通过CFD进行数值模拟，分别得出飞行迎角从[-4°,8°]共13组迎角所对应的气动系数，即升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数。
3.根据权利要求1所述的一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模方法，其特征在于，在步骤2中，所述的采用DATCOM软件计算升力系数对升降舵偏角的导数俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数/>的过程包括：
(2-5)基于飞行器的基本参数，在DATCOM的输入文件中输入飞行器的相应参数；
(2-6)基于飞行器的翼型数据和外形参数，根据各个翼尖折叠角度下的飞行器构型，分别改变DATCOM输入文件中的相应参数，包括DATCOM的WGPLNF参数模块、不同翼尖折叠角度下的DATCOM输入参数；翼尖折叠主要影响DATCOM输入参数中的内外翼展长、机翼面积以及翼尖上反角，上述参数的详细定义依据DATCOM使用手册；然后，在DATCOM中得到折叠翼尖变体飞行器在不同折叠角度下的三维模型；
(2-7)针对折叠翼尖变体飞行器在不同折叠角度下的三维模型，进行不同折叠角度下的气动力和气动系数计算；由此，使用MATLAB的Curve Fitting工具箱进行一次曲线拟合，可得升力系数对升降舵偏角的导数
采用同样的方法进行曲线拟合，可得俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数
4.根据权利要求1所述的一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动建模方法，其特征在于，所述步骤3的过程包括：
基于飞行迎角从[-4°,8°]共13组迎角所对应的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，得出相应的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数随迎角α的关系曲线、飞行器机翼产生的阻力系数随迎角α的变化关系曲线、飞行器机翼产生的俯仰力矩系数随迎角α的变化关系曲线，并分析翼尖折叠过程中整个飞行器产生的气动特性变化。
5.一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动性能评估方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、给出折叠翼尖变体飞行器的基本外形参数和折叠翼尖飞行器机翼的基本参数；
步骤2、首先采用CFD对折叠翼尖变体飞行器的机翼部分进行三维建模，并计算不同翼尖折叠角度下飞行器的机翼部分所产生的气动系数，即升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数；同时，采用DATCOM计算升力系数对升降舵偏角的导数俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数/>并计算除机翼部分外的折叠翼尖变体飞行器整机的气动系数；由此，分别得到了主要由机翼产生的气动系数和由除机翼部分外整个飞行器所产生的气动系数；
步骤3、对步骤2采用CFD和DATCOM分别得到的机翼和整机的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行分析；
步骤4、对机翼部分所产生的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数和除机翼外整个飞行器所产生的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数分别进行拟合，得到折叠翼尖变体飞行器的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数关于飞行器翼尖折叠角度δ的函数关系，进而得到升力、阻力以及俯仰力矩关于折叠角度δ的函数关系；
步骤5、基于步骤4中得到的飞行器不同翼尖折叠角度下的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数的拟合结果，对折叠翼尖飞行器在不同翼尖折叠角度下的起飞性能、机动性能和降落性能进行分析，并基于此在不同飞行阶段选择最佳的折叠策略使得飞行器获得最佳的起飞、机动和降落性能；
步骤6、对翼尖折叠过程中的飞行器的纵向静稳定性进行分析，评估折叠翼尖对于飞行器折叠过程中的整体纵向静稳定性。
6.根据权利要求5所述的一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动性能评估方法，其特征在于，在步骤2中，所述的采用CFD对折叠翼尖变体飞行器的机翼部分进行三维建模，并计算不同翼尖折叠角度下飞行器的机翼部分所产生的气动系数的过程包括：
(2-a)在三维建模软件SolidWorks中建立折叠翼尖变体飞行器机翼的3D模型；
