一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法与流程

1.本发明涉及层流机翼表面凸出物的计算技术领域，具体地说，是一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法，通过大量采用的cfd方法具有易于连续变化凸出物高度、速度快且成本低的优势，用于获取层流机翼自然转捩位置，凸出物临界高度以及凸出物高度与气动增量的关系式，进而评估表面凸出物对层流机翼气动性能影响。


背景技术：

2.气流流过飞机机翼表面主要呈现层流和紊流两种状态。根据文献研究表明，层流状态下机翼阻力比紊流小一倍以上。而层流机翼是指在设计状态下，机翼表面的层流区域大于50%的当地弦长。鉴于层流机翼优良的升阻特性，目前大部分民航客机和长航时无人机都采用层流机翼。
3.层流机翼在制造过程中，蒙皮间的阶差、密封胶条以及天线可能会凸出机翼表面形成凸出物，当层流机翼表面凸出物超过一定的高度后(凸出物临界高度)，会使得机翼表面在空中的流动由层流转变为紊流（转捩），导致机翼阻力大幅增加，俯仰力矩特性发生改变，大幅降低飞机的飞行性能，严重时甚至会危及飞机飞行安全。因此，控制机翼表面凸出物的高度在层流机翼设计、制造过程中显得尤为重要，而计算层流机翼表面凸出物产生的气动增量以评估凸出物对飞行安全性的影响是层流机翼设计和制造的关键环节。
4.自然转捩是指光滑无凸出物的层流机翼，在空气中由于机翼翼型或雷诺数等固有因素引起的转捩现象。自然转捩可以用过风洞中通过流动显示测量，也可通过cfd仿真的方法获取。当凸出物高度大于临界高度，且凸出物弦向位置在自然转捩位置之前时，凸出物会引起机翼表面提前转捩，使得升力降低，阻力大幅增加。而当凸出物高度大于临界高度，且凸出物弦向位置在自然转捩位置之后时，机翼仍然在自然转捩位置发生转捩，凸出物产生的气动增量远小于前一种情况。
5.强制转捩风洞试验是研究层流机翼在不同弦长位置发生转捩对气动特性影响的最有效方法。强制转捩风洞试验是在试验模型前缘等百分比的位置粘贴含有金刚砂颗粒的粗糙胶带，确保气流在粘贴胶带的位置发生转捩，从而通过风洞试验测量在特定位置强制转捩对升力、阻力和俯仰力矩的影响量。
6.因此，本发明提出了一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法，能够解决层流机翼设计中需大量采用风洞试验，费用高，周期长的问题。


