【技术实现步骤摘要】
本申请属于螺旋桨飞机操控，具体涉及一种螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法。
技术介绍
1、滑流可以有效增大螺旋桨飞机起降构型的升力，但大拉力系数下会使飞机的纵向静稳定性与横向静稳定性大幅减小，其重要原因是滑流改变了机翼压力中心的位置。
2、要正确评估螺旋桨飞机大拉力系数下的纵向静稳定性、横向静稳定性，需要准确确定滑流压力中心的位置，对此，当前缺少高效、简捷的技术手段，鉴于此，提出本申请。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供一种螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
2、本申请的技术方案是：
3、一种螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，包括：
4、步骤一、计算螺旋桨参数β0；
5、步骤二、基于螺旋桨参数β0，计算桨盘法向力导数cnαe；
6、步骤三、基于桨盘法向力导数cnαe，计算滑流速度矢量与推力中线的夹角与气流相对拉力线的攻角的比值以及计算滑流相对拉力轴线的偏转角与飞行侧滑角变化的比值
7、步骤四、基于滑流速度矢量与推力中线的夹角与气流相对拉力线的攻角的比值计算迎角对应参数αz；
8、步骤五、计算襟翼参数φ；
9、步骤六、基于襟翼参数φ，计算基于薄翼理论机翼迎角对应参数αz的升力系数与基于薄翼理论襟翼偏转δ迎角对应参数αz的升力系数的比值
10、步骤七、以襟翼参数φ，计算襟翼相关参数
11、步骤八、基于襟翼相关参数基于
12、步骤九、基于螺旋桨滑流压力中心翼弦方向位置xs、滑流相对拉力轴线的偏转角与飞行侧滑角变化的比值计算螺旋桨滑流压力中心翼弦方向位置ys，即为螺旋桨滑流压力中心距机身中轴线的展向距离。
13、根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法中，步骤一具体为：
14、
15、其中，
16、c’t为基于螺旋桨转速与桨盘直径定义的螺旋桨拉力系数；
17、σe为桨叶的固有效因子；
18、b为桨叶数量；
19、j为螺旋桨飞机的前进比。
20、根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法中，步骤一中有：
21、
22、其中，
23、pe为发动机的拉力；
24、ρ为空气密度；
25、n为螺旋桨转速；
26、d为桨盘直径。
27、根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法中，步骤一中有：
28、σe＝＝0.0003b×af；
29、其中，
30、af为桨叶的活性因子。
31、根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法中，步骤一中有：
32、
33、其中，
34、v0为来流速度。
35、根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法中，步骤二具体为：
36、
37、根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法中，步骤三具体为：
38、
39、其中，
40、ct为基于滑流速压与桨盘面积定义的发动机的拉力系数；
41、为桨盘的侧向力导数；
42、sref为机翼参考面积；
43、sp为桨盘面积；
44、为来流速度与滑流速度的比值；
45、
46、根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法中，步骤三中有：
47、sp＝πd2/4；
48、
49、其中，
50、tc为基于飞机拉力、来流速压与机翼参考面积定义的飞机的拉力系数。
51、根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法中，步骤三中有：
52、
53、其中，
54、qs为滑流速压；
55、或者，
56、
57、其中，
58、tc为基于飞机拉力、来流速压与机翼参考面积定义的飞机的拉力系数；
59、n为发动机数量；
60、
61、其中，
62、q0为来流速压；
63、
64、根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法中，步骤四具体为：
65、iw＝θwi+θpb；
66、其中，
67、iw为发动机拉力线相对当地机翼弦线的攻角；
68、θwi为当地机翼的安装角；
69、θpb为发动机拉力线相对机身中轴线的攻角；
70、αw＝α+θwi；
71、αw为机翼迎角；
72、α为机身迎角；
73、θwi为当地机翼安装角；
74、
75、其中，
76、αp为来流相对拉力线的攻角；
77、α0为飞机襟翼全收且无动力状态下的零升力迎角；
78、αs为滑流速度矢量与推力中线的夹角；
79、αp为气流相对拉力线的攻角。
80、根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法中，步骤五具体为：
81、
82、其中，
83、dtbf为中间计算参数；
84、δt1、δt2为后翼双缝富勒式襟翼偏角；
85、f＝interp1(dtbfsz,fsz,dtbf)；
86、其中，
87、f为中间计算参数；
88、interp1为一次线性插值函数；
89、dtbfsz、fsz为插值计算数组；
90、ct＝fct1+(1-f)ct2；
91、其中，
92、ct为双缝襟翼两段襟翼的有效弦长；
93、ct1、ct2为双缝襟翼两段襟翼的弦长；
94、
95、其中，
96、e为发动机安装位置的相对弦长；
97、c为发动机安装位置机翼的弦长；
98、c'为襟翼放出状态机翼的弦长；
99、φ＝an cos(2e-1)；
100、其中，
101、an cos为反余弦函数。
102、根据本申请的至少一个实施例，上述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法中，步骤六具体为：
103、
104、根据本申本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
3.根据权利要求2所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
4.根据权利要求3所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
5.根据权利要求4所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
6.根据权利要求5所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
7.根据权利要求6所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
8.根据权利要求7所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
9.根据权利要求8所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
10.根据权利要求9所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
11.根据权利要求10所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
12.根据权利要求10所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
13.根据
14.根据权利要求13所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
15.根据权利要求14所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
...【技术特征摘要】
1.一种螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
3.根据权利要求2所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
4.根据权利要求3所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
5.根据权利要求4所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
6.根据权利要求5所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
7.根据权利要求6所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定方法，其特征在于，
8.根据权利要求7所述的螺旋桨飞机滑流压力中心确定...
【专利技术属性】
技术研发人员：张声伟，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：
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