[发明专利]一种直升机机身表面凸出物气动阻力计算方法

说明书

本发明公开了一种直升机机身表面凸出物气动阻力计算方法，该方法首先根据来流方向前方气流是否被阻拦的情况，将直升机机身表面凸出物进行分类，之后分别对没有阻拦、部分阻拦和完全阻拦的机身表面凸出物进行评估和计算阻力，最后计算相加得到加装凸出物之后的全机机身阻力。本发明可以比较快速地评估得到直升机机身表面凸出物的阻力和直升机加装表面凸出物之后的总阻力，从而加快直升机的研发进度、降低直升机的研制成本。

技术领域

本计算方法发明属于直升机阻力特性计算领域，涉及一种直升机机身表面凸出物阻力特性快速计算方法。

背景技术

为了提高直升机的研发进度和降低直升机研发成本，目前大多数直升机研发机构采用“一机多型”的发展模式。在现有已经在试飞或定型的直升机上加装天线、探测器等任务设备，这样可以比较快速地研发出可用的直升机型号。在直升机机身表面加装的任务设备通常为机身表面的凸出物，这些机身表面凸出物导致直升机阻力增大，影响直升机部分飞行性能和品质等指标，可能导致部分指标难以实现。

以往通常采用风洞试验或CFD计算的方法来获得加装机身表面凸出物之后的阻力特性。进行风洞试验之前需要进行风洞试验模型的设计和制造，同时在进行正式风洞试验之前需要进行支架干扰修正试验，因此时间周期比较长，成本也比较高。采用CFD计算方法对加装机身表面凸出物之后的阻力特性，首先需要进行几何修理、网格划分和计算求解等步骤，时间周期略短，但是由于CFD计算方法固有的近似解法原理等限制，目前CFD计算方法在阻力计算方面的准确度还存在一定的误差。

发明内容

本发明的目的是提供一种直升机机身表面凸出物气动阻力计算方法，用以克服传统计算方法在阻力计算过程中存在的周期长、成本高、误差大的问题。

为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：

一种直升机机身表面凸出物气动阻力计算方法，包括：

根据直升机来流方向前方气流是否被阻拦的情况，将直升机机身表面凸出物进行分类，包括没有阻拦、部分阻拦以及完全阻拦三种情况；

分别对没有阻拦、部分阻拦和完全阻拦的机身表面凸出物进行计算阻力，最后计算相加得到加装凸出物之后的全机机身阻力。

进一步地，对没有阻拦的机身表面凸出物进行计算阻力，包括：

测量全尺寸状态的直升机机身表面凸出物最大横截面处的迎风面积；

初步评估没有阻拦的直升机机身表面凸出物的类型，所述类型有三种，第一种类型是流线型的凸出物，中间没有镂空，凸出物的底部全部紧贴在直升机机身表面，凸出物的前后上下与直升机机身表面均为光顺的外形过渡；第二种类型是通过基座连接在机身表面的细长体或扁长体凸出物，除基座连接处之外，凸出物与机身表面之间有一定的空隙；第三种类型是外形复杂的机身表面凸出物，凸出物表面设置有球体和/或拉杆和/或直角截面，或者凸出物的前后方向上有镂空；

基于所述迎风面积，分别计算三种所述类型的没有阻拦的机身表面凸出物的阻力。

进一步地，所述基于所述迎风面积，分别计算三种所述类型的没有阻拦的机身表面凸出物的阻力，包括：

对于第一种类型的没有阻拦的机身表面凸出物，阻力D₁计算公式如下：

其中，k₁为阻力计算系数，取0.35～0.45；S₁为凸出物最大横截面处的迎风面积；所述迎风面积指的是机身或某个部件在直升机水平飞行方向上的投影面积；ρ为空气密度，v为来流速度；

对于第二种类型的没有阻拦的机身表面凸出物，阻力D₂计算公式如下：