(2-b)建立折叠翼尖变体飞行器的机翼网格模型：将在SolidWorks中建立的机翼3D模型导入Ansys软件中，进行布尔运算后，设定与来流方向一致的“inlet”面，其余面设定为“outlet”，在Workbench 18.0中进行折叠翼尖变体飞行器的非结构性网格划分，使用inflation方法对边界层进行细化处理，最后生成“.mesh”网格文件；
(2-c)对所建立的机翼3D模型进行气动解算：在解算之前首先给出计算范围：定义飞行器的飞行高度为H＝20m,200m,2000m；飞行器的飞行马赫数为Ma＝0.4；翼尖的折叠角度的变化范围为[0°,60°]；为减少计算量，减少所得数据的组数，选取0°,10°,20°,30°,40°,50°,60°七个折叠角度进行计算；飞行器的迎角选择小迎角范围[-4°,8°]，其中折叠角度为0°时为具有平直机翼的常规固定翼飞行器构型；
(2-d)将机翼折叠角度[0°,60°]情况下的7组构型的折叠机翼分别通过CFD进行数值模拟，分别得出飞行迎角从[-4°,8°]共13组迎角所对应的气动系数，即升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数。
7.根据权利要求5所述的一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的的气动性能评估方法，其特征在于，在步骤2中，所述的采用DATCOM软件计算升力系数对升降舵偏角的导数俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数/>的过程包括：
(2-e)基于飞行器的基本参数，在DATCOM的输入文件中输入飞行器的相应参数；
(2-f)基于飞行器的翼型数据和外形参数，根据各个翼尖折叠角度下的飞行器构型，分别改变DATCOM输入文件中的相应参数，包括DATCOM的WGPLNF参数模块、不同翼尖折叠角度下的DATCOM输入参数；翼尖折叠主要影响DATCOM输入参数中的内外翼展长、机翼面积以及翼尖上反角，上述参数的详细定义依据DATCOM使用手册；然后，在DATCOM中得到折叠翼尖变体飞行器在不同折叠角度下的三维模型；
(2-g)针对折叠翼尖变体飞行器在不同折叠角度下的三维模型，进行不同折叠角度下的气动力和气动系数计算；由此，使用MATLAB的Curve Fitting工具箱进行一次曲线拟合，可得升力系数对升降舵偏角的导数
采用同样的方法进行曲线拟合，可得俯仰力矩系数对升降舵偏角的导数
8.根据权利要求5所述的一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动性能评估方法，其特征在于，所述步骤3过程包括：
基于飞行迎角从[-4°,8°]共13组迎角所对应的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，得出相应的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数随迎角α的关系曲线、飞行器机翼产生的阻力系数随迎角α的变化关系曲线、飞行器机翼产生的俯仰力矩系数随迎角α的变化关系曲线，并分析翼尖折叠过程中整个飞行器产生的气动特性变化。
9.根据权利要求5所述的一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动性能评估方法，其特征在于，所述步骤5的过程包括：
(5-a)通过计算不同翼尖折叠角度下的起飞距离d和起飞时间t评估不同折叠角度下的起飞性能；起飞距离d和起飞总时间t均可分成两个部分：地面滑跑阶段的距离d1和时间t1，从地面起飞至安全高度的水平距离d2和时间t2，且存在以下关系：d＝d1+d2，t＝t1+t2；基于权利要求5中获得的不同翼尖折叠角度下的气动参数可以分别得到飞行器翼尖折叠角度和起飞距离d1和时间t1的关系，进而评估翼尖折叠对飞行器起飞性能的影响；
(5-b)通过计算出不同翼尖折叠角度下的最大平飞速度Vmax以及加速到最大平飞速度所需要的加速时间ta以评估翼尖折叠对于飞行器机动飞行性能的影响；基于获得的不同翼尖折叠角度下的气动参数可以分别得到最大平飞速度Vmax、加速到最大平飞速度所需要的加速时间ta和飞行器翼尖折叠角度之间的关系，进而评估翼尖折叠对飞行器机动飞行性能的影响；
(5-c)通过计算不同翼尖折叠角度下的飞行器的降落总时间tl和降落过程中的水平距离dl以评估翼尖折叠对于飞行器降落性能的影响；基于获得的不同翼尖折叠角度下的气动参数可以分别得到降落总时间tl、降落过程中的水平距离dl和飞行器翼尖折叠角度之间的关系，进而评估翼尖折叠对飞行器降落性能的影响。
10.根据权利要求5所述的一种基于CFD和DATCOM的折叠翼尖变体飞行器的气动性能评估方法，其特征在于，所述步骤6的过程包括：
通过分析翼尖折叠过程中的飞行器的纵向静稳定性，对折叠翼尖对于飞行器折叠过程中的整体纵向静稳定性进行评估；基于所得到的不同折叠角度下的气动参数，来判断飞行器的纵向静稳定性；通过的符号判断/>是否小于0；因此，通过给出俯仰力矩系数Cm和升力系数CL的关系，判断出/>的符号，进而评估飞行器纵向静稳定性；此外，由于随着翼尖的上折，气动焦点将会沿着机体坐标系的x轴负方向移动，即xAC将会增加，使得xAC＞xCM的条件更好的满足，由此也可评估飞行器翼尖折叠过程中的纵向静稳定性。
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