以起飞操纵性能为约束的机翼位置调整量确定方法及装置

摘要

本申请属于飞机机翼位置设计领域，特别涉及一种以起飞操纵性能为约束的机翼位置调整量确定方法及装置。该方法包括步骤S1、基于初始的飞机前重心位置与前重心位置设计值确定飞机前重心变化量；步骤S2、确定由飞机前重心变化量引起的低头力矩；步骤S3、确定用于平衡掉低头力矩的机翼前移量；步骤S4、基于机翼前移量计算获得全机俯仰力矩的变化量及新构型的飞机前重心位置；步骤S5、当全机俯仰力矩的变化量小于0时，基于全机俯仰力矩的变化量确定机翼位置调整量修正值，并基于机翼位置调整量修正值重新计算获得全机俯仰力矩的变化量，直至全机俯仰力矩的变化量大于等于0。本申请计算效率高，收敛速度快，计算模型精细，计算精度好。

权利要求

1.一种以起飞操纵性能为约束的机翼位置调整量确定方法，其特征在于，包括：步骤S1、基于初始的飞机前重心位置与前重心位置设计值确定飞机前重心变化量；

步骤S2、确定由所述飞机前重心变化量引起的低头力矩；

步骤S3、确定用于平衡掉所述低头力矩的机翼前移量；

步骤S4、基于所述机翼前移量计算获得全机俯仰力矩的变化量及新构型的飞机前重心位置；

步骤S5、当所述全机俯仰力矩的变化量小于0时，基于所述全机俯仰力矩的变化量确定机翼位置调整量修正值，并基于所述机翼位置调整量修正值重新计算获得全机俯仰力矩的变化量，直至所述全机俯仰力矩的变化量大于等于0，输出最终累计的机翼前移量及飞机前重心位置；

其中，步骤S4中，计算获得全机俯仰力矩的变化量包括：步骤S41、根据所述机翼前移量计算飞机前重心前移量；

步骤S42、基于所述飞机前重心前移量确定由于飞机前重心变化产生的第一力矩变化量；

步骤S43、基于所述机翼前移量计算由机翼气动压中心位置变化引起的第二力矩变化量，及水平尾翼下洗梯度减小产生的第三力矩变化量；

步骤S44、由所述第一力矩变化量、所述第二力矩变化量及所述第三力矩变化量共同构成所述全机俯仰力矩的变化量；

步骤S4中，计算新构型的飞机前重心位置包括：步骤S45、根据所述机翼前移量计算飞机重心前移量；

步骤S46、根据所述飞机重心前移量及所述机翼前移量确定新构型的前重心相对位置变化量；

步骤S47、基于所述前重心相对位置变化量确定新构型的飞机前重心位置；

步骤S5中，确定机翼位置调整量修正值包括：

步骤S51、确定零迎角机翼的升力系数；

步骤S52、根据所述全机俯仰力矩的变化量与所述零迎角机翼的升力系数的比值，及修正系数，计算所述机翼位置调整量修正值。

2.一种以起飞操纵性能为约束的机翼位置调整量确定装置，其特征在于，包括：飞机前重心变化量确定模块，用于基于初始的飞机前重心位置与前重心位置设计值确定飞机前重心变化量；

低头力矩确定模块，用于确定由所述飞机前重心变化量引起的低头力矩；

机翼前移量确定模块，用于确定用于平衡掉所述低头力矩的机翼前移量；

全机俯仰力矩与飞机前重心位置计算模块，用于基于所述机翼前移量计算获得全机俯仰力矩的变化量及新构型的飞机前重心位置；

收敛迭代控制模块，用于当所述全机俯仰力矩的变化量小于0时，基于所述全机俯仰力矩的变化量确定机翼位置调整量修正值，并基于所述机翼位置调整量修正值重新计算获得全机俯仰力矩的变化量，直至所述全机俯仰力矩的变化量大于等于0，输出最终累计的机翼前移量及飞机前重心位置；

