CN114861334B - 外挂物对升降副翼影响的低成本气动模型构建方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种外挂物对升降副翼影响的低成本气动模型构建方法，涉及飞机设计的技术领域，本发明旨在解决做外挂物影响的风洞试验成本高昂的问题。本发明的方法中仅对单侧外挂物进行测试，然后基于镜像原理将数据进行处理，最后将数据进行叠加整合，在大量缩减试验次数的情况下，同样能够获得全面的测试结果。

Description

外挂物对升降副翼影响的低成本气动模型构建方法
技术领域
本发明涉及飞机设计的技术领域，具体涉及一种外挂物对升降副翼影响的低成本气动模型构建方法。
背景技术
空气动力是飞机控制设计的关键部分。飞机在控制设计时必须引入全机气动模型。全机气动模型通常包括：基本状态气动数据模型、操纵面偏转数据模型、外挂物影响数据模型等。这些数据主要是通过风洞试验技术获得的，风洞试验费用昂贵，通常，一架军用飞机用于气动模型构建的风洞试验费用总和在1-3亿元之间。降低风洞试验成本是军方的强烈需求。
外挂物对升降副翼影响的气动模型是飞翼式飞机全机气动模型的一个组成部分。如图1所示，飞翼式飞机会在左右两个机翼的后缘对称布置升降副翼。如图2和图3所示，由于外挂物悬挂在升降副翼的前方，所以会对升降副翼的气动数据造成影响。
外挂物对升降副翼影响的气动模型构建的传统方法为：开展不同构型下的舵面（升降副翼的表面）偏转风洞试验构建气动模型。这种方法具体如下：
假定某飞机的外挂物左右对称布置4个，如图4所示，则有5种构型。即满载4个外挂物构型、投放掉1个后成为3个外挂物构型、对称投放掉2个后成为2个外挂物构型、投放掉3个后成为1个外挂物构型、投放掉4个后成为空载构型。记数为5。
两侧升降副翼在±30o范围内每5o间隔，同角度同向偏转进行纵向控制（俯仰）共12组，0°不算在内。记数为12。
两侧升降副翼进行差偏转进行横向控制（滚转）共 68组。例如在0o基础上的±30o范围内每5o间隔差偏进行横向控制共12组。这句话的意思是两个升降副翼的初始角度是0°，二者同步反向在±30o范围内每5o间隔进行调整。另外还需要进行的测试有：在5o基础上±25o范围内每5o间隔差偏进行横向控制共10组、在-5o基础上±25o范围内每5o间隔差偏进行横向控制共10组、在10o基础上±20o范围内每5o间隔差偏进行横向控制共8组、在-10o基础上±20o范围内每5o间隔差偏进行横向控制共8组、在15o基础上±15o范围内每5o间隔差偏进行横向控制共6组、在-15o基础上±15o范围内每5o间隔差偏进行横向控制共6组、在20o基础上±10o范围内每5o间隔差偏进行横向控制共4组、在-20o基础上±10o范围内每5o间隔差偏进行横向控制共4组。记数为68。
侧滑角通常选3o、6o、9o。计数为3。
所以风洞试验的次数为：5*12*68*3=12240(次)；为了降低费用，通常将升降副翼左右两侧差偏的间隔由5o增大到10o，从而实现将计数68降低为34，但这降低了精度，即便如此，试验经费需求依旧很高：12240（次）/2*0.5（万元/次）=3060(万元)。
综上所述，开展不同构型下的舵面偏转风洞试验构建气动模型方法的缺点为：1）成本太高；2）数据间隔大导致精度降低；3）数据量太大且逻辑复杂。所以针对于上述问题，本发明旨在提出一种新的解决方案。
发明内容
本发明提出了一种外挂物对升降副翼影响的低成本气动模型构建方法，包括以下步骤：
S1、对外挂物设定满载、半载以及空载三种挂载状态，飞机的侧滑角为±3o、±6o、±9o；
S2、在风洞中对单侧机翼挂载外挂物；
S3、基于S1中不同的挂载状态和不同的侧滑角，测试并获取在升降副翼的舵面为0°的状态下，对正后方的升降副翼以及另一侧升降副翼的力学参数，定义为基础数据；
S4、基于S1中不同的挂载状态和不同的侧滑角，测试并获取外挂物正后方的升降副翼以及另一侧升降副翼在不同舵面角度下的力学参数，并且分别定义为主要参数和次要参数；然后将主要参数和次要参数分别与条件对等的基础数据做运算，得到主要参数增量矩阵和次要参数增量矩阵；
S5、基于镜像对称原理，将次要参数增量矩阵的矢量方向进行镜像调整以形成第二次要参数增量矩阵，基于实际的挂载情况将对应的主要参数增量矩阵和第二次要参数增量矩阵进行叠加，得到参数增量矩阵；
S6、整合参数增量矩阵，以构建模型。
本发明的进一步设置为：所述升降副翼在±30o范围内每5o间隔偏动。
本发明的有益效果为：
试验次数少、经费减少、舵面偏度可以尽量减小所以提升了气动模型数据的精度。
附图说明
图1是升降副翼在机翼相对位置的结构示意图；
图2是外挂物与升降副翼相对位置关系的结构示意图一；
图3是外挂物与升降副翼相对位置关系的结构示意图二；
图4是外挂物的挂载情况的示意图；
图5是本发明中一种测试实例中两个机翼的挂载情况示意图；
图6是本发明中一种测试实例中测试单侧机翼挂载对正后方升降副翼影响的示意图；
图7是本发明中一种测试实例中测试单侧机翼挂载对另一侧升降副翼影响的示意图。
附图标记：1、机翼；2、升降副翼；3、外挂物。
具体实施方式
下面参照附图来描述本发明的优选实施方式。本领域技术人员应当理解的是，这些实施方式仅仅用于解释本发明的技术原理，并非旨在限制本发明的保护范围。
本发明提出了一种外挂物对升降副翼影响的低成本气动模型构建方法，包括以下步骤：
S1、对外挂物3设定满载、半载以及空载三种挂载状态，飞机的侧滑角为±3o、±6o、±9o；
S2、在风洞中对单侧机翼1挂载外挂物3；
S3、基于S1中不同的挂载状态和不同的侧滑角，测试并获取在升降副翼2的舵面为0°的状态下，对正后方的升降副翼2以及另一侧升降副翼2的力学参数，定义为基础数据；
