一种三栖气垫船的机翼安装角度的获取方法与流程

本发明涉及飞行器仿真计算技术领域，尤其涉及三栖气垫船的机翼安装角度的获取方法。

背景技术：

目前，世界上主流的两栖船为水陆两栖的气垫船和水空两栖的地效翼船。水陆两栖的气垫船重量大，相对比较笨重，不能进入空中；而水空两栖的地效翼船只能在特定区域飞行，上述两种类型的船都不能实现水陆空三栖使用。鉴于此，市场上出现了能够在水里、陆地和天空使用的三栖气垫船，机翼安装角度是三栖气垫船的重要参数，直接影响着三栖气垫船的使用性能，现有三栖气垫船的机翼安装角度采取的是现场测试的方法，需要进行反复多次的改进和测试，费时费力。

技术实现要素：

针对上述技术中存在的不足之处，本发明提供了一种三栖气垫船的机翼安装角度的获取方法，其利用fluent软件对三栖气垫船进行气动特性的计算分析，从而得到较为适合的机翼安装角度，能够有效的减少现场测试的次数，缩短研发周期。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种三栖气垫船的机翼安装角度的获取方法，包括：步骤一，提取并计算三栖气垫船的基本结构参数；步骤二，建模工作，根据步骤一中计算得出的基本结构参数进行三栖气垫船模型的建立；步骤三，将步骤二中建立的三栖气垫船模型导入gambit软件中，并对三栖气垫船模型进行网格划分；步骤四，将步骤三中网格划分完成后的三栖气垫船模型导入fluent软件中并进行气动特性计算分析；步骤五，根据步骤四中计算分析得到的气动特性数据，确定使三栖气垫船的升阻比达到最大值时的攻角大小；步骤六，根据步骤五中得到的攻角大小确定三栖气垫船的机翼的安装角度。

优选的，步骤一中的基本结构参数包括：起飞总重量、翼载荷、升阻力特性。

优选的，步骤三中的网格划分具体包括以下步骤：a)利用gambit软件先对三栖气垫船模型的整体进行贴身的网格划分，其中，三栖气垫船模型的各部件之间采用不同颜色的网格划分；b)在所述三栖气垫船模型的周边圈出一个足以包裹整个模型的立方体，使得所述三栖气垫船模型位于其正中央；c)再在所述立方体中挖出一个与所述三栖气垫船模型等同的立体空间，所述三栖气垫船模型与所述立体空间相重合，接着在所述立体空间内设置水面，并分别对水面和空气设置边界。

优选的，所述三栖气垫船模型为对称结构，在步骤三的网格划分时，gambit软件只对三栖气垫船模型沿其对称轴的一半模型进行分析。

优选的，步骤三中采用非结构自由网格形式的网格划分结构。

优选的，步骤四中气动特性计算分析时选择湍流模型，并设定不同的机翼攻角和起飞速度，计算在不同机翼攻角和不同起飞速度情况下的升力系数和阻力系数，得到在不同起飞速度情况下的机翼攻角与升力系数的关系曲线、机翼攻角与阻力系数的关系曲线、机翼攻角与升阻比k的关系曲线。

优选的，步骤四中机翼攻角分别选取-2°、0°、4°、8°、12°和16°进行计算。

优选的，步骤四中不同起飞速度的范围为10m/s～45m/s。

优选的，不同起飞速度分别选取11m/s、16m/s和30m/s进行计算。

本发明与现有技术相比，其有益效果是：本发明提供的三栖气垫船的机翼安装角度的获取方法，其通过gambit软件对三栖气垫船模型进行网格划分，并利用fluent软件对三栖气垫船进行气动特性的计算分析，从而得到较为适合的机翼安装角度，能够有效的减少现场测试的次数，缩短研发周期，大大提高了研发效率。

附图说明

图1是本发明的三栖气垫船的模型图；

图2是当起飞速度为11m/s时本发明的三栖气垫船的机翼攻角与升力系数之间的关系曲线图；

图3是当起飞速度为11m/s时本发明的三栖气垫船的机翼攻角与阻力系数之间的关系曲线图；

图4是当起飞速度为11m/s时本发明的三栖气垫船的机翼攻角与升阻比之间的关系曲线图；

图5是当起飞速度为16m/s时本发明的三栖气垫船的机翼攻角与升力系数之间的关系曲线图；

图6是当起飞速度为16m/s时本发明的三栖气垫船的机翼攻角与阻力系数之间的关系曲线图；

图7是当起飞速度为16m/s时本发明的三栖气垫船的机翼攻角与升阻比之间的关系曲线图；

图8是当起飞速度为30m/s时本发明的三栖气垫船的机翼攻角与升力系数之间的关系曲线图；

图9是当起飞速度为30m/s时本发明的三栖气垫船的机翼攻角与阻力系数之间的关系曲线图；

图10是当起飞速度为30m/s时本发明的三栖气垫船的机翼攻角与升阻比之间的关系曲线图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。