技术实现要素：

7.本发明的目的在于提供一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法，具有提高层流机翼的设计效率的效果。
8.本发明通过下述技术方案实现：一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法，包括以下步骤：步骤s1.根据层流机翼平均气动弦长确定临界高度的仿真范围；
步骤s2.利用基于gama-theta转捩模型的cfd方法，获取光滑层流机翼的自然转捩位置；步骤s3.在层流机翼前缘位置布设凸出物，并通过网格生成软件进行空间离散，采用基于gama-theta转捩预测模型的cfd方法进行仿真分析，获取cfd仿真结果；步骤s4.根据cfd仿真结果获取气动增量与凸出物的高度关系式；步骤s5.通过强制转捩风洞试验获取气动导数增量与转捩位置关系式；步骤s6.根据凸出物高度n0、展向长度b0，弦向位置xt，确定层流机翼表面凸出物引起的气动增量。
9.为了更好地实现本发明，进一步地，步骤s1包括：所述仿真范围需覆盖临界高度。
10.为了更好地实现本发明，进一步地，步骤s2中的光滑层流机翼包括表面无凸出物的机翼。
11.为了更好地实现本发明，进一步地，步骤s3中的cfd仿真结果包括：获取临界高度nc，并获取不同凸出物高度产生的升力系数增量
△cl
、阻力系数增量
△cd
和俯仰力矩系数增量
△cm
。
12.为了更好地实现本发明，进一步地，步骤s4包括： 当凸出物高度n0小于临界高度nc时，升力系数增量
△cl
、阻力系数增量
△cd
、俯仰力矩系数增量
△cd
和凸出物的高度关系式n0呈线性关系式。
13.为了更好地实现本发明，进一步地，步骤s5包括： 当凸出物高度n0大于等于临界高度nc时，且凸出物弦向位置大于自然转捩位置时xn，升力系数增量
△cl
、阻力系数增量
△cd
、俯仰力矩系数增量
△cm
和凸出物高度n0呈线性关系式； 当凸出物高度n0大于等于临界高度nc时，且凸出物弦向位置大于自然转捩位置时xn，升力系数增量
△cl
、阻力系数增量
△cd
、俯仰力矩系数增量
△cm
和凸出物高度n0呈线性关系式。
14.为了更好地实现本发明，进一步地，步骤s6中获取展向长度的方法包括： 在确定临界高度的仿真范围时获取凸出物展向长度b0。
15.本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：（1）本发明建立了一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法，解决了层流机翼设计中需大量采用风洞试验，费用高，周期长的问题；（2）本发明中大量采用的cfd方法具有易于连续变化凸出物高度、速度快且成本低的优势，用于获取层流机翼自然转捩位置，凸出物临界高度以及凸出物高度与气动增量的关系式，进而评估表面凸出物对层流机翼气动性能影响；（3）本发明大幅度的提高了层流机翼的设计效率，降低了层流机翼设计和制造的成本，具有极大的经济效益和社会效益。
附图说明
16.本发明结合下面附图和实施例做进一步说明，本发明所有构思创新应视为所公开内容和本发明保护范围。
17.图1为本发明提供的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法中层流机翼表面凸出物示意图。
18.图2为本发明提供的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法中凸出物弦向位置x
t
与自然转捩位置xn示意图。
19.图3为本发明提供的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法中层流机翼平面图。
20.图4为本发明提供的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法中间歇因子随弦向位置变化曲线示意图。
21.图5为本发明提供的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法中层流机翼带表面凸出物示意图。
22.图6为本发明提供的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法中层流机翼不同凸出物高度间歇因子曲线示意图。
23.图7为本发明提供的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法中层流机翼凸出物阻力系数增量与凸出物高度关系曲线示意图。
24.图8为本发明提供的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法中层流机翼凸出物升力系数增量与凸出物高度关系曲线示意图。
25.图9为本发明提供的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法中层流机翼凸出物阻力系数增量与凸出物高度关系曲线示意图。
26.图10为本发明提供的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法中层流机翼凸出物俯仰力矩系数增量与凸出物高度关系曲线示意图。
27.图11为本发明提供的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法中层流机翼零升攻角增量与凸出物弦向位置关系曲线示意图。
28.图12为本发明提供的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法中层流机翼升力线斜率增量与凸出物弦向位置关系曲线示意图。
29.图13为本发明提供的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法中层流机翼零升俯仰力矩系数增量与凸出物弦向位置关系曲线示意图。
30.图14为本发明提供的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法中层流机翼俯仰力矩导数增量与凸出物弦向位置关系曲线示意图。
31.图15为本发明提供的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法中层流机翼阻力系数增量与凸出物弦向位置关系曲线示意图。
32.图16是本发明提供的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法的流程示意图。
具体实施方式
33.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，应当理解，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，因此不应被看作是对保护范围的限定。基于本发明中的实施例，本领域普通技术工作人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
34.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可