S4、基于S1中不同的挂载状态和不同的侧滑角，测试并获取外挂物3正后方的升降副翼2以及另一侧升降副翼2在不同舵面角度下的力学参数，并且分别定义为主要参数和次要参数；然后将主要参数和次要参数分别与条件对等的基础数据做运算，得到主要参数增量矩阵和次要参数增量矩阵。具体过程方式是：（带外挂不同偏度-带外挂0偏度）-（空载不同偏度-空载0偏度）而获得的数据增量，表征的是不同外挂物3情况对不同偏度的舵面的影响量。
S5、基于镜像对称原理，将次要参数增量矩阵的矢量方向进行镜像调整以形成第二次要参数增量矩阵，基于实际的挂载情况将对应的主要参数增量矩阵和第二次要参数增量矩阵进行叠加，得到参数增量矩阵。
S6、整合参数增量矩阵，以构建模型。
在步骤S4中，设定主要参数和次要参数的原因在于：外挂物3对两侧升降副翼2均能够产生影响，但是影响程度不同，可是依旧需要考虑到这两种影响共同作用的结果。
在步骤S1中，由于仅设计了三种挂载状态，所以计数为3。侧滑角有六种状态，所以计数为6。
在步骤S4中，两侧升降副翼2均在±30o范围内每5o间隔偏动，所以主要参数产生12组数据，次要参数也产生12组数据。
由于飞机具有镜像的结构特点，所以外挂物3对不同升降副翼2产生的作用的数据也是可以镜像的。剖析升降副翼2的力学参数的镜像过程：某一偏度的纵向气动力增量镜像到另一侧后，侧滑角反号，纵向数据矩阵[ΔCL、ΔCD、ΔCm]不变；某一偏度的横航向气动力增量镜像到另一侧后，侧滑角反号，横航向数据矩阵[ΔCl、ΔCn、ΔCY]反号。上述矩阵中，Δ表示增量，CL、CD、Cm分别表示升力、阻力以及俯仰力矩，Cl、Cn、CY分别表示滚转力矩、偏航力矩以及侧向力。
例如图5、图6、图7所示，若想要获取在侧滑角为6°，左侧机翼1满载，右侧机翼1半载的空气动力参数情况。需要进行侧滑角为6°，左侧机翼1满载对正后方升降副翼2的主要参数的测试；然后需要进行侧滑角为-6°，左侧机翼1半载对另一侧升降副翼2的次要参数的测试。然后基于上述S3和S4的内容求得主要参数增量矩阵和次要参数增量矩阵，然后将次要参数增量矩阵依上文说明进行镜像调整以得到第二次要参数增量矩阵，最后将主要参数增量矩阵与第二次要参数增量矩阵进行叠加，最终得到参数增量矩阵。
所以，先声明结论，利用本发明构建外挂物3对升降副翼2影响的气动模型，风洞试验的次数为：3*（12+12）*6=432(次)，试验经费需求为：432（次）*0.5=216(万元)。具有的优点是：试验次数少、经费减少、舵面偏度可以尽量减小所以提升了气动模型数据的精度。
基于以上分析对数据矩阵进行公式构成如下：
左侧满载对左侧舵面的气动影响增量表示为下述式1和式2：
Figure 950874DEST_PATH_IMAGE001
Figure 908466DEST_PATH_IMAGE002
镜像出右侧满载对右侧舵面的气动影响增量，表示为下述式3和式4：
Figure 474839DEST_PATH_IMAGE003
Figure 591700DEST_PATH_IMAGE004
左侧满载对右侧舵面的气动影响增量表示为下述式5和式6：
Figure 490385DEST_PATH_IMAGE005
Figure 466432DEST_PATH_IMAGE006
镜像出右侧满载对左侧舵面的气动影响增量表示为下述式7和式8：
Figure 335031DEST_PATH_IMAGE007
Figure 447343DEST_PATH_IMAGE008
上述公式中，
Figure 641564DEST_PATH_IMAGE009
表示侧滑角
Figure 104906DEST_PATH_IMAGE010
为a时，气动数据增量矩阵。其中zz表示左侧外挂物3对左侧舵面的影响，zy表 示左侧外挂物3对右侧舵面的影响，
Figure 652562DEST_PATH_IMAGE011
表示增量，m表示满载，
Figure 508130DEST_PATH_IMAGE012
表示插值计算方法，即根据 数据增量矩阵求出某一侧滑某一偏度下的气动力增量数据。
Figure 748618DEST_PATH_IMAGE013
表示左侧舵面，
Figure 433677DEST_PATH_IMAGE014
表示右侧 舵面。半载时，下标m变成b，其余一致。
同理可以推导出半载的基础数据矩阵。
在步骤S4中，情况如下：
满载情况，
Figure 175237DEST_PATH_IMAGE015
半载情况，
Figure 996563DEST_PATH_IMAGE016
左侧满载右侧半载情况，
Figure 673532DEST_PATH_IMAGE017
左侧半载右侧满载情况，
Figure 970521DEST_PATH_IMAGE018
虽然已经参考优选实施例对本发明进行了描述，但在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件，尤其是，只要不存在结构冲突，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来。本发明并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。
在本发明的描述中，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示所述装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
