CN105716826B - 一种零升阻力系数的雷诺数效应修正方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种零升阻力系数的雷诺数效应修正方法，根据风洞试验数据得到飞行器的该马赫下的零升攻角α₀；基于实际的产品的尺寸和外形计算出各海平面高度H下的实际雷诺数Re_H，并用CFD方法计算得到该马赫数各高度H下，攻角α＝α₀时的阻力系数Cx_H；将该马赫数下风洞吹风时的雷诺数按模型缩比比例增大到实际飞行器尺寸对应的雷诺数Re_风洞试验，并通过与b步骤中各不同高度H下的Re_H值插值得到Re_风洞试验对应的飞行高度H_风洞试验，计算该海拔高度H_风洞试验下飞行器攻角α＝α₀时的阻力系数Cx₀；得到该马赫数各飞行高度H下零升阻力的修值。本发明针对小展弦比飞行器，本发明的雷诺数效应修正方法在零升阻力系数修正上是适用的。

Description

一种零升阻力系数的雷诺数效应修正方法

技术领域

本发明涉及一种零升阻力系数的雷诺数效应修正方法。

背景技术

雷诺数是流体力学中一个重要的无量纲参数，主要表征了惯性力与粘性力的比值。雷诺数的影响几乎渗透到所有存在流体流动的领域，对转捩、流动分离、激波/边界层干扰等复杂流动都有不同程度的影响。雷诺数与飞行器气动性能如：低速高升力特性、阻力特性、最大升力特性等都密切相关。因此生产性风洞的雷诺数模拟能力和雷诺数影响评估一直受到工业界的关注。

从目前来看，雷诺数的影响评估主要以风洞试验为主要手段，一般是通过增加气流的密度、降低气流的温度或二者并举的方法来进行变雷诺数试验，但受试验设备和相关因素的限制，大多数生产性风洞的雷诺数变化范围较窄。然而受风洞尺寸的限制，一般的风洞试验模型都是原产品实际模型缩比过后的，特别是大型飞机在常规生产性风洞中模型缩比过大，导致风洞试验雷诺数与实际飞行雷诺数相比低了1至2个量级，使得风洞测量的气动数据与实际飞行条件存在很大的差别，所以自风洞建成百余年以来，风洞试验结果外推到实际飞行条件时的雷诺数影响修正问题，或者说风洞缩尺模型试验结果的外推问题一直是飞行器设计人员关心的焦点问题。很长时间以来，虽然人们认识到雷诺数对飞行器的许多气动特性有影响，然而在实际飞行器设计过程中，通常认为雷诺数的影响仅仅局限在边界层内，雷诺数不同只是对摩阻、最大升力系数等有较大影响。后来，又认识到跨声速时还会影响翼面激波位置，导致力矩曲线的变化。但是，在实际工程处理上认为雷诺数对升力和俯仰力矩随攻角变化曲线的斜率影响不大，在设计中直接使用缩尺模型低雷诺数的风洞试验数据，仅仅修正阻力系数。在早期的飞行器设计中，包括美国航天飞机部分设计数据都是这样处理的，在低速和跨、超声速范围也只计入了雷诺数对摩擦阻力影响的修正。在外推风洞试验结果时，也仅仅考虑雷诺数对最大升力系数和摩擦阻力系数的影响，而且型号研制的实践证明，这样处理对小展弦比飞行器是合适的。

因此，需要提供一种新的技术方案来解决上述问题。

发明内容

本发明需要解决的技术问题是提供一种零升阻力系数的雷诺数效应修正方法。

为解决本发明的技术问题，本发明采用的技术方案是：

一种零升阻力系数的雷诺数效应修正方法，它包括以下步骤：

a)根据风洞试验数据得到实际飞行器的该马赫下的零升攻角α₀；

b)基于实际飞行器的尺寸和外形计算出各海平面高度H下的实际雷诺数Re_H，并用CFD方法计算得到该马赫数各高度H下，攻角α＝α₀时的阻力系数Cx_H；

c)将试验模型在该马赫数下风洞吹风时的雷诺数按模型缩比比例增大到实际飞行器尺寸对应的雷诺数Re_风洞试验，并通过与b步骤中各不同高度H下的Re_H值插值得到Re_风洞试验对应的飞行高度H_风洞试验，计算该海拔高度H_风洞试验下飞行器攻角α＝α₀时的阻力系数Cx₀；

d)即得到该马赫数各飞行高度H下零升阻力的修值，公式如下：

(Cx_H)_修正＝(Cx)_试验+((Cx_H)_计算-(Cx₀)_计算)

