1.一種層流控制飛機(jī)頂層參數(shù)設(shè)計(jì)方法，其特征在于，輸入數(shù)據(jù)包括飛機(jī)主要性能指標(biāo)、機(jī)翼層流轉(zhuǎn)戾控制目標(biāo)與飛機(jī)主要布局參數(shù)；根據(jù)輸入數(shù)據(jù)開展翼載荷優(yōu)化設(shè)計(jì)、機(jī)翼吸氣能量損耗計(jì)算與飛機(jī)氣動(dòng)力計(jì)算，利用計(jì)算所得的吸氣能量損耗因子、層流控制狀態(tài)的氣動(dòng)力與修正后的推重比約束方程繪制某一翼載荷范圍內(nèi)的所有推重比約束曲線，再將優(yōu)化翼載荷帶入約束方程組，計(jì)算獲得推重比數(shù)組，取其中最大值作為層流控制飛機(jī)的推重比；

具體包括以下步驟：

步驟一，根據(jù)輸入數(shù)據(jù)計(jì)算飛機(jī)機(jī)翼吸氣能量損耗，得到飛機(jī)機(jī)翼吸氣能量損耗因子Kz；

步驟二，計(jì)算層流控制飛機(jī)氣動(dòng)力，得到設(shè)計(jì)點(diǎn)的零升阻力系數(shù)與使用升阻比；

步驟三，對翼載荷進(jìn)行優(yōu)化，得到飛機(jī)設(shè)計(jì)翼載荷ws；

步驟四，建立推重比設(shè)計(jì)約束方程，得到多個(gè)狀態(tài)下的推重比約束方程；

步驟五，建立翼載荷數(shù)組，將翼載荷數(shù)組帶入多個(gè)推重比約束方程中，得到多個(gè)推重比約束數(shù)組，再繪制頂層參數(shù)設(shè)計(jì)曲線，帶入設(shè)計(jì)翼載荷，得到設(shè)計(jì)推重比TW；

步驟一的具體過程為：首先根據(jù)飛機(jī)主要構(gòu)性參數(shù)建立氣動(dòng)力計(jì)算數(shù)字模型；然后給出各段機(jī)翼上、下翼面邊界層轉(zhuǎn)戾位置控制目標(biāo)，即上翼面邊界層轉(zhuǎn)戾位置控制目標(biāo)與下翼面邊界層轉(zhuǎn)戾位置控制目標(biāo)最后計(jì)算飛機(jī)機(jī)翼吸氣能量損耗因子Kz；

步驟二的具體過程為：基于數(shù)模與上翼面邊界層轉(zhuǎn)戾位置控制目標(biāo)與下翼面邊界層轉(zhuǎn)戾位置控制目標(biāo)采用CFD算法計(jì)算飛機(jī)的縱向氣動(dòng)力，給出層流控制飛機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)的零升阻力系數(shù)與使用升阻比；

步驟三中，由于燃油的消耗，為比較不同狀態(tài)下的翼載荷，在計(jì)算各狀態(tài)的翼載荷時(shí)，扣除不同燃油重量的影響，根據(jù)航程指標(biāo)hl為約束的任務(wù)燃油系數(shù)mry工程計(jì)算模型如下：

mry＝0.48*10^-6*hl/kxh^2/w^2*(-hl*qxh+(hl^2*qxh^2+4.16*10^6.*kxh^2*w^2)^(0.5))*qxh

上式中，qxh是航程中點(diǎn)的速壓，kxh是巡航使用升阻比，w是起飛重量；

步驟三的具體步驟為：

1)以層流轉(zhuǎn)戾臨界升力系數(shù)CLzl為約束的翼載荷wszl計(jì)算，計(jì)算模型如下：

wszl＝0.5*rou*vxh^2*CLzl/9.8/kw

上式中，kw為重量修正因子，層流轉(zhuǎn)戾臨界升力系數(shù)約束翼載荷計(jì)算以燃油消耗30％的飛機(jī)重量為計(jì)算重量，即kw＝1-0.3*mry；

rou為飛行高度的大氣密度，vxh是巡航速度；

2)以著陸進(jìn)場速度vap為約束的翼載荷wsland計(jì)算，計(jì)算模型如下：

wsland＝cymaxland*vap^2/30.2/kw

上式中，最大著陸重量wsland以燃油消耗65％的飛機(jī)重量為計(jì)算重量，cymaxland為飛機(jī)著陸構(gòu)型最大升力系數(shù)；

3)以最小平飛速度Vmin為約束的翼載荷wsvmin計(jì)算，計(jì)算模型如下：

wsvmin＝0.5*1.225*0.85*cymax*Vmin^2/g/kw

上式中，以燃油消耗5％的飛機(jī)重量為計(jì)算重量，cymax為0高度，0.26Ma飛機(jī)巡航構(gòu)型的最大升力系數(shù)，最小平飛速度Vmin取1.15Vs，Vs為飛機(jī)95％燃油重量下的當(dāng)量巡航失速速度；

