附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的确定方法
【专利说明】附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的 确定方法 【技术领域】
[0001] 本发明属于分布式推进飞机气动特性分析领域，设及一种附面层吞吸效应对飞机 横侧向气动特性影响的确定方法。 【【背景技术】】
[0002] 分布式推进构型是应用于民用飞机的一项新型综合设计布局，可W大幅度提升燃 油经济性、航程，同时降低污染排放及噪音影响。相比于传统飞机，分布式推进飞机的重要 变革之一即是采用全新的具有附面层吞吸功能的分布埋入式推进系统，直接从机身中部上 表面吞吸附面层流，显著改善推进效率及优化飞机升/阻特性。
[0003] 分布式推进系统包含多台独立可调的发动机，当安装在左右两侧机翼的发动机附 面层吞吸程度不同时，会导致左右两侧机翼的翼面流场产生差异，进而由不对称的升力、阻 力产生滚转力矩和偏航力矩等横侧向气动力矩。因此，要实现分布式推进飞机的建模与控 审IJ，首先必须建立附面层吞吸效应对飞机横侧向气动特性的影响规律，运也是新布局飞机 研究领域面临的新问题。
[0004] 在分布式推进飞机气动特性分析领域，目前已有研究主要是附面层吞吸效应对纵 向升阻特性的影响分析，主要包括W下两个方面：（1)典型状态下的附面层吞吸效应分析。 主要针对巡航状态，建立能够模拟附面层吞吸效应的二维C抑计算模型，并基于二维C抑计 算模型研究附面层吞吸效应对升力、阻力特性的影响规律。（2)不同飞行状态下的附面层 吞吸有效性分析。在巡航阶段不同速度、爬升阶段不同高度、低空低速等状态下，采用修正 CFD计算模型边界条件的方式，研究附面层吞吸效应对飞机纵向气动特性的改善。
[0005] 因此，对于分布式推进新布局飞机，附面层吞吸效应对横侧向气动特性的影响研 究还未有实质性开展，属于空白研究领域，亟需一种面向附面层吞吸效应的飞机横侧向气 动特性计算方法，W准确掲示推进/机体高度融合形成的气动、飞行与推进多系统强禪合 效应。 【
【发明内容】
】
[0006] 本发明针对上面所述的问题，提供了一种附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧 向气动特性影响的确定方法，W弥补现有对该项问题研究的不足，准确计算分布式推进飞 机不同附面层吞吸程度下的横侧向气动特性，为此类飞机的建模与控制奠定基础。本发明 利用基于差异化边界条件的=维综合计算模型，来实现对分布式推进飞机横侧向气动特性 分析。
[0007] 本发明的附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的确定方法，实 现步骤如下：
[0008] 步骤1，建立面向附面层吞吸效应的=维综合计算模型。
[0009] 所述的=维综合计算模型包含翼身融合机体和半埋入式分布推进系统，半埋入式 分布推进系统包括=组半埋入机体上表面的发动机，且安装在左右两侧机翼的发动机的控 制参数可独立调节，W真实模拟两侧发动机附面层吞吸程度存在差异的情况。所述的控制 参数包括风扇增压比和尾喷管喷口面积，设置不同的控制变量对应不同的进出口参数和附 面层吞吸程度。
[0010] 步骤2,建立发动机控制参数与发动机流量入口参数和速度出口参数的对应关系， 设置左右两侧发动机入口、出口差异化边界条件；发动机的每组控制参数对应不同的附面 层吞吸程度，同时对应不同的发动机流量入口参数和速度出口参数，设置模拟左右两侧发 动机附面层吞吸程度的差异。
[0011] 根据分布式推进系统预压缩段、进气道、风扇、尾喷管的工作特性，建立各部件的 特性方程，根据发动机工作时满足空气质量流量平衡条件建立等式，利用补充方程判断尾 喷管出口处气流是否完全膨胀，利用尾喷管出口处的总压和静压、总溫和静溫的等式关系 来确定发动机速度出口参数和流量入口参数。根据推进系统的控制参数范围，设置安装在 左右两侧机翼的发动机的控制参数，并分别计算获得两侧发动机的流量入口参数和速度出 口参数，W及相应的左右两侧附面层吞吸程度。
[0012] 步骤3,进行流场模拟和计算，获取两侧附面层吞吸效应存在差异时飞机的横侧向 气动特性。
[0013] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0014] (1)本发明方法为一种基于差异化边界条件的=维模型综合计算分析方法，通过 分别设置两侧发动机不同的边界条件，能准确模拟左、右两侧附面层吞吸程度有差异的情 况，进而可计算飞机的横侧向气动特性，弥补了现有研究的空白。
