[发明专利]一种旋翼翼型的确定方法及系统

说明书

本发明涉及一种旋翼翼型的确定方法及系统。所述方法包括当前迭代次数下，根据上一次迭代次数下旋翼翼型得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数；基于旋翼桨叶剖面上各点的目标压强系数和当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数得到当前迭代次数下的旋翼翼型；根据当前迭代次数下的旋翼翼型计算当前迭代次数下的等效迎角；判断当前迭代次数下的等效迎角和上一次迭代次数下的等效迎角的差值的绝对值是否在设定范围内；若是，则确定当前迭代次数下的旋翼翼型为最终的旋翼翼型；若否，则更新迭代次数并进行下次迭代。本发明得到的旋翼拥有良好的翼型气动特性。

技术领域

本发明涉及旋翼类飞行器领域，特别是涉及一种旋翼翼型的确定方法及系统。

背景技术

直升机具有垂直起降和悬停的独特飞行特性，能够有效地降低对起降场所环境的要求，从而得到了广泛应用。在民用方面，直升机经常被用于救灾、巡逻等一些空间狭小、地形复杂的领域；在军事方面，直升机常用于特种运输、对地攻击、舰载预警等特殊领域。因此开展直升机先进技术研究是直升机广泛应用的重要保障。其中，旋翼是直升机关键的升力和操纵部件，作为直升机的重要气动部件，为直升机提供了拉力及前飞所需的动力，因而直升机旋翼的气动特性对直升机的整体性能以及操纵特性具有重要影响，良好的翼型气动特性能够有效地改善直升机的各种性能指标，如悬停效率、前飞速度、飞行高度、航程、噪声水平和操纵品质等。

旋翼翼型的气动特性三维环境下，旋翼桨叶剖面翼型受下洗流、展向流以及桨/涡干扰等的影响，其等效迎角会发生很大变化，现有设计旋翼翼型时并未考虑等效迎角，导致设计的旋翼不太理想。

发明内容

本发明的目的是提供一种旋翼翼型的确定方法及系统，得到的旋翼拥有良好的翼型气动特性。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种旋翼翼型的确定方法，包括：

当前迭代次数下，根据上一次迭代次数下旋翼翼型得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数；

基于旋翼桨叶剖面上各点的目标压强系数和所述当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数得到当前迭代次数下的旋翼翼型；

根据当前迭代次数下的旋翼翼型计算当前迭代次数下的等效迎角；

判断所述当前迭代次数下的等效迎角和上一次迭代次数下的等效迎角的差值的绝对值是否在设定范围内；

若是，则确定当前迭代次数下的旋翼翼型为最终的旋翼翼型；

若否，则更新迭代次数并进行下次迭代。

可选的，所述根据上一次迭代次数下旋翼翼型得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数；

根据上一次迭代次数下旋翼翼型确定上一次迭代次数下旋翼桨叶剖面的压强参数，所述压强参数包括来流马赫数和翼型迎角；

根据所述上一次迭代次数下旋翼桨叶剖面的压强参数和粘性流的N-S方程得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数。

可选的，初始迭代次数下的计算压强系数的确定方法为：

获取初始旋翼翼型的设定参数；所述设定参数包括桨尖马赫数、桨叶半径、旋翼桨叶剖面的旋翼展长、旋翼总距和翼型安装角；

根据桨尖马赫数、桨叶半径和旋翼桨叶剖面的旋翼展长计算初始来流马赫数；

根据翼型安装角和旋翼总距计算初始翼型迎角；

根据所述初始来流马赫数与所述初始翼型迎角，利用粘性流的N-S方程求解得到初始迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数。