专利名称：一种飞机升阻气动特性的弹性修正方法
技术领域：
本发明涉及一种飞机升阻气动特性的弹性修正方法，属于航空飞行器技术领域。
背景技术：
飞机在飞行时受到气动载荷的作用，机体结构尤其是机翼会发生弹性变形，这肩 于飞行器静气动弹性问题。对于小展弦比机翼飞机，弹性变形对全机气动特性影响较小3 以忽略，但对于具有大展弦比机翼(展弦比>15)的飞机，机翼受载后会发生较大的弹性3 形，整个机翼将产生很大的上翘和扭转变形，这种静气动弹性变形是不能够忽略的。而目1 所有气动特性计算和风洞试验都是将飞机当做刚性体进行计算和试验，所得到的气动数I 是针对刚性模型的结果，此结果与真实飞机的气动性能存在偏差，有必要寻找一种弹性a 动力修正方法对刚性模型和风洞试验得到的飞机升阻特性进行修正。
发明内容
本发明的目的是为了解决上述问题，提出一种飞机升阻气动特性的弹性修正7 法，以刚性飞机升力和阻力的表达公式为基础，通过引入特性修正量，得到了机翼弹性变 1 对气动特性的影响修正公式，进而对飞机升阻特性进行修正。一种飞机升阻气动特性的弹性修正方法，包括以下几个步骤步骤一获取刚性机翼的升力；刚性机翼的升力为CL = CLa(a+a0)(1)其中为刚性机翼的升力，为刚性机翼升力，a为飞机迎角，为飞机零5 迎角；步骤二 获取升力修正公式；当机翼发生弹性变形后，假设机翼迎角变化为A a，弹性变形后机翼的升力CL 为
权利要求
1.一种飞机升阻气动特性的弹性修正方法，其特征在于，包括以下几个步骤步骤一获取刚性机翼的升力；刚性机翼的升力为Cl = CLa ( α + α 0)(I)其中为刚性机翼的升力，Qa为刚性机翼升力，α为飞机迎角，为飞机零升迎角；步骤二 获取升力修正公式；当机翼发生弹性变形后，假设机翼迎角变化为△ α，弹性变形后机翼的升力(V为
2.根据权利要求I所述的一种飞机升阻气动特性的弹性修正方法，其特征在于，所述的 a、b。、b” b2 分别为a = _0· 03, b。= _0· 0035、b1 = _0· 0049、b2 = 0. 0079 ；进而得到了机翼弹性变形对飞机升力的修正公式为Cl' = Cl(1-0. 031ny)(8)机翼弹性变形对飞机阻力的修正公式为Cd ' = Cd- (O. 0049Cl2-0. 0079Cl+0. 0035) ny(9)。
全文摘要
本发明公开了一种飞机升阻气动特性的弹性修正方法，其特征在于，包括以下几个步骤步骤一获取刚性机翼的升力；步骤二获取升力修正公式；步骤三获取刚性机翼的阻力；步骤四获取阻力的修正公式；步骤五根据不同飞机的机翼，获取修正系数，对飞机的升力和阻力进行修正。本发明以最终给出飞机升力和阻力修正公式为目的，提出的修正公式表述简单、明确，适用于大展弦比机翼飞机进行刚性模型数值气动计算和风洞试验后对的升力和阻力特性的弹性修正，对于大展弦比机翼飞机具有较高的修正精度。
文档编号B64F5/00GK102941925SQ20121043660
公开日2013年2月27日 申请日期2012年11月5日 优先权日2012年11月5日
发明者马铁林, 马东立, 张朔, 张晓鸥, 向锦武 申请人:北京航空航天大学