申请/专利权人：南京航空航天大学

申请日：2020-07-07

公开（公告）日：2024-04-02

公开（公告）号：CN111859540B

主分类号：G06F30/15

分类号：G06F30/15;G06F30/28;G06F119/14

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.04.02#授权;2021.02.23#实质审查的生效;2020.10.30#公开

摘要：本发明公开了一种大气扰动中飞机颠簸响应的计算方法，属于计算、推算或计数的技术领域。本发明的目的是准确计算大气扰动飞行中飞机的法向加速度，为进一步评估飞机颠簸严重程度提供定量方法。该方法包括以下步骤：对飞机机翼和平尾的中弧面进行网格划分；采用非平面非定常涡环法计算飞机在大气扰动中的气动特性；计算扰动风增量气动导数并加入到飞行动力学模型中；实时计算飞机机身各处的法向加速度，即飞机颠簸响应，同时通过飞行动力学模型的数值仿真获得非平面非定常涡环法计算所需的各项飞行参数。

主权项：1.一种大气扰动中飞机颠簸响应的计算方法，其特征在于，根据目标飞机机翼和平尾的参数对机翼和平尾的中弧面进行网格划分，按照在当前网格下移14弦线位置布局涡环的方式布置涡环，所述涡环为由沿相邻上网格分界线方向的AB段涡丝、沿弦长方向的BD段涡丝、沿相邻下网格分界线方向的DE段涡丝、沿弦长方向的EA段涡丝组成的矩形涡环，沿弦长方向的BD段涡丝在网格分界线处分割为BC段涡丝和CD段涡丝，沿弦长方向的EA段涡丝在网格分界线处分割为EF段涡丝和FA段涡丝，涡环对空间任意点的诱导速度为各段涡丝诱导速度的矢量和，V＝ΓkAB+kBC+kCD+kDE+kEF+kFA＝ΓK，V为涡环对空间任意点的诱导速度，Γ为涡环环量，kAB、kBC、kCD、kDE、kEF、kFA分别为AB段、BC段、CD段、DE段、EF段、FA段涡丝诱导速度系数矢量，K为整个涡环对空间任意点的诱导速度系数矢量；采用非平面非定常涡环法计算目标飞机在瞬时三维扰动风下的气动特性获得扰动风影响下任意涡环控制点处的气动力和无扰动风影响下任意涡环控制点处的气动力，具体包括如下步骤：步骤A、计算飞机姿态运动和瞬时三维扰动风诱发的当地速度变化：飞机姿态运动和瞬时三维扰动风诱发的当地速度由自由来流速度分量V∞tk＝[V∞xtk,V∞ytk,V∞ztk]T、飞机姿态角速度分量[ptk,qtk,rtk]T和瞬时扰动风分量Wtk＝[Wxtk,Wytk,Wztk]T三部分组成，tk时刻翼面任意点的当地速度为：步骤B、计算物面边界条件，获得翼面上各个涡环的强度：在以机翼翼根前缘顶点为原点的体轴系中，翼面任意控制点处满足流场法向合速度为零的无穿透物面边界条件为：Φ为翼面任意控制点处的流场位函数，为控制点处的流场三轴速度分量，i、j、k为以机翼翼根前缘顶点为原点的坐标系的x轴、y轴、z轴的三轴单位向量，在tk时刻，飞机机翼和平尾后缘的涡环以当地速度脱落形成一系列尾涡，按非定常涡环方法，首先确定后缘网格分界点m在tk-1时刻的当地速度为：为tk-1时刻翼面附着涡系在m点处的诱导速度，为翼面上第j个涡环对分界点m的诱导速度系数矢量，N为翼面上布局的涡环总数，Γjtk-1为tk-1时刻第j个涡环的涡环环量；[Vx,mtk-1,Vy,mtk-1,Vz,mtk-1]T为tk-1时刻m点处飞机姿态运动和瞬时三维扰动风诱发的当地速度，为tk-1时刻尾涡系在分界点m处的诱导速度，tk时刻尾涡涡环拐点系相较于tk-1时刻顺坐标系方向前移了Vmtk-1Δt，从而确定一对新的涡环拐点，并构建新的尾涡涡环，最新尾涡涡环的强度与tk-1时刻的后缘涡环强度相同，进一步修正尾涡系任意拐点n的位置为： 