其中，所述全机俯仰力矩与飞机前重心位置计算模块包括：飞机重心前移量计算单元，用于根据所述机翼前移量计算飞机前重心前移量；

第一力矩变化量计算单元，用于基于所述飞机前重心前移量确定由于飞机重心变化产生的第一力矩变化量；

第二力矩与第三力矩变化量计算单元，用于基于所述机翼前移量计算由机翼气动压中心位置变化引起的第二力矩变化量，及水平尾翼下洗梯度减小产生的第三力矩变化量；

全机俯仰力矩变化量计算单元，用于由所述第一力矩变化量、所述第二力矩变化量及所述第三力矩变化量共同构成所述全机俯仰力矩的变化量；

飞机重心前移量计算单元，用于根据所述机翼前移量计算飞机前重心前移量；

飞机前重心位置相对变化量计算单元，用于根据所述飞机重心前移量及所述机翼前移量确定新构型的前重心相对位置变化量；

飞机前重心位置确定单元，用于基于所述前重心相对位置变化量确定新构型的飞机前重心位置；

所述收敛迭代控制模块包括：

零迎角机翼升力系数确定单元，用于确定零迎角机翼的升力系数；

机翼位置调整量修正值计算单元，用于根据所述全机俯仰力矩的变化量与所述零迎角机翼的升力系数的比值，及修正系数，计算所述机翼位置调整量修正值。

说明书

以起飞操纵性能为约束的机翼位置调整量确定方法及装置

技术领域

[0001] 本申请属于飞机机翼位置设计领域，特别涉及一种以起飞操纵性能为约束的机翼位置调整量确定方法及装置。

背景技术

[0002] 飞机的前重心位置超出设计值会导致飞机的操纵性能下降，影响到飞行安全。起飞时飞机的重量最大，重心也最靠前。对于运输机与轰炸机，起飞抬前轮是评估飞机操纵性能的关键约束条件。调整机翼位置是使前重心回归到设计范围内最有效的方法。前重心位置随设计进程不断更新，为保证飞机具有良好的操纵性，机翼位置也要随之做相应的调整。机翼位置调整会引起飞机重心、机翼气动压力中心与平尾下洗梯度的变化。以上因素又会导致飞机俯仰力矩变化。精确计算机翼位置调整量是优化布局，提高飞机操纵性能的重要技术。

发明内容

[0003] 为了解决上述技术问题至少之一，本申请设计了一种以起飞操纵性能为约束的机翼位置调整量确定方法及装置，可解决飞机前重心超出设计前限所导致的操纵性问题，适用于运输机与轰炸机的机翼位置优化设计与相关设计软件的开发。

[0004] 本申请第一方面提供了一种以起飞操纵性能为约束的机翼位置调整量确定方法，主要包括：

[0005] 步骤S1、基于初始的飞机前重心位置与前重心位置设计值确定飞机前重心变化量；

[0006] 步骤S2、确定由所述飞机前重心变化量引起的低头力矩；

[0007] 步骤S3、确定用于平衡掉所述低头力矩的机翼前移量；

[0008] 步骤S4、基于所述机翼前移量计算获得全机俯仰力矩的变化量及新构型的飞机前重心位置；

[0009] 步骤S5、当所述全机俯仰力矩的变化量小于0时，基于所述全机俯仰力矩的变化量确定机翼位置调整量修正值，并基于所述机翼位置调整量修正值重新计算获得全机俯仰力矩的变化量，直至所述全机俯仰力矩的变化量大于等于0，输出最终累计的机翼前移量及飞机前重心位置。

