[发明专利]有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法

权利要求书

1.有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法，对于推进式布局为推力，对于拉进式布局为拉力，为方便描述，统称为推力；其特征在于，所述的分析方法包括以下步骤：

a.通过涡桨动力飞机的推力计算系统计算涡桨动力飞机的可用推力：首先，从发动机的标准净推力中扣除引气损失和功率提取损失；其次，对于拉进式涡桨动力飞机，进行机身及机翼阻塞效应对螺旋桨效率和推力的影响修正，对于推进式涡桨动力飞机，进行机体边界层及尾迹对螺旋桨效率和推力的影响修正，获得发动机的安装净推力；最后，对安装净推力进行大气环境影响修正，获得发动机的可用推力；

b.通过涡桨动力飞机的阻力计算系统计算涡桨动力飞机的实际阻力：首先，通过涡桨动力飞机模型的气动力计算或试验结果，建立涡桨动力飞机模型的初始气动数据库；其次，基于初始气动数据库，计算涡桨动力飞机无动力参考状态的最小阻力系数、升力系数、最小阻力状态对应的升力系数和诱导阻力因子，拟合成涡桨动力飞机参考状态的极曲线；

c.通过数值仿真或带动力模型试验，获得螺旋桨滑流对涡桨动力飞机气动力的影响量，再结合飞行高度变化带来的雷诺数效应影响修正，获得涡桨动力飞机的实际阻力，形成用于性能计算的阻力特性和极曲线；

d.使用可用推力、实际阻力，并结合涡桨动力飞机重量，通过求解飞机动力学和运动学方程，获得基于风洞试验或CFD计算数据的涡桨动力飞机飞行性能和配平极曲线预测结果；

e.通过典型的涡桨动力飞机飞行结果参数辨识分析，获得典型的涡桨动力飞机实际飞行的气动力数据及阻力特性、飞行极曲线，以此为依据，检验并修正涡桨动力飞机推力、阻力计算体系；通过实际飞行性能与修正了推阻体系后的新一轮性能计算结果的关联性分析，改进优化涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法，提高性能预测的可靠性和工程实用性，即通过典型的涡桨动力飞机飞行试验数据对分析方法进行验证和优化。

2.根据权利要求1所述的有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法，其特征在于，所述的步骤a中的发动机净推力由发动机承制单位通过循环计算或通过试验得到，以高度—速度特性的形式提供。

3.根据权利要求1所述的有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法，其特征在于，所述的步骤b的拟合成涡桨动力飞机参考状态的极曲线包括以下步骤：

b1.通过涡桨动力飞机模型的气动力计算或试验结果，建立涡桨动力飞机模型的初始气动数据库，建立通用极曲线方程，以系数形式表示的涡桨动力飞机阻力方程称之为极曲线方程，通用的极曲线方程如下：

b2. 基于初始气动数据库，计算涡桨动力飞机无动力参考状态的最小阻力系数、最小阻力状态对应的升力系数和诱导阻力因子，拟合成涡桨动力飞机参考状态的极曲线，涡桨动力飞机具有弯扭机翼设计或偏转前后缘机动襟翼，涡桨动力飞机参考状态的极曲线方程如下：

此时：

式中，为涡桨动力飞机总阻力，由零升阻力和诱导阻力两部分组成，为诱导阻力因子，是飞行数和升力系数的函数，亦即诱导阻力由涡桨动力飞机飞行姿态和速度来确定；对于亚音速飞机，又包含摩擦阻力和压差阻力两个部分，量值的大小由机体形状和飞行速度共同确定。

4.根据权利要求1所述的有滑流影响修正的涡桨动力飞机推阻体系与性能分析方法，其特征在于，所述的步骤c中涡桨动力飞机实际阻力的获取方法为：在涡桨动力飞机参考状态模型上安装涡轮螺旋桨动力模拟系统，进行带动力模型风洞试验，确定螺旋桨滑流对涡桨动力飞机气动特性的影响量，将影响量叠加到涡桨动力飞机参考状态的气动数据上，获得涡桨动力飞机的实际阻力，形成用于性能计算的阻力特性和极曲线。