申请/专利权人：南京航空航天大学

申请日：2021-06-21

公开（公告）日：2024-04-02

公开（公告）号：CN113468828B

主分类号：G06F30/28

分类号：G06F30/28;G06F113/08;G06F119/14

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.04.02#授权;2021.10.26#实质审查的生效;2021.10.01#公开

摘要：本发明公开一种飞机空中飞行颠簸强度指数计算方法，属于计算、推算或计数的技术领域。该方法，根据飞机基本几何尺寸建立用于气动力计算的十字形网格，获得影响系数矩阵；根据目标飞机的重量和拟穿越湍流区域飞行时的空速，采用涡格法计算飞机在无湍流情况下的气动力和力矩；根据湍流区域的EDR指数计算湍流强度，并生成符合vonKarman模型的空间三维湍流风时间序列；以湍流序列为输入，在给定空速和初始等效迎角下，采用涡格法计算在湍流影响下的气动力和力矩；通过动力学方程数值积分计算飞行状态，获得所需的当地速度以及飞机垂直加速度响应，计算加速度的方差，作为飞机颠簸指数，准确量化不同飞机、不同飞行状态下的飞机颠簸强度。

主权项：1.一种飞机空中飞行颠簸强度指数计算方法，其特征在于，根据飞机的基本几何尺寸建立用于气动力计算的十字形网格，在每个网格布局马蹄涡及控制点，获得全机马蹄涡系在任意控制点处的影响系数矩阵；根据目标飞机的重量和拟穿越湍流区域飞行时的空速，采用涡格法计算飞机在无湍流情况下的气动力并进行空气压缩性修正，根据修正后的无湍流影响下的气动力计算飞机在无湍流影响下的气动力矩，其中，采用涡格法计算飞机在无湍流影响下的气动力的表达式为：F′i为不可压缩流中任意控制点i处的气动力，ρ为空气密度，为第nR行第nC列马蹄涡环量，rAB为AB段涡丝的的位置矢量，为第k行第nC列马蹄涡环量，为第k行第nC+1列马蹄涡环量，rBD为BD段涡丝的位置矢量，Fi为空气压缩性修正后的任意控制点i处的气动力，AiN为全机马蹄涡系在控制点i处的影响系数矩阵，ΓN为全机马蹄涡系对应环量，在给定空速和初始等效迎角的情形下，采用涡格法计算在湍流影响下的气动力的过程中，由远前方自由来流、飞机姿态运动和瞬时湍流三部分叠加计算每个控制点处的当地速度，采用计算无湍流影响下气动力的表达式计算湍流影响下的气动力，更新当地速度的表达式为 Vi为任意控制点i处的当地速度，V∞为远前方来流速度，V∞＝[V∞x,0,V∞z]T，V∞x、V∞z为前方来流速度的纵向分量、法向分量，前方来流速度的横向分量为0，α为迎角，β为侧滑角，[p,q,r]T为三轴角速度，p、q、r为机体系下的俯仰角、滚转角、偏航角速度，xg,yg,zg为质心坐标，xi,yi,zi为任意控制点i的坐标，为地面系到机体系的转移矩阵，为三维湍流风，为当地风速梯度项；根据湍流区域的EDR指数计算湍流强度，并生成符合vonKarman模型的空间三维湍流风时间序列；以所述空间三维湍流风时间序列为输入，在给定空速和初始等效迎角的情形下，采用涡格法计算在湍流影响下的气动力并进行空气压缩性修正，根据修正后的湍流影响下的气动力计算飞机在湍流影响下的气动力矩；根据修正后的有湍流影响的气动力和力矩、修正后的无湍流影响下的气动力和力矩，确定湍流所诱发的气动力增量和力矩增量，通过动力学方程数值积分计算飞行状态参数，根据飞行状态参数更新计算气动力和力矩所需的当地速度，获得飞机垂直加速度响应序列，计算飞机垂直加速度响应序列的方差作为飞机颠簸指数。

全文数据：

权利要求：

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