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申请/专利权人：北京电子工程总体研究所

摘要：本发明提出一种基于定常模拟的带翼飞行器俯仰阻尼力矩计算方法，其步骤为：第一步、待分析的确定飞行器的横向、纵向气动特性是否相同；第二步、确定全攻角σ的值；第三步、确定锥动速率的值；第四步、在固连于攻角平面的坐标系下进行流动控制方程的建立和求解；第五步、获取飞行器在锥形运动下的侧向力矩系数即面外力矩系数Cn；在第四步所述的计算收敛后；第六步、计算飞行器的俯仰阻尼力矩系数。本发明用于各类型满足横向、纵向气动特性一致的飞行器外形的俯仰阻尼力矩系数计算。

主权项：1.一种基于定常模拟的带翼飞行器俯仰阻尼力矩计算方法，其特征在于，其步骤为：第一步、确定待分析的飞行器的横向、纵向气动特性是否相同，如果是相同的则继续进行计算，如果不是相同的则结束计算；第二步、确定全攻角σ的值，确定模拟计算时飞行器纵轴与来流失量所成的角度，即全攻角σ的值；当全攻角σ足够小时，σ的值不影响俯仰阻尼力矩系数的预估结果，计算不同σ下的俯仰阻尼力矩系数，选取一个对俯仰阻尼力矩系数无明显影响的σ值作为获取俯仰阻尼力矩系数使用的全攻角；第三步、确定锥动速率的值，当的取值适当时，的改变不影响俯仰阻尼力矩系数的预估结果，通过计算不同下的俯仰阻尼力矩系数，选取一个对俯仰阻尼力矩系数无明显影响的值作为获取俯仰阻尼力矩系数使用的锥动速率；第四步、在固连于攻角平面的坐标系下进行流动控制方程的建立和求解，当确定全攻角σ和锥动速率后，在给定的σ和下对飞行器在锥动状态下的绕流和气动力进行CFD求解；当计算坐标系固连于攻角平面时，飞行器的绕流是定常稳态的，在固连于攻角平面的旋转参考系下进行流动控制方程建立和求解，对稳态锥形运动下的飞行器绕流及气动力进行模拟；第五步、获取飞行器在锥形运动下的侧向力矩系数即面外力矩系数Cn，在所述第四步的计算收敛后，通过积分飞行器表面的压力和粘性力获取飞行器的侧向力矩系数即面外力矩系数Cn；侧向力矩是指力矩矢量位于攻角平面内且垂直于飞行器纵轴的力矩；Cn的计算方法为： 其中My为侧向力矩，S为参考面积，D为参考长度，q为动压，形式为：q＝12ρV22V为来流速度，ρ为来流密度；第六步、计算飞行器的俯仰阻尼力矩系数根据数值模拟计算得到的侧向力矩系数即面外力矩系数Cn，以及全攻角σ和锥动速率进一步得到飞行器的俯仰阻尼力矩系数其中反映了俯仰角速度对俯仰力矩的影响，反映了攻角变化率对俯仰力矩的影响，二者的和反映了飞行器的俯仰阻尼力矩量值；俯仰阻尼力矩系数的计算方法为： 其中Ω为无量纲锥动速率： 基于式3和式4由侧向力矩系数计算得到飞行器的俯仰阻尼力矩系数。

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