(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111641524.5 (22)申请日 2021.12.2 9 (71)申请人 中国航空工业 集团公司西安飞机设 计研究所 地址 710089 陕西省西安市阎良区人民东 路1号 (72)发明人 商立英　张超　徐声明　谭蓉蓉　 明亚丽　任江涛　 (74)专利代理 机构 北京航信高科知识产权代理 事务所(普通 合伙) 11526 代理人 刘传准 (51)Int.Cl. G06F 30/20(2020.01) G06F 17/11(2006.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 一种螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处 理方法 (57)摘要 本申请属于航空飞行器飞行性能计算领域， 特别涉及一种螺旋桨飞机巡航状态气动数据分 析处理方法。 该方法包括： 步骤S1、 确定飞机在巡 航状态保持稳定直线平飞时的受力平衡方程； 步 骤S2、 确定阻力与拉力系数之间的关系； 步骤S3、 在给定的马赫数下， 根据巡航状态的极曲线， 确 定多个拉力系数所对应的阻力系数及升力系数， 构建多个由所述阻力系数及升力系数形成的第 一标记点； 步骤S4、 连接多个所述第一标记点， 形 成消除拉力系数的巡航状态极曲线； 步骤S5、 将 各拉力系数所对应的升力系数代入到巡航状态 的升力曲线中， 获得给定马赫数下的多个由机身 迎角与升力系数形成的第二标记点； 步骤S6、 连 接多个所述第二标记点， 形成消除拉力系数的巡 航状态升力曲线。 权利要求书1页 说明书4页 附图2页 CN 114329976 A 2022.04.12 CN 114329976 A 1.一种螺 旋桨飞机 巡航状态气动数据分析处 理方法， 其特 征在于， 包括： 步骤S1、 确定飞机在巡航状态保持稳定直线平飞时的受力平衡方程； 步骤S2、 确定阻力系数与拉力系数之间的关系； 步骤S3、 在给定的马赫数下， 根据巡航状态的极曲线， 确定多个拉力系数所对应的阻力 系数及升力系数， 构建多个由所述阻力系数及升力系数 形成的第一标记点； 步骤S4、 连接多个所述第一标记点， 形成消除拉力系数的巡航状态极曲线； 步骤S5、 将各拉力系数所对应的升力系数代入到巡航状态的升力曲线中， 获得给定马 赫数下的多个由机身迎角与升力系数 形成的第二标记点； 步骤S6、 连接多个所述第二标记点， 形成消除拉力系数的巡航状态升力曲线。 2.如权利要求1所述的螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法， 其特征在于， 步骤 S1中， 所述受力平衡方程包括： 其中， W为巡航飞行重量， n为发动机台数， T为单台发动机拉力， D为阻力， Y为升力， 为 发动机安装角， α 为机身迎角。 3.如权利要求2所述的螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法， 其特征在于， 步骤 S1中， 所述飞机稳定直线平飞时， 发动机安装角和 迎角近似为0， 从而将所述受力平衡方程 简化为： 4.如权利要求1所述的螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法， 其特征在于， 步骤 S3中， 巡航状态的升力曲线包括： CL(Tc,Ma, α )＝CLα(Tc,Ma)[α ‑α0(Tc,Ma)]； 其中， CL为升力系数， CLα为升力曲线斜率， Tc为拉力系数， α 为机身迎角， α0为零升迎角， Ma为马赫数。 5.如权利要求1所述的螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法， 其特征在于， 步骤 S5中， 巡航状态的极曲线包括： CD(Tc,Ma,CL)＝CD min(Ma,Tc)+A[CL‑CL0(Ma,Tc)]2； 其中， CD为阻力系数， Tc为拉力系数， CD min为最小阻力， CL0为阻力系数最小时的升力系 数， Ma为马赫数， A为升致阻力因子 。 6.如权利要求1所述的螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法， 其特征在于， 所述 第一标记点或第二标记点的数量 不低于5个。 7.如权利要求1所述的螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法， 其特征在于， 多个 所述第一标记点 通过曲线连接 。 8.如权利要求1所述的螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处理方法， 其特征在于， 多个 所述第二标记点 通过曲线连接 。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 114329976 A 2一种螺旋桨飞机巡航 状态气动 数据分析处理 方法 技术领域 [0001]本申请属于航空飞行器飞行性能计算领域， 特别涉及一种螺旋桨飞机巡航状态气 动数据分析处 理方法。 背景技术 [0002]螺旋桨飞机在设计研制阶段巡航状态的升阻特性数据一般来自风洞试验或数值 工程计算， 飞机在不同条件下巡航时由于保持平飞所需的拉力不同， 所受滑流的影响大小 不同， 使得飞机巡航状态的升力曲线和极曲线随拉力系数不同而不同， 如图1及图2所示。 其 升力曲线和极曲线的表达式中较非螺旋桨飞机的表达式见式(1)增加了 拉力系数变量见式 (2)。 [0003] [0004] [0005]由于螺旋桨飞机气动特性的上述特点， 使得在进行巡航计算时所需的气动特性原 始数据量成倍数增加， 且对巡航 飞行时平衡方程和需用拉力的计算需要进 行更加复杂的迭 代计算。 为了减小数据规模， 简化计算， 在巡航性能计算分析时通常有两种做法： 一种做法 是选取典型巡航重量、 高度、 速度需用拉力对应的拉力系数， 取该拉力系数下的升力曲线和 极曲线作为巡航状态计算的气动力数据， 该方式虽然 可以减少气动力数据的规模和降低计 算复杂程度， 但是 由于升力曲线和极曲线基于固定的拉力系 数， 在拉力偏离该状态 时导致 计算结果准确度下降， 且拉力状态偏离基准值越远， 计算结果误差越 大。 另一做法是在每一 特定巡航状态的计算时不对滑流影响的气动力数据进 行筛选， 在所有 可能的拉力系数范围 内对存在耦合关系的拉力系数和阻力系数进 行多次迭代， 这种方法可以更准确地得到滑流 影响的巡航性能， 但是需要将整个拉力系数范围内的升力曲线、 极曲线作为计算输入， 原始 输入数据量成倍数增 加、 规模大， 计算时要 进行多重迭代， 计算过程非常复杂， 效率低。 发明内容 [0006]为了解决上述技术问题， 本申请提供了一种螺旋桨飞机巡航状态气动数据分析处 理方法， 通过分析巡航过程的受力平衡方程， 根据阻力系数与拉力系数的关系， 替换掉拉力 系数变量， 对飞机巡航性能计算的原始气动力数据(包括升力曲线和极曲线数据)进 行分析 和简化， 得到能准确反 映滑流影响下巡航状态的升力曲线和极曲线数据， 同时减少气动数 据维数， 减少气动力数据规模， 有效降低计算复杂度， 提高工作效率。 [0007]本申请螺 旋桨飞机 巡航状态气动数据分析处 理方法主 要包括： [0008]步骤S1、 确定飞机在巡航状态保持稳定直线平飞时的受力平衡方程； [0009]步骤S2、 确定阻力系数与拉力系数之间的关系；说　明　书 1/4 页 3 CN 114329976 A 3