[0010] 优选的是，步骤S4中，计算获得全机俯仰力矩的变化量包括：

[0011] 步骤S41、根据所述机翼前移量计算飞机前重心前移量；

[0012] 步骤S42、基于所述飞机前重心前移量确定由于飞机前重心变化产生的第一力矩变化量；

[0013] 步骤S43、基于所述机翼前移量计算由机翼气动压中心位置变化引起的第二力矩变化量，及水平尾翼下洗梯度减小产生的第三力矩变化量；

[0014] 步骤S44、由所述第一力矩变化量、所述第二力矩变化量及所述第三力矩变化量共同构成所述全机俯仰力矩的变化量。

[0015] 优选的是，步骤S4中，计算新构型的飞机前重心位置包括：

[0016] 步骤S45、根据所述机翼前移量计算飞机重心前移量；

[0017] 步骤S46、根据所述飞机重心前移量及所述机翼前移量确定新构型的前重心相对位置变化量；

[0018] 步骤S47、基于所述前重心相对位置变化量确定新构型的飞机前重心位置。

[0019] 优选的是，步骤S5中，确定机翼位置调整量修正值包括：

[0020] 步骤S51、确定零迎角机翼的升力系数；

[0021] 步骤S52、根据所述全机俯仰力矩的变化量与所述零迎角机翼的升力系数的比值，及修正系数，计算所述机翼位置调整量修正值。

[0022] 本申请第二方面提供了一种以起飞操纵性能为约束的机翼位置调整量确定装置，主要包括：

[0023] 飞机前重心变化量确定模块，用于基于初始的飞机前重心位置与前重心位置设计值确定飞机前重心变化量；

[0024] 低头力矩确定模块，用于确定由所述飞机前重心变化量引起的低头力矩；

[0025] 机翼前移量确定模块，用于确定用于平衡掉所述低头力矩的机翼前移量；

[0026] 全机俯仰力矩与飞机前重心位置计算模块，用于基于所述机翼前移量计算获得全机俯仰力矩的变化量及新构型的飞机前重心位置；

[0027] 收敛迭代控制模块，用于当所述全机俯仰力矩的变化量小于0时，基于所述全机俯仰力矩的变化量确定机翼位置调整量修正值，并基于所述机翼位置调整量修正值重新计算获得全机俯仰力矩的变化量，直至所述全机俯仰力矩的变化量大于等于0，输出最终累计的机翼前移量及飞机前重心位置。

[0028] 优选的是，所述全机俯仰力矩与飞机前重心位置计算模块包括：

[0029] 飞机重心前移量计算单元，用于根据所述机翼前移量计算飞机前重心前移量；

[0030] 第一力矩变化量计算单元，用于基于所述飞机前重心前移量确定由于飞机重心变化产生的第一力矩变化量；

[0031] 第二力矩与第三力矩变化量计算单元，用于基于所述机翼前移量计算由机翼气动压中心位置变化引起的第二力矩变化量，及水平尾翼下洗梯度减小产生的第三力矩变化量；

[0032] 全机俯仰力矩变化量计算单元，用于由所述第一力矩变化量、所述第二力矩变化量及所述第三力矩变化量共同构成所述全机俯仰力矩的变化量。

[0033] 优选的是，所述全机俯仰力矩与飞机前重心位置计算模块包括：

[0034] 飞机重心前移量计算单元，用于根据所述机翼前移量计算飞机前重心前移量；

[0035] 飞机前重心位置相对变化量计算单元，用于根据所述飞机重心前移量及所述机翼前移量确定新构型的前重心相对位置变化量；

[0036] 飞机前重心位置确定单元，用于基于所述前重心相对位置变化量确定新构型的飞机前重心位置。

[0037] 优选的是，所述收敛迭代控制模块包括：

[0038] 零迎角机翼升力系数确定单元，用于确定零迎角机翼的升力系数；

[0039] 机翼位置调整量修正值计算单元，用于根据所述全机俯仰力矩的变化量与所述零迎角机翼的升力系数的比值，及修正系数，计算所述机翼位置调整量修正值。

[0040] 本申请具有计算模型精细，数值求解更精确的优点。本申请采用数值求解算法，不断更新机翼位置与飞机前重心位置，直到俯仰力矩增量满足飞机操纵性能要求为止。

附图说明

[0041] 图1是本申请以起飞操纵性能为约束的机翼位置调整量确定方法的一优选实施例的流程图。

具体实施方式

[0042] 为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

[0043] 为了解决飞机前重心超出设计值而导致的飞机纵向操纵性能下降问题，为优化机翼安装位置提供技术支持，本申请通过计算机翼变化所导致的飞机前重心、机翼气动压力中心与俯仰力矩的变化量，以精确求解新增俯仰力矩归零的机翼位置调整量。