[0015] (2)本发明方法采用基于部件特性的分布式推进系统模型计算发动机的进出口边 界条件，包括流量入口参数和速度出口参数，数据准确度高，可保证最终计算获得的飞机横 侧向气动参数具有较高的可靠性。 【【附图说明】】
[0016] 附图是本发明附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的确定方 法的流程示意图。 【【具体实施方式】】
[0017] 下面结合附图对本发明的技术方案进行详细说明。
[0018] 本发明提供的附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的确定方 法，如图所示，包括步骤1~步骤3。
[0019] 步骤1，建立面向附面层吞吸效应的=维综合计算模型。
[0020] 本步骤的目的是建立可模拟附面层吞吸效应的=维综合计算模型。本发明实施例 在有限元分析软件ANSYS的环境中，首先根据飞机的外形尺寸数据建立翼身融合机体的S 维干净模型，然后在机尾上表面处按等同间隔叠加=组半埋入式、控制参数独立可调的发 动机，构成=维综合计算模型。所建立的=维综合计算模型的背负式进气道可直接吸入机 体表面低速附面层流，形成附面层吞吸效应。模型中的每个发动机的控制参数包括风扇增 压比和尾喷管喷口面积，设置不同的控制变量对应不同的进出口参数和附面层吞吸程度。 分析附面层吞吸效应对横侧向气动特性的影响时，可分别设置左右两侧发动机的进出口参 数。
[0021] 步骤2,建立发动机控制参数与发动机流量入口参数和速度出口参数的对应关系， 设置左右两侧发动机入口、出口差异化边界条件，模拟左右两侧发动机附面层吞吸程度的 差异。
[0022] 由翼身融合机体和分布式推进系统构成的=维综合计算模型中，每组发动机可独 立设置控制参数，包括风扇增压比Kk和尾喷管喷口面积A8。每组控制变量（31k，As)对应 不同的附面层吞吸程度1^^，同时对应不同的发动机流量入口参数灯。1，口。1，9111。1)和速度出 口参数化，Ps，Vs)。Tdi，Pdi，qmni分别表示发动机进气道入口处的溫度、压力和流量，Ts，Ps，Vs 分别表示发动机尾喷管出口处的溫度、压力和速度。
[0023]对于左右两侧发动机，设置左侧发动机入口处溫度、压力和流量参数为灯。1_ P〇l_le化qm〇Ueft)，出口处溫度、压力和速度参数为灯8_16化Ps_le化Vsjeft)，其对应的左侦J 附面层吞吸程度为neujwt;设置右侧发动机入口处溫度、压力和流量参数为灯right, ，出日处溫度、压力和速度参数为（Vright，P8_right，V8_rigJ，其对应的右侧附面 层吞吸程度为通过分别设置左右两侧发动机入口、出口差异化边界条件，准确模 拟左右两侧发动机附面层吞吸程度的差异，进而分析附面层吞吸效应对横侧向气动特性的 影响。
[0024] 左右两侧发动机的进出口参数可由W下过程获得：
[0025] 步骤2.1，首先根据当前飞行高度H、马赫数Ma，可确定远前方未受干扰气流的静 压P。、静溫T。、总压婷、总溫《、速度V。和声速a。。
[0026] 步骤2. 2,根据分布式推进系统预压缩段、进气道、风扇、尾喷管的工作特性，可建 立各部件的特性方程。
[003。 其中，瑞，岛为进气道入口处的总压和总溫；皆，?1'为风扇进口处总压和总溫； if,巧为风扇出口处的总压和总溫；C7；为尾喷管出口处的总压和总溫；01，0。分别为 进气道、尾喷管的总压恢复系数；丫为绝热指数。
[0032] 由于远前方未受扰气流的总压K、总温而已获得，当推进系统各部件工作特性确 定时，发动机各截面的总溫、总压参数（巧，而）、(马，rK(《，這）均可由上式计 算获得。
[0033] 步骤2. 3,发动机工作时满足空气质量流量平衡条件，即进气道入口和尾喷管出口 处空气质量流量相等，表示公式如下：
[0034]
[0035] 其中，V为进气道入口面积；流量函数系数
，:R= 287. 06为空 气常数；qa)为流量函数，满足
A为速度系数，满足等式
下标01和8分别来标识进气道入口处数值和尾喷管出口处数值。A。1为进 气道入口处的速度系数，A,为尾喷管出口处的速度系数，在计算速度系数时，代入相应位 置处的马赫数来求取，进气道入口处的马赫数为Ma"i，尾喷管出口处的马赫数为Mas。
[0036] 步骤2. 4,由于发动机尾喷管喷口面积As是临界截面，需用补充方程判断尾喷管中 气流在尾喷管出口处是否完全膨胀。
[0037] 若