[发明专利]一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法

说明书

本发明公开了一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，通过CFD仿真的方法获取第i段机翼的阻力系数C_Di以及整段机翼的阻力系数C_D，取机翼厚度变化量，对第n个机翼厚度变化量Δh_n下的外形进行CFD仿真获得第n个外形的阻力系数C_Dn,cmp，通过测量数据得到第i段机翼的机翼厚度超差值Δh_i,mea，通过线性插值得到第i段机翼在厚度超差Δh_i,mea时该段机翼阻力系数的变化百分比ΔC_D％i,mea；通过风洞试验获取整段机翼的阻力系数C_DW及全机阻力系数C_DQJ，进而计算得到全机阻力系数增量。本发明同时具有精度高，速度快的优点，能够满足无人机机翼厚度公差影响快速评估的需求。

技术领域

本发明属于飞机设计的技术领域，具体涉及一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法。

背景技术

气动外形对无人机起着至关重要的作用，无人机的气动外形是根据其任务剖面设计点确定设计的，如果外形发生变化，特别是机翼外形变化，如机翼厚度变化，会影响无人机性能指标。然而在飞机制造过程中，外形加工不可避免会出现制造公差，因此需要评估机翼厚度公差对气动特性的影响，保证飞机满足性能指标。

目前机翼厚度公差数据主要采用CFD仿真计算和基于风洞试验数据的估算两种方法。

CFD仿真方法主要是基于计算流体力学技术(简称CFD)，通过对机翼测量数据进行三维建模，对厚度产生偏差的机翼模型进行CFD仿真，获取因机翼厚度公差产生的气动数据增量。这种方法对每次的测量都需要建立三维模型、划分计算网格以及完成CFD计算，整个过程耗时长，无法满足无人机在制造过程中要求快速分析处理飞机机翼厚度测量数据的要求。

基于风洞试验数据的估算方法，改变模型的外形进行试验，结合试验数据，获取产生偏差后的气动数据增量。该方法采用估算方法，速度快，但是制造模型成本较高，数据处理的精度不够高。

发明内容

本发明的目的在于提供一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，只需要使用CFD计算一次，获取机翼沿展向的阻力分布数据及不同机翼厚度变化后外形的阻力系数，并总结形成插值基准，后续每次进行机翼厚度公差数据分析时无需再进行CFD计算，直接通过公式快速计算出分析结果，大大节省了分析处理时间，提高了机翼厚度公差的分析效率。

本发明主要通过以下技术方案实现：一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，通过CFD仿真的方法获取第i段机翼的阻力系数C_Di以及整段机翼的阻力系数C_D，进而计算得到第i段机翼的阻力贡献值C_i，取机翼厚度变化量，对第n个机翼厚度变化量Δh_n下的外形进行CFD仿真获得第n个外形的阻力系数C_Dn,cmp，进而计算得到第n个机翼厚度变化量对应的阻力系数变化百分比ΔC_D％n,cmp；通过测量数据得到第i段机翼的机翼厚度超差值Δh_i,mea，通过线性插值得到第i段机翼在厚度超差Δh_i,mea时该段机翼阻力系数的变化百分比ΔC_D％i,mea；

将每一段机翼的阻力系数变化百分比求和，得到整段机翼的阻力系数变化百分比ΔC_D％；机翼的阻力系数变化百分比为左右机翼阻力系数变化百分比之和ΔC_DW％＝ΔC_DZ％+ΔC_DY％；

通过风洞试验获取整段机翼的阻力系数C_DW及全机阻力系数C_DQJ，得到机翼阻力系数贡献值C_DW％＝C_DW/C_DQJ，得到全机阻力系数变化百分比：