[0044] 通常飞机总体气动设计人员依据相关适航条款的要求，结合飞机在重量重心包线内的操稳品质计算，将飞机重心划分为前重心、中等重心和后重心，本申请针对飞机纵向操纵性能设计，以下引入的重心均为前重心，另外需要说明的是，本申请所描述的前重心位置通常指相对机翼平均气动弦前缘点的位置，即相对位置而非绝对位置，单位采用平均气动弦长Ca表示，例如飞机平均气动弦长Ca为6.1m，前重心位置设计值为0.19Ca。

[0045] 本申请第一方面提供了一种以起飞操纵性能为约束的机翼位置调整量确定方法，如图1所示，主要包括：

[0046] 步骤S1、基于初始的飞机前重心位置与前重心位置设计值确定飞机前重心变化量。

[0047] 该步骤中，假设初始构型下的初始飞机前重心位置为Xcg0，前重心位置设计值为Xcgb，则飞机前重心变化量ΔXcg0为：

[0048] ΔXcg0＝Xcgb‑Xcg0。

[0049] 在具体算例中，例如前重心位置设计值为0.19Ca，初始构型的前重心位置为0.15Ca，则飞机前重心变化量为0.04Ca。

[0050] 步骤S2、确定由所述飞机前重心变化量引起的低头力矩。

[0051] 在该步骤中，需要进一步给出飞机的起飞重量Wto，机翼参考面积Sref。据此基于以下公式计算低头力矩ΔCmz0。

[0052] ΔCmz0＝‑ΔXcg0Wtog/(qSref)。

[0053] 式子中，q＝ρ(VR)2。VR为起飞抬前轮速度，ρ为起飞机场的大气密度。

[0054] 步骤S3、确定用于平衡掉所述低头力矩的机翼前移量。

[0055] 该步骤中，为了平衡多出的低头力矩，需将机翼前移，机翼前移量ΔXwing通过以下公式计算：

[0056] ΔXwing＝‑ΔCmz0/CLa0wing。

[0057] 其中，CLa0wing为零迎角机翼的升力系数，其可以根据初始输入的机翼参考面积，起飞重量，机翼重量，起飞机场大气密度，初始构型飞机的前重心位置，前重心位置设计值，水平尾翼气动压力中心与力矩参考点之间的距离等参数，通过CFD计算获得。