此外，还需要说明的是，在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
术语“包括”或者任何其它类似用语旨在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、物品或者设备/装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其它要素，或者还包括这些过程、物品或者设备/装置所固有的要素。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本发明的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本发明的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本发明的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本发明的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种外挂物对升降副翼影响的低成本气动模型构建方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1、对外挂物设定满载、半载以及空载三种挂载状态，飞机的侧滑角为±3o、±6o、±9o；
S2、在风洞中对单侧机翼挂载外挂物；
S3、基于S1中不同的挂载状态和不同的侧滑角，测试并获取在升降副翼的舵面为0°的状态下，对正后方的升降副翼以及另一侧升降副翼的力学参数，定义为基础数据；
S4、基于S1中不同的挂载状态和不同的侧滑角，测试并获取外挂物正后方的升降副翼以及另一侧升降副翼在不同舵面角度下的力学参数，并且分别定义为主要参数和次要参数；然后将主要参数和次要参数分别与条件对等的基础数据做运算，得到主要参数增量矩阵和次要参数增量矩阵；
S5、基于镜像对称原理，将次要参数增量矩阵的矢量方向进行镜像调整以形成第二次要参数增量矩阵，基于实际的挂载情况将对应的主要参数增量矩阵和第二次要参数增量矩阵进行叠加，得到参数增量矩阵；
S6、整合参数增量矩阵，以构建模型。
2.根据权利要求1所述的外挂物对升降副翼影响的低成本气动模型构建方法，其特征在于：所述升降副翼在±30o范围内每5o间隔偏动。
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105740525A (zh) * 2016-01-26 2016-07-06 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞行器的气动力数据处理方法及气动力数据处理***
CN105786009A (zh) * 2016-04-07 2016-07-20 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机非对称挂载的飞行控制方法
CN110889171A (zh) * 2019-12-02 2020-03-17 中国空气动力研究与发展中心 一种立式风洞飞机尾旋试验模型设计方法
CN113886967A (zh) * 2020-10-09 2022-01-04 北京航空航天大学 多巡航工况的大型飞机机翼气动弹性优化方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8302904B2 (en) * 2007-04-19 2012-11-06 California Institute Of Technology Dynamic roughness for aerodynamic applications

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105740525A (zh) * 2016-01-26 2016-07-06 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞行器的气动力数据处理方法及气动力数据处理***
CN105786009A (zh) * 2016-04-07 2016-07-20 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机非对称挂载的飞行控制方法
CN110889171A (zh) * 2019-12-02 2020-03-17 中国空气动力研究与发展中心 一种立式风洞飞机尾旋试验模型设计方法
CN113886967A (zh) * 2020-10-09 2022-01-04 北京航空航天大学 多巡航工况的大型飞机机翼气动弹性优化方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Experimental Aeroelastic Models Design and Wind Tunnel Testing for Correlation with New Theory;Deman Tang and Earl H. Dowell;《aerospace》;20160414;正文第1-25页 *
有限试验状态下面对称飞行器气动建模方法;李富贵 等;《固体火箭技术》;20160630;正文第417-421、443页 *
高速风洞飞机部件和外挂物同时测力试验研究;李熙佩 等;《流体力学实验与测量》;20030331;正文第39-42、50页 *

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