4)取上述3個(gè)翼載荷計(jì)算值的最小值為飛機(jī)設(shè)計(jì)翼載荷ws；

步驟四中，由于飛行速度、飛行高度對發(fā)動(dòng)機(jī)的推力影響顯著，為比較不同約束方程計(jì)算的推重比，將各約束工作狀態(tài)下的推力轉(zhuǎn)換為0高度，0.1Ma下的發(fā)動(dòng)機(jī)推力；

步驟四的具體步驟為：

首先，發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力轉(zhuǎn)換因子計(jì)算模型如下：

Ta1＝(1-0.32*Ma+0.4*Ma^2-0.01*Ma^3)*(rou/1.225)^0.85

Ta2＝0.85(1-0.32*Ma+0.4*Ma^2-0.01*Ma^3)*(rou/1.225)^0.85

Ta1為最大推力工作狀態(tài)下的動(dòng)力轉(zhuǎn)換因子，Ta2為發(fā)動(dòng)機(jī)額定工作狀態(tài)下的動(dòng)力轉(zhuǎn)換因子，Ma為飛行馬赫數(shù)，rou為飛行高度的大氣密度；

1)以起飛滑跑距離Lrun為約束的推重比TWrun計(jì)算，計(jì)算模型如下：

TWrun＝((1+Kz)(1.15^2*ws/cymaxqf/Lrun/1.225+0.5*(3*f+1/Krun))/Ta1

上式中，起飛構(gòu)型的最大升力系數(shù)cymaxqf與零迎角升阻比Krun由氣動(dòng)力計(jì)算獲得，f為跑道滾動(dòng)摩擦系數(shù)，離地速度取1.15Vs，Kz為機(jī)翼吸氣裝置能量損耗因子；

2)以單發(fā)失效爬升梯度vy/v為約束的推重比TWdf計(jì)算，飛機(jī)起飛狀態(tài)，計(jì)算模型如下：

TWdf＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*(kw*ny)^2*ws/q+vy/v+a/g)*ne/(ne-1)

上式中，fk為起飛構(gòu)型誘導(dǎo)阻力因子，a為加速度，cd0為起飛構(gòu)型零升阻力系數(shù)，q為起飛爬升速壓，重量修正因子kw值取1，ne為發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量，法向過載ny值取1；

3)以最大平飛馬赫數(shù)Mmo為約束的推重比TWmo計(jì)算，飛機(jī)巡航狀態(tài)，計(jì)算模型如下：

TWmo＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*kw^2*ws/q)

上式中，fk為巡航構(gòu)型誘導(dǎo)阻力因子，cd0為巡航構(gòu)型零升阻力系數(shù)，q為最大平飛速壓，重量修正因子kw值取1-0.5*mry；

4)以升限Hmax為約束的推重比TWtop計(jì)算，發(fā)動(dòng)機(jī)處于最大工作狀態(tài)，計(jì)算模型如下：

TWtop＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*kw^2*ws/q+1.5/v)

上式中，升限的爬升率判定值vymin取1.5m/s，加速度為0；

5)以機(jī)動(dòng)過載要求nymax為約束的推重比TWny計(jì)算，發(fā)動(dòng)機(jī)處于最大工作狀態(tài)，計(jì)算模型如下：

TWny＝((1+Kz)/Ta1)*(q*cd0/ws/g+g*fk*(kw*nymax)^2*ws/q)

上式中，nymax為機(jī)動(dòng)性能要求必須達(dá)到的法向過載值；

6)以最大爬升率vymax為約束的推重比TWvymax計(jì)算，發(fā)動(dòng)機(jī)處于最大連續(xù)工作狀態(tài)，計(jì)算模型如下：

TWvymax＝(1+Kz)(Wb/Ta2)*(q*cd0/ws/g+g*fk*ws/q+vymax/v)

上式中，vymax為爬升性能要求必須達(dá)到的最大爬升率；

步驟五具體為：

1)建立翼載荷數(shù)組wssz＝100:100:800；

2)將翼載荷數(shù)組帶入步驟四得到的6個(gè)推重比設(shè)計(jì)約束方程，獲得6個(gè)推重比約束數(shù)組；

3)根據(jù)翼載荷數(shù)組與上述6個(gè)推重比約束數(shù)組繪制頂層參數(shù)設(shè)計(jì)曲線；

4)將設(shè)計(jì)翼載荷帶入步驟四得到的6個(gè)推重比設(shè)計(jì)約束方程，獲得6個(gè)推重比，取其中最大值為設(shè)計(jì)推重比TW。