CN109515739A - 一种气动力特性快速预测方法 - Google Patents

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Abstract

一种气动力特性快速预测方法，包括如下步骤：(1)根据机翼前缘缝翼、襟翼、副翼和扰流板布置，提取基础机翼典型控制翼型；(2)采用离散点形式描述控制翼型，利用一系列沿展向分布的控制翼型来描述基础机翼；(3)控制翼型变前、后缘弯度几何建模；(4)变弯度机翼CAD自动造型；(5)结构化网格自动生成；(6)欧拉+附面层法气动特性求解，快速获得变弯度机翼气动特性结果。本发明原理简单，可操作性强；气动力计算的CAD外形和网格自动生成，欧拉+附面层法流场求解速度快；变弯度机翼气动特性分析效率高。

Description

一种气动力特性快速预测方法
技术领域
本发明属于飞行器气动力特性技术领域。更具体的说，本发明涉及一种机翼的气动力特性快速预测方法，适用于一种民用客机巡航阶段机翼变弯度气动特性快速分析方法。
背景技术
随着智能材料和自动控制技术的发展，可适应多任务、多飞行条件的智能可变形飞行器成为科学研究的热点，其中变弯度机翼在气动效率和操纵性能方面具有显著优势。变弯度机翼技术可以提升气动效率和拓展抖振边界。其早期设计思想是利用柔性机构实现机翼前后缘变形；近期采用瓦楞结构实现了后缘光滑无缝变形，且具有较强的变形能力，风洞试验显示连续变弯度机翼具有更好的升阻特性。对于大型客机而言，在整个飞行过程中，变弯度机翼随飞行状态的改变而不断改变前后缘装置的位置，使翼剖面的几何形状(弯度)不断调整，使其在整个飞行范围内都具有接近最佳的气动特性。分析表明，变弯度机翼可以降低燃油消耗和运行成本，特别是对于长航程飞机，可以节约成本3.5％左右。
气动力特性评估方法是变弯度机翼气动设计的先决条件。目前，在气动力特性评估方法方面主要有工程算法、位势法、CFD方法和风洞试验及飞行试验等方法。工程算法精度较差，风洞试验和飞行试验的准备周期长且成本较高。在变弯度机翼气动外形研究和初步设计阶段，需要对大量的外形进行气动力特性的预测。本发明建立了一种气动力特性快速预测方法，满足变弯度机翼初步设计阶段所需要的大量计算需求。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种气动力特性快速预测方法，解决变弯度机翼研究和初步设计阶段气动力特性预测中的计算速度及精度的问题。
本发明的技术解决方案是：一种气动力特性快速预测方法，步骤如下：
(1)根据机翼前缘缝翼、襟翼、副翼和扰流板布置的展向位置，提取基础机翼典型位置的控制翼型；所述典型位置至少包括舵面的端面位置；
(2)采用离散点来描述步骤(1)中各位置处的控制翼型，即利用沿展向分布且采用离散点描述的控制翼型来描述基础机翼；
(3)根据机翼变弯度要求，针对步骤(2)处理后的每个控制翼型前、后缘变弯度之后的外形进行几何建模，进而重新构建每个控制翼型；
(4)根据(3)中得到的变弯度后的新控制翼型对机翼进行CAD造型；
(5)将(4)中得到的CAD造型生成的机翼外形生成结构化网格；
(6)利用(5)中得到的结构化网格对变弯度机翼外形进行气动特性求解，进而得到变弯度机翼的气动特性预测结果。
优选的，每个典型位置处的控制翼型采用至少60个离散点进行描述。
优选的，所述步骤(3)中针对每个控制翼型前、后缘变弯度之后的外形进行几何建模为采用样条曲线连接。
优选的，所述的样条曲线采用NURBS曲线。
优选的，所述步骤(4)中的CAD造型采用样条曲面造型。
优选的，所述的样条曲面采用NURBS曲面。
优选的，所述的CAD造型通过自动方式实现，具体通过下述方式实现：
第一步，读入变弯度后的新控制翼型的离散点数据，并将属于同一典型位置的离散点进行连线；
第二步，将每个控制翼型上等百分比位置连线作为引导线；
第三步，以第一步中的典型位置处的控制翼型为截面轮廓，结合引导线进行曲面生成。
优选的，所述的引导线至少包含后缘线、前缘线。
优选的，所述步骤(5)中的结构化网格通过下述方式自动生成：
第一步，建立基础机翼的结构化网格；
第二步，将上述基础机翼上前缘线、后缘线、以及翼根、拐折位置、翼尖位置的翼型的网格线采用线映射的方式映射至步骤(4)中CAD造型上对应位置的几何线上；
第三步，将第二步中网格线上的网格点移到所映射的几何线的对应位置上，进而生成结构化网格。
优选的，所述步骤(6)中的气动特性求解利用欧拉+附面层法求解。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明根据机翼前缘缝翼、襟翼、副翼和扰流板布置等外形特征，提取机翼的控制翼型，且其控制翼型利用一系列离散点来描述。变弯度机翼的前缘和后缘通过样条曲线与主翼(翼型中段)连接，并通过样条曲线和曲面对变弯度机翼新构型进行描述，实现了变弯度机翼的参数化，以满足工程设计和气动性能快速评估的需要。
