一种飞机升阻气动特性的弹性修正方法

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。

主权项

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系数；刚性机翼的升力系数为：C_L＝C_Lα(α+α₀)     (1)其中：C_L为刚性机翼的升力系数，C_Lα为刚性机翼升力线斜率，α为飞机迎角，α₀为飞机零升迎角；步骤二：获取升力系数修正公式；当机翼发生弹性变形后，假设机翼迎角变化为Δα，弹性变形后机翼的升力系数C_L′为：$\begin{array}{c}{C_L}^{\prime }=C_{\mathrm{L\alpha }}(\alpha +{\alpha }_0+\mathrm{\Delta \alpha })=C_{\mathrm{L\alpha }}(\alpha +{\alpha }_0)+C_{\mathrm{L\alpha }}\mathrm{\Delta \alpha }\\ =C_L+C_{\mathrm{L\alpha }}\mathrm{\Delta \alpha }=C_L+\frac{C_1}{\alpha +{\alpha }_0}\mathrm{\Delta \alpha }=C_L(1+\frac{\mathrm{\Delta \alpha }}{\alpha +{\alpha }_0})\end{array}---\left(2\right)$其中：则得到弹性变形后机翼的升力系数修正公式为：C_L′＝C_L(1+a·n_y)     (3)其中：a为修正系数，n_y为飞机过载系数；步骤三：获取刚性机翼的阻力系数；刚性机翼的阻力系数为：$C_D=C_{D\min }+k^{\prime }{C}_L^2+k^{\prime \prime }{(C_L-C_{L\min })}^2---\left(4\right)$其中：C_D为刚性机翼的阻力系数；C_Dmin为最小阻力系数；C_Lmin为最小升力系数；k′、k″为诱导阻力系数；步骤四：获取阻力系数的修正公式；当机翼发生弹性变形后，假设机翼升力增量为ΔC_L，弹性变形后的阻力系数为：C_D′＝C_Dmin+k′(C_L+ΔC_L)²+k″(C_L+ΔC_L‑C_Lmin)²     (5)将ΔC_L的二次项忽略掉，整理上式得：C_D′＝C_D+ΔC_L[2C_L(k′+k″)‑2k″C_Lmin]     (6)由于ΔC_L＝C_L′‑C_L，将公式(3)带入，可得ΔC_L＝a·n_y·C_L，整理公式(6)得到弹性变形后的阻力系数的修正公式为：C_D′＝C_D+(b₁·C_L²+b₂·C_L+b₀)n_y     (7)其中，b₀、b₁和b₂为修正系数；步骤五：根据不同飞机的机翼，获取修正系数，对飞机的升力系数和阻力系数进行修正；根据不同飞机的机翼，确定修正系数a、b₀、b₁和b₂，带入修正公式(3)和公式(7)，得到升力系数修正公式和阻力系数修正公式，对飞机的升力系数和阻力系数进行修正。