为tk-1时刻翼面附着涡在拐点n的诱导速度，为翼面上第j个涡环对拐点n的诱导速度矢量，为tk-1时刻尾涡系在拐点n处的诱导速度，[Wxtk-1,Wytk-1,Wztk-1]T为tk-1时刻的扰动风速，从而获得tk时刻尾涡系在控制点i处的诱导速度，控制点处的无穿透物面边界条件为： 求解控制点处的无穿透物面边界条件这个代数方程，即可获得各涡环强度Γ1tk,Γ2tk,...,ΓNtk，步骤C，根据库塔-茹科夫斯基定理进行空气动力计算：任意涡环环量与其相邻涡环环量进行叠加后得到实际环量分布，右半对称翼面任意涡环控制点i上的气动为： Fitk＝[Fx,itk,Fy,itk,Fz,itk]T表示tk时刻扰动风影响下第nRW行nCW列的控制点i上的气动力，ρ为空气密度，为tk时刻第nRW行nCW列的控制点i对应涡环的环量，分别为tk时刻第nRW-1行nCW列、第nRW行nCW+1列涡环的环量，Vb,itk为tk时刻翼面附着涡系在控制点i处的诱导速度，[Vx,itk,Vy,itk,Vz,itk]T为tk时刻控制点i处飞机姿态运动和瞬时三维扰动风诱发的当地速度，为tk时刻尾涡系在控制点i处的诱导速度，rAB、rBC、rCD分别为控制点i对应涡环的AB、BC、CD段涡丝向量；计算翼面前缘涡环控制点i在扰动风影响下的气动力时，计算翼面后缘涡环控制点i在扰动风影响下的气动力时，省略rCD项；根据扰动风影响下任意涡环控制点处气动力与无扰动风影响下任意涡环控制点处气动力的差值得到仅由扰动风引起的气动力变化，根据仅由扰动风引起的气动力变化计算目标飞机机翼和平尾在大气扰动下的气动力和俯仰力矩形成增量气动导数项，将增量气动导数项加入飞机气动模型后求解实时气动力及俯仰力矩，再结合飞行动力学方程获得目标飞机机身任意点处的法向加速度，其中，根据仅由扰动风引起的气动力变化计算目标飞机机翼和平尾在大气扰动下的气动力和俯仰力矩形成增量气动导数项的方法为：将气动力变化转换到风轴系中得到扰动风导致的阻力增量、侧力增量和升力增量以及绕飞机重心的俯仰力矩增量，ΔFxtk,ΔFytk,ΔFztk分别为tk时刻扰动风导致的阻力增量、侧力增量和升力增量，αtk、βtk分别为tk时刻的迎角、侧滑角，xcg、zcg为飞机重心坐标在以机翼翼根前缘顶点为原点的坐标系的x轴、z轴分量，ΔMytk为tk时刻绕飞机重心的俯仰力矩增量，形成的增量气动导数项为分别为tk时刻升力和俯仰力矩的增量导数，S为翼面有效面积，c为平均弦长，ρ是大气密度，Vtk是tk时刻的空速；更新目标飞机的飞行状态参数，通过连续计算目标飞机法向加速度得到大气扰动中的飞机颠簸响应。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 南京航空航天大学 一种大气扰动中飞机颠簸响应的计算方法

免责声明
1、本报告根据公开、合法渠道获得相关数据和信息，力求客观、公正，但并不保证数据的最终完整性和准确性。
2、报告中的分析和结论仅反映本公司于发布本报告当日的职业理解，仅供参考使用，不能作为本公司承担任何法律责任的依据或者凭证。

阅读全文 双屏查看 官方信息 专利公告 收藏专利 下载PDF 下载WORD