本发明的有益效果：本发明针对小展弦比飞行器，设计一种基于CFD计算的零升阻力系数的雷诺数效应修正方法，本发明的雷诺数效应修正方法在零升阻力系数修正上是适用的。

附图说明

图1为本发明方法得到的各零升阻力系数修正量与变雷诺数风洞试验结果得到的零升阻力系数修正量随飞行高度变化的对比图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明。以下实施例仅用于说明本发明，不用来限制本发明的保护范围。

本发明的一种零升阻力系数的雷诺数效应修正方法，

a)根据风洞试验数据得到实际飞行器的该马赫下的零升攻角α₀，通过测力风洞试验，得到飞行器在各马赫数下升力系数随攻角的变化曲线，插值即可得到升力系数为零时的攻角，即零升攻角α₀；

b)计算出基于飞行器实际外形尺寸，真实大气飞行环境下各高度H下的实际雷诺数Re_H，其中ρ、V、L、μ分别为各海平面高度H下对应大气密度、飞行速度、参考长度以及空气动力粘性系数(其中大气参数由标准大气表可查到)，并通过流体数值仿真(CFD方法)计算该高度H下的大气来流条件，攻角α＝α₀时的阻力系数Cx_H(本文这里CFD方法具体是采用ICEM建网格，通过Fluent求解计算，CFD方法在流体计算领域已发展日趋成熟，已有种类丰富的建模网格划分商业软件、流场求解软件及后处理软件)；

c)将试验模型在该马赫数下风洞吹风时的雷诺数按模型缩比比例n(n>1)放大，即计算得到实际尺寸的飞行器在风洞来流条件下的雷诺数Re_风洞试验＝Re_试验模型*n，并通过与b步骤中不同高度H下对应的一系列Re_H值进行对比，通过线性插值得到Re_风洞试验对应的飞行高度H_风洞试验，并通过CFD数值仿真计算该海拔高度H_风洞试验下飞行器攻角α＝α₀时的阻力系数Cx₀；

d)即得到该马赫数各飞行高度H下零升阻力的修值，公式如下：

(Cx_H)_修正＝(Cx)_试验+((Cx_H)_计算-(Cx₀)_计算)

此方法优点：飞行器跨声速飞行阶段，雷诺数效应影响较显著，若追求精确设计，则需要进行雷诺数效应的气动系数修正。此方法原理上简单易行，容易理解，经过实际产品风洞试验及飞行试验证明经过该方法修正后得到阻力系数更接近真实飞行的试验结果。各不同高度不同马赫数状态均须通过CFD计算，需要CFD计算精准。

将各不同马赫数下的风洞试验的零升阻力系数外推到实际各飞行高度时加了一个基于不同飞行高度的雷诺数效应的修正量。

如图1所示，一条曲线为某型号采用本方法得到的各零升阻力系数修正量随飞行高度的变化曲线，另一条曲线是根据变雷诺数风洞试验结果得到的零升阻力系数修正量随飞行高度的变化曲线，二者吻合较好，证明此方法是在零升阻力系数修正上是适用的。

Claims (1)

1.一种零升阻力系数的雷诺数效应修正方法，其特征在于，它包括以下步骤：

a)根据风洞试验数据得到实际飞行器的该马赫下的零升攻角α₀；

b)基于实际飞行器的尺寸和外形计算出各海平面高度H下的实际雷诺数Re_H，其中ρ、V、L、μ分别为各海平面高度H下对应大气密度、飞行速度、参考长度以及空气动力粘性系数，并用CFD方法计算得到该马赫数各高度H下，攻角α＝α₀时的阻力系数Cx_H；

c)将试验模型在该马赫数下风洞吹风时的雷诺数按模型缩比比例增大到实际飞行器尺寸对应的雷诺数Re_风洞试验，并通过与b步骤中各不同高度H下的Re_H值插值得到Re_风洞试验对应的飞行高度H_风洞试验，计算该海拔高度H_风洞试验下飞行器攻角α＝α₀时的阻力系数Cx₀；

d)即得到该马赫数各飞行高度H下零升阻力的修值，公式如下：

(Cx_H)_修正＝(Cx)_试验+((Cx_H)_计算-(Cx₀)_计算)。