[0058] 步骤S4、基于所述机翼前移量计算获得全机俯仰力矩的变化量及新构型的飞机前重心位置。

[0059] 在一些可选实施方式中，计算获得全机俯仰力矩的变化量包括：

[0060] 步骤S41、根据所述机翼前移量计算飞机前重心前移量；

[0061] 步骤S42、基于所述飞机前重心前移量确定由于飞机前重心变化产生的第一力矩变化量；

[0062] 步骤S43、基于所述机翼前移量计算由机翼气动压中心位置变化引起的第二力矩变化量，及水平尾翼下洗梯度减小产生的第三力矩变化量；

[0063] 步骤S44、由所述第一力矩变化量、所述第二力矩变化量及所述第三力矩变化量共同构成所述全机俯仰力矩的变化量。

[0064] 其中，在步骤S41中，机翼前移导致的飞机前重心前移量ΔXcg计算模型：

[0065] ΔXcg＝ΔXwing(Wwing/Wto)。

[0066] 上式中，Wwing为机翼重量，Wto如前所述，为起飞重量。

[0067] 在步骤S42中，机翼前移引起飞机前重心变化，由此产生的第一力矩变化量ΔCmcg的计算模型为：

[0068] ΔCmcg＝‑ΔXcgWtog/(qSref)。

[0069] 上式与基于飞机前重心变化量计算低头力矩的模型是一致的，飞机前重心变化量ΔXcg0用于表示前重心初始设计时与前重心实际位置不同引起的变化程度，而飞机前重心前移量ΔXcg是指每次迭代过程中新构型相比于旧构型(上一轮构型)的飞机前重心变化程度，本质上两个参数类型是一样的，因此，这里第一力矩变化量ΔCmcg的计算与低头力矩的2
计算过程也是一样的，低头力矩是第一力矩变化量的外在表现形式，该式中，q＝ρ(VR) 。VR为起飞抬前轮速度，ρ为起飞机场的大气密度。

[0070] 起飞抬前轮速度VR可以进一步通过以下模型计算：

[0071] VR＝KR(2Wtog/(ρSrefCLmax))0.5。

[0072] 上式中，CLmax为起飞构型最大升力系数，其同样可以由初始输入通过CFD计算获得，KR为抬前轮速度因子，取值范围0.95～1.0。

[0073] 在步骤S43中，机翼气动压中心位置变化产生的第二力矩变化量ΔCmwing的计算模型为：

[0074] ΔCmwing＝ΔXwing CLa0wing。

[0075] 水平尾翼下洗梯度减小产生的第三力矩变化量ΔCmht的计算模型为：

[0076] ΔCmht＝‑CLht0xΔXSDS*Xht。

[0077] 上式中，CLht0x为不考虑下洗影响的水平尾翼零迎角升力系数，ΔXSDS为水平尾翼下洗梯度减小量，Xht为水平尾翼气动压力中心与机翼气动压力中心之间的距离比平均气动弦长。其中，ΔXSDS＝XSDS1(KX‑1)，其中，XSDS1为原来机翼位置平尾的下洗梯度，KX＝(1‑Δ1.52
Xwingz/Xht) 。

[0078] 在步骤S43中，全机俯仰力矩的变化量ΔCmz为上述三个力矩变化量之和：ΔCmz＝ΔCmcg+ΔCmwing+ΔCmht。

[0079] 在一些可选实施方式中，步骤S4中，计算新构型的飞机前重心位置包括：

[0080] 步骤S45、根据所述机翼前移量计算飞机重心前移量；

[0081] 步骤S46、根据所述飞机重心前移量及所述机翼前移量确定新构型的前重心相对位置变化量；

[0082] 步骤S47、基于所述前重心相对位置变化量确定新构型的飞机前重心位置。

[0083] 其中，步骤S45与步骤S41涉及的飞机重心前移量ΔXcg计算模型相同，在步骤S46中，通过以下模型确定新构型的前重心相对位置变化量ΔXcgp：ΔXcgp＝ΔXwing‑ΔXcg。最后，在步骤S47中，通过公式Xcgp＝Xcgp1+ΔXcgp计算新机翼构型的前重心位置Xcgp，其中，Xcgp1为上一轮构型飞机前重心的位置。举例来说，假设机翼前移量ΔXwing为0.1Ca，经步骤S45计算重心位置变化量ΔXcg为0.01Ca，根据步骤S46，可知相对变化量ΔXcgp为0.09Ca，假设原构型飞机的前重心的相对位置为0.15Ca，则根据步骤S47可知新构型的前重心相对位置为0.024Ca。

[0084] 步骤S5、当所述全机俯仰力矩的变化量小于0时，基于所述全机俯仰力矩的变化量确定机翼位置调整量修正值，并基于所述机翼位置调整量修正值重新计算获得全机俯仰力矩的变化量，直至所述全机俯仰力矩的变化量大于等于0，输出最终累计的机翼前移量及飞机前重心位置。

[0085] 在一些可选实施方式中，步骤S5中，确定机翼位置调整量修正值包括：

[0086] 步骤S51、确定零迎角机翼的升力系数；

[0087] 步骤S52、根据所述全机俯仰力矩的变化量与所述零迎角机翼的升力系数的比值，及修正系数，计算所述机翼位置调整量修正值。

[0088] 在步骤S51中，零迎角机翼的升力系数CLa0wing如前所述，其可以根据初始输入通过CFD计算获得。在步骤S52中，所述修正系数一般为‑1.6，即可以通过以下模型确定机翼位置调整量修正值ΔXwing：