(2)本发明将CAD造型通过自动化方式实现，实现了人力的解放和评估效率的提高，实际可操作性强，效率高。
(3)本发明将变弯度后新构型的结构化网格通过自动化方式完成，进一步提高了气动评估的自动化程度，大幅提高了评估效率，在变弯度机翼气动特性预测中原理简单，实际可操作性强，效率高。
(4)本发明采用欧拉+附面层法求解气动特性，其有益目的是缩短气动评估的时间周期。
(5)本发明集参数化、CAD自动造型、结构化网格自动生成和欧拉求解器于一体的气动特性快速预测方法，可以应用于变弯度机翼气动特性预测、气动外形设计和气动外形优化等方面。
附图说明
图1为本发明方法流程图；
图2为变弯度机翼外形控制翼型典型位置示意图；
图3为变弯度机翼控制翼型前缘和后缘变弯度示意图；
图4(a)、4(b)分别为变弯度机翼气动力快速预测结果与NS数值计算结果对比图。
具体实施方式
本发明提供了一种机翼的气动力特性快速预测方法，适用于变弯度机翼的气动力特性快速计算，具有计算速度快、精度较高的特点，在变弯度机翼的概念研究和初步设计阶段，本发明将有广阔的应用前景。
如图1所示，本发明提供了一种气动力特性快速预测方法，步骤如下：
(1)根据机翼前缘缝翼、襟翼、副翼和扰流板布置的展向位置，提取基础机翼典型位置的控制翼型；所述典型位置至少包括舵面的端面位置，图2所示1～7编号截面为基础机翼的典型位置示意图；
(2)采用离散点来描述(1)中图2所示各截面位置处的控制翼型，即利用沿展向分布且采用离散点描述的控制翼型来描述基础机翼；
每个典型位置处的控制翼型采用至少60个离散点进行描述。
(3)根据机翼变弯度要求，如图3所示，针对(2)处理后的每个控制翼型前、后缘变弯度之后的外形进行几何建模，进而重新构建每个控制翼型；
每个控制翼型前、后缘变弯度之后的外形进行几何建模为采用样条曲线连接，其样条曲线采用NURBS曲线；
(4)根据(3)中得到的变弯度后的新控制翼型对机翼进行CAD造型；
CAD造型采用样条曲面造型，其样条曲面采用NURBS曲面；
CAD造型通过自动方式实现，具体通过下述方式实现：
第一步，读入变弯度后的新控制翼型的离散点数据，并将属于同一典型位置的离散点进行连线；
第二步，将每个控制翼型上等百分比位置连线作为引导线，引导线至少包含后缘线、前缘线。；
第三步，以第一步中的典型位置处的控制翼型为截面轮廓，结合引导线进行曲面生成。
(5)将(4)中得到的CAD造型生成的机翼外形生成结构化网格；
所述的结构化网格通过下述方式自动生成：
第一步，建立基础机翼的结构化网格；
第二步，将上述基础机翼上前缘线、后缘线、以及翼根、拐折位置、翼尖位置的翼型的网格线采用线映射的方式映射至步骤(4)中CAD造型上对应位置的几何线上；
第三步，将第二步中网格线上的网格点移到所映射的几何线的对应位置上，进而生成结构化网格。
(6)利用(5)中得到的结构化网格对变弯度机翼外形进行气动特性求解，进而得到变弯度机翼的气动特性预测结果。
上述气动特性求解利用欧拉+附面层法求解。
如图4所示为采用本发明进行的快速预测结果与求解N-S方程数值计算结果对比图，图4(a)为利用本发明计算得到的升力系数CL与NS数值结果的对比图；图4(b)为利用本发明计算得到的升阻比L/D与NS数值计算结果的对比图；从图中可以看出，利用本发明得到的气动力系数与NS数值计算结果吻合较好。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种气动力特性快速预测方法，其特征在于步骤如下：
(1)根据机翼前缘缝翼、襟翼、副翼和扰流板布置的展向位置，提取基础机翼典型位置的控制翼型；所述典型位置至少包括舵面的端面位置；
(2)采用离散点来描述步骤(1)中各位置处的控制翼型，即利用沿展向分布且采用离散点描述的控制翼型来描述基础机翼；
(3)根据机翼变弯度要求，针对步骤(2)处理后的每个控制翼型前、后缘变弯度之后的外形进行几何建模，进而重新构建每个控制翼型；
(4)根据(3)中得到的变弯度后的新控制翼型对机翼进行CAD造型；
(5)将(4)中得到的CAD造型生成的机翼外形生成结构化网格；
(6)利用(5)中得到的结构化网格对变弯度机翼外形进行气动特性求解，进而得到变弯度机翼的气动特性预测结果。
2.根据权利要求1所述的一种气动力特性快速预测方法，其特征在于：每个典型位置处的控制翼型采用至少60个离散点进行描述。
3.根据权利要求1所述的一种气动力特性快速预测方法，其特征在于：所述步骤(3)中针对每个控制翼型前、后缘变弯度之后的外形进行几何建模为采用样条曲线连接。
4.根据权利要求3所述的一种气动力特性快速预测方法，其特征在于：所述的样条曲线采用NURBS曲线。
5.根据权利要求1所述的一种气动力特性快速预测方法，其特征在于：所述步骤(4)中的CAD造型采用样条曲面造型。
