[发明专利]一种基于流动转捩的层流翼型Re数效应修正方法

说明书

本发明涉及飞机气动数据采集技术领域，公开了一种基于流动转捩的层流翼型Re数效应修正方法，主要分为机翼特性分析和数据修正两个步骤；具体是指，先运用CFD仿真技术获取层流翼型飞机全Re数范围内的气动特性，确定层流翼型飞机的临界Re，进行机翼特性分析；再通过增压试验与强制转捩试验相结合的手段，分步获取层流翼型飞机Re数效应修正量；最后根据Re数效应修正量完成风洞试验数据的Re数效应修正。本发明所述的Re数效应修正方法考虑了Re数对机翼流动转捩位置产生影响进而对飞机升力、阻力、纵向力矩的影响效应，有效提升层流翼型飞机Re数效应修正的准确性，保障飞行安全。

技术领域

本发明涉及飞机气动数据采集技术领域，具体的说，是一种基于流动转捩的层流翼型Re数效应修正方法。

背景技术

风洞试验是获取飞机气动数据最直接有效的手段。风洞试验一般使用缩比模型，风洞模型尺寸的缩小以及风洞流场不同于真实大气的固有特性等限制，使得风洞试验的Re数与飞机真实飞行Re数存在较大的差异。因此必须对风洞试验数据进行Re数效应修正。

目前，国内拥有较为成熟的有人驾驶战斗机Re数效应修正方法。该方法是上个世纪70年代，中国空气动力研究与发展中心在参照国外的经验并结合国内飞机飞行试验、风洞试验研究成果的基础上，总结出的有人驾驶战斗机的Re数效应修正方法。战斗机多采用较薄的翼型，在大气中飞行时，机翼表面附面层近似于全紊流。Re数主要对机翼表面摩擦阻力产生较大影响，基本不影响机翼表面流态，因而对飞机的升力特性和纵向力矩特性等影响可忽略。在试验数据修正中，一般只对最小阻力做Re数修正。通常在风洞试验时，采用人工在机翼前缘贴转捩带的方式实现模型的近似全紊流，从而使模型附面层状态与真实飞行器一致，这样Re数对全机最小阻力的影响简化成全紊流状态下Re数对全机不可压型阻的影响，Re数和表面摩阻呈双对数曲线关系，通过增压试验手段可外插获得。

现今民用飞机和高空、高速无人机等，为追求高的巡航效率，一般采用高升阻比层流翼型或超临界层流复合翼型。层流翼型具有前缘半径较小，上表面较为平坦，最大厚度位置更靠后的外形特点，因此可以在翼面上建立适当的顺压梯度，有效抑制层流边界层内的不稳定因素从而推迟转捩的发生，在设计点(巡航状态)层流翼型表面一般能保持40％～70％弦长的层流流动。研究表明，在设计点下层流机翼的阻力比普通紊流机翼的阻力可以减小一半以上。但当偏离设计点较多时，自然层流区趋于消失，阻力会迅速增大。试验研究表明，层流翼型的Re效应呈现复杂的非单调性，Re数影响层流翼型的流场结构及压力分布，进而影响飞机的宏观气动特性，除此之外Re数还会对层流翼型的转捩位置产生影响，进而对飞机的升力、阻力、纵向力矩产生影响。因此前述的有人战斗机Re数效应修正方法不再适用于采用了层流翼型的飞机。

发明内容

本发明为了弥补现有Re数效应修正方法不能满足层流翼型无人机Re数效应修正的技术空白，提供了一种基于流动转捩的层流翼型Re数效应修正方法，相对于传统有人驾驶战斗机不考虑机翼表面流态影响的Re数效应修正方法，本发明所述的Re数效应修正方法考虑了Re数对机翼流动转捩位置产生影响进而对飞机升力、阻力、纵向力矩的影响效应，有效提升层流翼型飞机Re数效应修正的准确性，保障飞行安全。

本发明通过下述技术方案实现：

一种基于流动转捩的层流翼型Re数效应修正方法，主要分为机翼特性分析和数据修正两个步骤；具体是指，先运用CFD仿真技术获取层流翼型飞机全Re数范围内的气动特性，确定层流翼型飞机的临界Re，进行机翼特性分析；再通过增压试验与强制转捩试验相结合的手段，分步获取层流翼型飞机Re数效应修正量；最后根据Re数效应修正量完成风洞试验数据的Re数效应修正。

一种基于流动转捩的层流翼型Re数效应修正方法，包括以下步骤：

步骤S100：机翼特性分析；

步骤S200：数据修正。

所述步骤S100的机翼特性分析具体包括以下步骤：