[发明专利]一种考虑边界层微吸气的转捩预测方法

说明书

本发明提出了一种考虑边界层微吸气的转捩预测方法，通过数据处理，将风洞试验得到的机翼表面离散的孔吸气分布转化为数值模拟计算可用的面吸气分布，并通过层流边界层壁面条件的设置模拟机翼前缘的吸气影响，在此基础上，结合基于线性稳定性理论的esupgt;N/supgt;转捩预测方法，进行边界层微吸气的转捩预测。该方法可以作为针对混合层流机翼设计的转捩预测工具，在混合层流机翼的转捩计算方面具有重要应用价值。

技术领域

本发明涉及航天航空技术领域，具体地涉及一种考虑边界层微吸气的转捩预测方法。

背景技术

层流减阻技术是当前最有前景的减阻方法之一，其主要分为被动控制与主动控制。自然层流技术(Natural Laminar Flow，NLF)是一种重要的被动层流控制技术，该方法通过精细形面设计来保持较长的顺压区以推迟转捩，在二维翼型设计及小型公务机领域得到广泛应用。然而，对于大后掠机翼，顺压梯度会放大机翼前缘的横流不稳定性，从而诱导转捩。针对这种情况，可采用主动控制技术，通过在机翼表面进行吸气控制以稳定边界层，进而维持机翼表面的层流流动。主动层流控制技术包含全层流控制(Laminar FlowControl，LFC)与混合层流控制(Hybrid Laminar Flow Control，HLFC)。相比于LFC，HLFC仅在机翼前缘采用吸气控制，在弦向中部通过形面设计维持有利的压力分布特征。HLFC技术不会破坏现有机翼的翼盒结构，在有效推迟层流-湍流转捩的同时可极大减小需用吸气体积流量。因此，HLFC技术是目前最具工程实践形的主动层流控制技术之一，具有广泛的工程应用前景。

相比NLF，HLFC需要在机翼前缘引入吸气控制，然而目前针对考虑吸气控制的转捩预测方法的研究很少。目前仅有研究通过直接数值模拟(Direct Numerical Simulation，DNS)对物面吸气控制影响机制进行研究，结果表明边界层吸气可以成功稳定与横流(cross-flow，CF)不稳定性相关的准二维和三维基流。然而，DNS计算成本非常高，不适用于具有数百万个微型吸孔的复杂构型的工业应用。

发明内容

针对现有DNS方法计算成本高，不适用于具有数百万个微型吸孔的复杂构型工业应用的问题，本发明在基于线性稳定性理论(linear stability theory,LST)的e^N转捩预测方法的基础上，将吸气参数引入边界层信息中，提出了一种考虑边界层微吸气的转捩预测方法，该方法在传统e^N转捩预测方法的基础上考虑了吸气参数对转捩的影响，能够用于HLFC的转捩预测。此外，相比DNS方法，该方法计算成本低，计算精度较好，可应用于实际工程中。

本发明的技术方案为：

所述一种考虑边界层微吸气的转捩预测方法，包括以下步骤：

步骤1：针对数值模拟计算所需的机翼构型，通过风洞试验得到机翼构型表面的离散吸气分布数据，利用离散吸气分布数据解算得到用于数值模拟的连续吸气分布边界条件；

步骤2：基于步骤1中的机翼构型，在输入本步骤的转捩位置的基础上进行流场数值模拟，得到在当前转捩位置下的边界层信息；其中初始转捩位置采用预先设定值；

步骤3：基于步骤2得到的边界层信息以及步骤1得到的连续吸气分布边界条件，进行转捩位置计算；

步骤4：对比步骤3计算得到的转捩位置与步骤2中输入的转捩位置之差，如果差值未达到收敛条件，则将步骤3计算得到的转捩位置输入步骤2，并返回步骤2，直至转捩位置差值达到收敛条件，从而得到预测的转捩位置。

进一步的，所述机翼构型采用混合层流控制。

进一步的，初始转捩位置选择为25％弦长位置。

进一步的，步骤2中通过流场数值模拟得到的边界层信息为压力分布。

进一步的，步骤1中，所述连续吸气分布边界条件为：