6.根据权利要求5所述的一种气动力特性快速预测方法，其特征在于：所述的样条曲面采用NURBS曲面。
7.根据权利要求1或5所述的一种气动力特性快速预测方法，其特征在于：所述的CAD造型通过自动方式实现，具体通过下述方式实现：
第一步，读入变弯度后的新控制翼型的离散点数据，并将属于同一典型位置的离散点进行连线；
第二步，将每个控制翼型上等百分比位置连线作为引导线；
第三步，以第一步中的典型位置处的控制翼型为截面轮廓，结合引导线进行曲面生成。
8.根据权利要求7所述的一种气动力特性快速预测方法，其特征在于：所述的引导线至少包含后缘线、前缘线。
9.根据权利要求8所述的一种气动力特性快速预测方法，其特征在于，所述步骤(5)中的结构化网格通过下述方式自动生成：
第一步，建立基础机翼的结构化网格；
第二步，将上述基础机翼上前缘线、后缘线、以及翼根、拐折位置、翼尖位置的翼型的网格线采用线映射的方式映射至步骤(4)中CAD造型上对应位置的几何线上；
第三步，将第二步中网格线上的网格点移到所映射的几何线的对应位置上，进而生成结构化网格。
10.根据权利要求1所述的一种气动力特性快速预测方法，其特征在于：所述步骤(6)中的气动特性求解利用欧拉+附面层法求解。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114906343A (zh) * 2022-07-18 2022-08-16 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种适用于扁平融合体布局飞行器的腹部襟翼设计方法
CN115057001A (zh) * 2022-08-17 2022-09-16 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种基于网格的翼面后缘舵面快速生成与舵效评估方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105260498A (zh) * 2015-10-23 2016-01-20 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种大型民机机翼变弯度设计方法
CN107220415A (zh) * 2017-05-08 2017-09-29 西北工业大学 一种基于nurbs曲线的满足工程约束的二维增升装置参数化设计方法
CN107310748A (zh) * 2017-06-21 2017-11-03 中国人民解放军国防科学技术大学 变激波角吻切流场乘波体的气动外形设计方法
CN108563872A (zh) * 2018-04-16 2018-09-21 西北工业大学 网格参数化方法及基于该网格参数化方法的轴流涡轮气动优化设计方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105260498A (zh) * 2015-10-23 2016-01-20 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种大型民机机翼变弯度设计方法
CN107220415A (zh) * 2017-05-08 2017-09-29 西北工业大学 一种基于nurbs曲线的满足工程约束的二维增升装置参数化设计方法
CN107310748A (zh) * 2017-06-21 2017-11-03 中国人民解放军国防科学技术大学 变激波角吻切流场乘波体的气动外形设计方法
CN108563872A (zh) * 2018-04-16 2018-09-21 西北工业大学 网格参数化方法及基于该网格参数化方法的轴流涡轮气动优化设计方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
李正洲: "某型客机增升装置的气动/机构优化设计", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库》 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114906343A (zh) * 2022-07-18 2022-08-16 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种适用于扁平融合体布局飞行器的腹部襟翼设计方法
CN115057001A (zh) * 2022-08-17 2022-09-16 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种基于网格的翼面后缘舵面快速生成与舵效评估方法

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