如图1所示，本发明提供了一种三栖气垫船的机翼安装角度的获取方法，包括：步骤一，提取并计算三栖气垫船的基本结构参数，具体的：

1)三栖气垫船起飞总重量的预估；

三栖气垫船的主尺寸如下：

总长：760mm总宽：940mm

翼展：350mm围裙体积：0.42m2

三栖气垫船起飞重量是指在设计确定任务开始时总重量，其中：wcrew--乘员重量，本次设计中拟采用三个人的重量；wf--燃油重量；wpl--有效载荷；we--船身重量。

wto＝wcrew+wf+wpl+we

重量预估表如下：

表1为重量预估表

故起飞总重量wto＝74.9n。

2)翼载荷的计算；

翼载荷是起飞总重量与机翼面积的比值，本实施例中选择依据起飞速度来确定翼载荷，具体公式如下：

本实施例中取最大升力系数cmax＝1.2、起飞速度v1＝12m/s，把最大升力系数和起飞速度代入上式求得翼载荷wt0/s＝105.408n/m²。由于起飞总重量已经估算出，所以有s＝wt0/翼载荷，求得机翼面积s为0.71m²，现把机翼面积s取个方便计算的数，故调整为0.8m²，则当s＝0.8m²的情况下翼载荷wt0/s＝93.63n/m²。

3)升阻力特性计算；

螺旋桨式推动的飞机的最大升力系数的范围可定为1.2～1.8，初步确定最大升力系数为clmax＝1.2；

再依据前面求得的起飞总重量wto、机翼面积s和巡航速度v2(v2＝16m/s)可计算出巡航条件下的升力系数和阻力系数,如下式：

其中，clc--巡航升力系数，vc--试航速度，s--机翼面积；

把相关数据代入上式可求得巡航升力系数clc＝0.60，则飞机的阻力系数可用下式表示：

或cd＝cd0+kcl²

其中，k＝1/πae为诱导阻力因子，a为展弦比；e为奥斯瓦尔德系数,且满足公式：

e＝1.78(1-0.045a^0.68)-0.64

由于机翼不能太大，也就说其展弦不能太大，在符合机翼面积s为0.8m²的情况下结合实际则可以选取机翼展弦比a＝5,求得三栖气垫船的巡航阻力系数

则三栖气垫船的最大升阻比：

其中，l--升力，d--阻力；再将前面所求得的各项数据带入式中可得三栖气垫船的最大升阻比(l/d)max＝16.2。

步骤二，建模工作，根据步骤一中计算得出的基本结构参数并利用proe软件进行三栖气垫船模型的建立，如图1所示；

步骤三，将步骤二中建立的三栖气垫船模型导入gambit软件中，并对三栖气垫船模型进行网格划分，本实施例中采用非结构自由网格形式的网格划分结构；具体的，a)利用gambit软件先对三栖气垫船模型的整体进行贴身的网格划分，其中，部件之间采用不同颜色的网格划分；b)在所述三栖气垫船模型的周边圈出一个足以包裹整个模型的立方体，使得所述三栖气垫船模型位于其中央；c)再在所述立方体中挖出一个与所述三栖气垫船模型等同的立体空间，所述三栖气垫船模型与所述立体空间相重合，接着在所述立体空间内设置水面，并分别对水面和空气设置边界。在利用gambit软件进行网格划分的过程中为了减小网格总数，提高计算效率，鉴于三栖气垫船是左右完全轴对称的结构，因此，可以只对三栖气垫船的一半进行网格划分，以节省工作量，提高计算效率。

步骤四，将步骤三中网格划分完成后的三栖气垫船模型导入fluent软件中并进行气动特性计算分析，具体的，选择湍流模型，设定不同的机翼攻角和起飞速度，计算在不同机翼攻角和不同起飞速度情况下的升力系数和阻力系数，得到在不同起飞速度情况下的机翼攻角与升力系数的关系曲线、机翼攻角与阻力系数的关系曲线和机翼攻角与升阻比k的关系曲线；具体的，起飞速度的范围为10m/s～45m/s，机翼攻角的选取角度为-2°、0°、4°、8°、12°和16°；如图2至图4所示，对当起飞速度为11m/s时，机翼攻角为-2°、0°、4°、8°、12°和16°时的升力系数、阻力系数和升阻比k进行计算,得出当起飞速度为11m/s时的机翼攻角与升力系数的关系曲线图、机翼攻角与阻力系数的关系曲线图和机翼攻角与升阻比k的关系曲线图；如图5至图7所示，对当起飞速度为16m/s时，机翼攻角为-2°、0°、4°、8°、12°和16°时的升力系数、阻力系数和升阻比k进行计算,得出当起飞速度为16m/s时的机翼攻角与升力系数的关系曲线图、机翼攻角与阻力系数的关系曲线图和机翼攻角与升阻比k的关系曲线图；如图8至图10所示，对当起飞速度为30m/s时，机翼攻角为-2°、0°、4°、8°、12°和16°时的升力系数、阻力系数和升阻比k进行计算,得出当起飞速度为16m/s时的机翼攻角与升力系数的关系曲线图、机翼攻角与阻力系数的关系曲线图和机翼攻角与升阻比k的关系曲线图；表2、表3和表4分别为起飞速度为11m/s、16m/s和30m/s时的三栖气垫船的气动特性数值。

表2为速度11m/s时三栖气垫船的气动特性数值

表3为速度16m/s时三栖气垫船的气动特性数值

表4为速度30m/s时三栖气垫船的气动特性数值

步骤五，根据步骤四中计算分析得到的数据，确定使升阻比达到最大值时的攻角大小，由附图2至附图10以及表2至表4可知，当攻角值为0°时，三栖气垫船的升阻比达到最大值；

步骤六，根据步骤五中得到的攻角大小确定机翼的安装角度，由步骤五中的攻角值为0°可知，机翼安装时不是水平安装，而是有了5°的安装角，5°的角度值是达到0.60的设计巡航升力系数要求的最佳角度。

尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。