以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
35.实施例1：本实施例的一种层流机翼表面凸出物气动增量计算方法，如图1-图16所示，本实施例针对层流机翼对表面凸出物极为敏感的特性，采用cfd方法获取层流机翼表面凸出物临界高度。对于低于临界高度的凸出物，根据cfd方法确定凸出物高度与气动增量的关系式，通过插值获取低于临界高度的凸出物气动增量。对于高于临界高度的凸出物，通过强制转捩试验得到转捩位置与气动增量的关系式，通过凸出物在弦向的位置插值得到其气动增量。本发明解决了风洞试验中由于凸出物连续变化高度较为困难的难题，采用基于gama-theta转捩预测模型的cfd的方法获取凸出物临界高度，采用cfd方法获取小于临界高度的凸出物与气动增量的关系式，大量节省时间和经费，大幅提升层流机翼设计效率和设计准确度。
36.在本发明中，n0为凸出物高度，b0凸出物展向长度，b/2为机翼半展长，x为弦向位置，x1为凸出物到机翼前缘的距离,x2为自然转捩位置到机翼前缘的距离，xt为凸出物弦向位置，xn为自然转捩位置.实施例2：本实施例在实施例1的基础上做进一步优化，在本实施例中，如图1所示，实施例层流机翼平均气动弦mac=1000mm。临界高度仿真范围取值为0.02mm～0.2mm。凸出物展向长度为b0=3000mm，半展长b/2=3000mm。根据层流机翼平均气动弦长（mac）确定临界高度仿真范围，仿真范围需覆盖临界高度。临界高度仿真范围取值为平均气动弦长的0.002%～0.02%，即0.002%mac～0.02%mac。凸出物宽度为0.02%mac，根据设计经验确定。凸出物展向长度为半展长b/2。
37.本实施例的其他部分与实施例1相同，故不再赘述。
38.实施例3：本实施例在上述实施例1或2的基础上做进一步优化，在本实施例中，利用基于gama-theta转捩模型的cfd方法，获取光滑层流机翼（表面无凸出物）的自然转捩位置xn。gama-theta转捩模型详细内容见参考文献：张玉轮，王光学，孟德宏，王运涛.γ-reθ转捩模型的标定研究. 空气动力学学报，2011，29（3）：295-301。
39.在本实施例中，利用基于gama-theta转捩模型的cfd方法，获取光滑层流机翼（表面无凸出物）的自然转捩位置xn。如图4所示，通过cfd仿真可以获取间歇因子随弦向位置变化曲线。间歇因子表示弦向上某点是紊流的几率，间歇因子越接近于0，该点是层流的几率越大，间歇因子越接近于1，则该点是紊流的几率越大。从图中可以看出，间歇因子在当地弦长62%以前数值接近于0，且变化较小。弦向位置超过62%当地弦长，间歇因子急剧增大，可以判断该点发生转捩，流动由层流转变为紊流。根据仿真结果可知，该实施例层流机翼自然转捩位置xn=0.62。
40.本实施例的其他部分与上述实施例1或2相同，故不再赘述。
41.实施例4：本实施例在上述实施例1-3任一项的基础上做进一步优化，在本实施例中在层流机翼前缘5%当地弦长（clocal）的位置布设高度为0.02%mac~0.2%mac的凸出物，并通过网格
生成软件进行空间离散，采用基于gama-theta转捩预测模型的cfd方法进行仿真分析，获取临界高度nc，并获取不同凸出物高度产生的升力系数增量
△cl
、阻力系数增量
△cd
，俯仰力矩系数增量
△cm
。
42.在本实施例中，在实施例层流机翼前缘5%当地弦长（c
local
）的位置布设高度为0.02%mac~0.2%mac的凸出物，实施例层流机翼带表面凸出物（凸出物高度0.2mm，宽度0.2mm，展长3000mm）示意图见图5。并通过网格生成软件进行空间离散，采用基于gama-theta转捩预测模型的cfd方法进行仿真分析，获取临界高度nc，并获取不同凸出物高度产生的升力系数增量
△cl
、阻力系数增量
△cd
，俯仰力矩系数增量
△cm
。从图6可以看出，凸出物高度n0≤0.09mm时，机翼转捩位置与自然转捩位置重合，凸出物高度n0=0.1mm时，间歇因子在5%当地弦长位置急剧增大，机翼在改点发生转捩。从图7可以看出，凸出物阻力系数增量在n0≤0.09mm时不变，在n0=0.1mm时阻力系数增量急剧增加。综合图6、图7可以判断实施例层流机翼的凸出物临界高度nc=0.1mm。
43.本实施例的其他部分与上述实施例1-3任一项相同，故不再赘述。
44.实施例5：本实施例在上述实施例1-4任一项基础上做进一步优化，在本实施例中，根据cfd仿真结果获取气动增量与凸出物高度关系式。当凸出物高度n0小于临界高度nc时，升力系数增量
△cl
、阻力系数增量
△cd
，俯仰力矩系数增量
△cm
与凸出物高度n0呈线性关系，根据图8~图10可知，计算公式如下：；；；其中，
△cl1
为升力系数增量，n0为凸出物高度，
△cd1
为阻力系数增量，
△cm1
为俯仰力矩系数增量。
45.本实施例的其他部分与上述实施例1-4任一项相同，故不再赘述。
46.实施例6：本实施例在上述实施例1-5任一项基础上做进一步优化，在本实施例中，cfd仿真时为方便计算，取b0=b/2，真实情况下凸出物展向长度远远小于b/2。
47.在本实施例中，通过强制转捩风洞试验获取气动导数增量与转捩位置关系式。当凸出物高度n0大于等于临界高度nc，且凸出物弦向位置小于等于自然转捩位置时xn，升力线斜率增量
△clα
、零升攻角增量
△
α0、阻力系数增量
△cd
，俯仰力矩导数增量
△cmcl
、零升俯仰力矩增量
△cm0
与凸出物弦向位置（x
t
，表示凸出物在当地弦长上的而相对位置）呈线性关系，根据图11~图15可知，计算公式如下：；；；；
；其中，
△
α0为零升攻角增量，
△clα
为升力线斜率增量，
△cd2
为阻力系数增量，
△cmcl
为俯仰力矩导数增量，
△cm0
为零升俯仰力矩增量，x
t
为凸出物弦向位置。
48.攻角α取1
°
，升力系数c
l
取0.35，升力系数
△cl
、阻力系数增量
△cd
，俯仰力矩系数增量
△cm
可通过以下公式计算得到：；；当凸出物高度n0大于等于临界高度nc，且凸出物弦向位置大于自然转捩位置时xn，升力系数增量
△cl
、阻力系数增量
△cd
，俯仰力矩系数增量
△cm
与凸出物高度n0呈线性关系，关系式如下：；；。
49.本实施例的其他部分与上述实施例1-5任一项相同，故不再赘述。
50.实施例7：本实施例在上述实施例1-6任一项基础上做进一步优化，在本实施例中，综合上述实施例1-6可以得出任意凸出物高度n0和任意凸出物弦向位置x
t
的气动增量计算公式：；；；；在本实施的表达式中的符号均已在前提及过其定义，因此不再赘述。
51.综上所述，本实施例大量采用cfd方法，快速、准确的计算出层流机翼表面凸出物气动增量，可以快速评估表面凸出物对飞机性能影响，从而制定出合理的层流机翼表面凸出物公差要求，节省了大量风洞试验费用和研制周期，具有极大的经济效益。
52.本实施例的其他部分与上述实施例1-6任一项相同，故不再赘述。
53.以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护
范围之内。