[0089] ΔXwing＝‑1.6ΔCmz/CLa0wing。

[0090] 最后，累计所有机翼位置调整量修正值ΔXwing，即可得到累计的机翼前移量，机翼位置调整量修正值代替步骤S3的机翼前移量，返回步骤S4重新计算获得全机俯仰力矩的变化量，如此循环往复，直至俯仰力矩增量由低头力矩转变为抬头力矩，即ΔCmz>0，结束计算循环，输出机翼的累计前移量ΔXwingz与新的前重心位置Xcgp。

[0091] 本申请基于建立的机翼位置调整后的飞机前重心位置计算模型与俯仰力矩变化量计算模型，给出了精确计算机翼位置调整量的算法与计算流程。相对于工程计算方法，本申请具有计算模型精细，数值求解更精确的优点。本申请可解决因前重心超出设计值而导致的飞机纵向操纵性能下降问题，为优化机翼安装位置提供技术支持。

[0092] 本申请第二方面提供了一种与上述方法对应的以起飞操纵性能为约束的机翼位置调整量确定装置，主要包括：

[0093] 飞机前重心变化量确定模块，用于基于初始的飞机前重心位置与前重心位置设计值确定飞机前重心变化量；

[0094] 低头力矩确定模块，用于确定由所述飞机前重心变化量引起的低头力矩；

[0095] 机翼前移量确定模块，用于确定用于平衡掉所述低头力矩的机翼前移量；

[0096] 全机俯仰力矩与飞机前重心位置计算模块，用于基于所述机翼前移量计算获得全机俯仰力矩的变化量及新构型的飞机前重心位置；

[0097] 收敛迭代控制模块，用于当所述全机俯仰力矩的变化量小于0时，基于所述全机俯仰力矩的变化量确定机翼位置调整量修正值，并基于所述机翼位置调整量修正值重新计算获得全机俯仰力矩的变化量，直至所述全机俯仰力矩的变化量大于等于0，输出最终累计的机翼前移量及飞机前重心位置。

[0098] 在一些可选实施方式中，所述全机俯仰力矩与飞机前重心位置计算模块包括：

[0099] 飞机重心前移量计算单元，用于根据所述机翼前移量计算飞机前重心前移量；

[0100] 第一力矩变化量计算单元，用于基于所述飞机前重心前移量确定由于飞机重心变化产生的第一力矩变化量；

[0101] 第二力矩与第三力矩变化量计算单元，用于基于所述机翼前移量计算由机翼气动压中心位置变化引起的第二力矩变化量，及水平尾翼下洗梯度减小产生的第三力矩变化量；

[0102] 全机俯仰力矩变化量计算单元，用于由所述第一力矩变化量、所述第二力矩变化量及所述第三力矩变化量共同构成所述全机俯仰力矩的变化量。

[0103] 在一些可选实施方式中，所述全机俯仰力矩与飞机前重心位置计算模块包括：

[0104] 飞机重心前移量计算单元，用于根据所述机翼前移量计算飞机前重心前移量；

[0105] 飞机前重心位置相对变化量计算单元，用于根据所述飞机重心前移量及所述机翼前移量确定新构型的前重心相对位置变化量；

[0106] 飞机前重心位置确定单元，用于基于所述前重心相对位置变化量确定新构型的飞机前重心位置。

[0107] 在一些可选实施方式中，所述收敛迭代控制模块包括：

[0108] 零迎角机翼升力系数确定单元，用于确定零迎角机翼的升力系数；

[0109] 机翼位置调整量修正值计算单元，用于根据所述全机俯仰力矩的变化量与所述零迎角机翼的升力系数的比值，及修正系数，计算所述机翼位置调整量修正值。

[0110] 以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。