CN110104164B - 一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法 - Google Patents

一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110104164B
CN110104164B CN201910408841.9A CN201910408841A CN110104164B CN 110104164 B CN110104164 B CN 110104164B CN 201910408841 A CN201910408841 A CN 201910408841A CN 110104164 B CN110104164 B CN 110104164B
Authority
CN
China
Prior art keywords
wing
air suction
airfoil
front loading
loading
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201910408841.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110104164A (zh
Inventor
李嘉禾
刘艳明
王江
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Technology BIT
Original Assignee
Beijing Institute of Technology BIT
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Technology BIT filed Critical Beijing Institute of Technology BIT
Priority to CN201910408841.9A priority Critical patent/CN110104164B/zh
Publication of CN110104164A publication Critical patent/CN110104164A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110104164B publication Critical patent/CN110104164B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B64C3/14—Aerofoil profile
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/36—Structures adapted to reduce effects of aerodynamic or other external heating
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B64C3/14—Aerofoil profile
    • B64C2003/149—Aerofoil profile for supercritical or transonic flow
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明公开了一种用于跨声速机翼的前加载吸气流动控制方法，属于空气动力学技术领域，用于提高机翼在跨声速条件下的气动特性。本发明有两点主要技术：其一是机翼的前缘加厚，即前加载技术。通过特定的加载方案，使得机翼前缘的空气绕流更加均匀，同时也从结构外形上为吸气孔增加空间；其二是边界层吸气的流动控制技术。通过抽气的方法削弱激波边界层干扰而产生的流动分离现象，同时减小机翼上壁面超声速区域的面积。数值模拟结果表明，本发明能够有有效控制机翼上壁面的超声速流场发展，可以明显的减小机翼所受到的压差阻力，显著提高机翼的气动性能。

Description

一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法
技术领域
本发明涉及一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法，属于空气动力学技术领域。
背景技术
机翼是飞行器提供升力的主要部件，其外形结构决定了机翼的升力、阻力等空气动力学特性。目前，机翼的翼型设计技术已经十分成熟，上万中翼型被应用与各个工程领域。然而，在跨声速条件下，单纯的翼型设计技术并不能完全消除超声速区域以及激波的影响，某些条件下无法满足飞行器的工作需要。此时，通过引入合理高效的流动控制技术，可以有效地改善机翼周围空气的流动情况。在跨声速条件下，通过适当的引入流动控制技术，可以大幅度的削弱机翼上表面超声速区域以及激波边界层干扰所产生的影响，以此显著的提高机翼的空气动力学特性，达到减小阻力，提高升阻比的作用。
流动控制技术于上世纪50年代提出，主张通过向流场中添加附加机械或能量的方式，是流场向更稳定的方向发展。目前，主流的流动控制技术主要分为两大类：主动控制技术以及被动控制技术。其中，主动控制是通过增加或减少流场中空气的质量、动量或能量，从而改善气流流动状态，即与外界来流发生动量、能量交换的控制方法。而被动控制不以能量交换为主，而是通过向流场中加入特性机械或装置，改变流场结构，从而改善流动状态。相比而言，被动控制技术成本低，可实现性强；而主动控制技术由于具有灵活性、适应性强等特点，从而具有更广泛的应用领域。
目前，流动控制技术以广泛的应用于能源、化工、机械、生物、海军工程、航空航天等诸多领域。在飞行器机翼的气动设计方面，吸气控制主要被应用于低速飞行工况下。而在跨声速领域，由于激波的存在，机翼上壁面流场相对复杂，单纯的吸气控制在改善流场结构的同时，往往会起到增大机翼阻力的效果。因此，在跨声速飞行条件下，提出作用于机翼上的新型有效的前加载-吸气组合的流动控制方案，对于飞行器的减阻设计、稳定性都有着重要的意义。
发明内容
本发明的目的是为了解决飞行器在跨声速飞行的过程中，由于上翼面产生出现激波而引起的有关气动问题。针对机翼上翼面超声速区域的位置、范围、壁面压强等条件，提出适当的机翼前加载方法，同时配合设置机翼表面的吸气控制方法，改善了机翼上壁面的空气流动状态，减小机翼所受到的阻力，提高飞行器的气动特性。
一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法，包括以下步骤：
步骤一，根据使用需求确定原始翼型，即机翼翼型模型以及机翼几何尺寸；同时确定原始翼型的飞行条件；所述飞行条件包括飞行攻角、飞行速度、环境压强、空气密度和环境温度。
步骤二，利用CFD(计算流体力学)软件进行预计算，计算设置的条件与飞行条件相同。通过数值模拟得出原始翼型在预定飞行条件下的流场结构。
步骤三，根据步骤二得到的流场结构对原始翼型进行前加载处理，以减小机翼前缘附近的激波强度；然后确定吸气孔的位置、几何尺寸、阵列间距和吸气压强，以稳定流场结构，并抑制流动分离的发生。最终得到减小阻力，提高升阻比，推迟失速攻角的效果。
1、对原始翼型进行前加载处理，得到新的翼型。
对原始翼型进行离散化处理，得到在直角坐标系中的机翼模型控制点坐标；根据步骤二中的计算结果，观测激波位置并确定的前加载区域；通过坐标变换的方式改变原始翼型控制点的坐标，实现前加载处理。坐标变换方程为：
Figure BDA0002062172360000021
简化后得到
Figure BDA0002062172360000022
其中，x、y为横纵坐标值；α为一中间变量；θ为控制前加载量系数，根据情况的不同可以取到不同的值。
2、确定吸气孔的位置为前加载区域的终端位置；在三维模型中，还应确定吸气孔的面积，以及吸气孔之间的阵列排布间距，其阵列方向为沿机翼的展向方向。所述吸气孔的直径为d，由前加载参数θ决定；没相邻两个吸气孔的距离为吸气孔直径的2倍，即间距w＝2d；吸气压强为机翼前缘上壁面超声速区域中压强的0.8倍。
有益效果
本发明解决了机翼在跨声速流动中，由于激波而引起阻力过大，同时由于激波边界层干扰发生流动分离而失速的问题。本发明相比于现有的机翼主动控制方案相比，改善了吸气孔的抽气方向、吸气压强；同时，将吸气控制与机翼的前加载相结合，得到了更好的机翼流场控制效果。本方法就有广泛的适用性，可以用于在跨声速条件下飞行的大部分机翼模型，同时使得机翼模型整体变化不大，易于实现。
附图说明
图1为本发明方法的流程图；
图2为本发明方法对机翼预计算时得到的马赫数云图；
图3为本发明方法对机翼预计算时得到的压力系数曲线图；
图4为本发明方法中对机翼前加载后的几何形状对比图；
图5为带有吸气控制的机翼周围流场马赫数云图；
图6为带有吸气控制的机翼与原始翼型压力系数曲线对比。
具体实施方式
下面结合附图与实施例对本发明作进一步说明。
实施例1
一种用于跨声速机翼的前加载吸气流动控制方法，包括以下步骤：
S1`：选择适当的机翼翼型并确定机翼尺寸。在本实施例中，所模拟的飞行环境为跨声速条件下的常规战术导弹。为满足导弹设计要求，计算模型选择上下壁面对称的NACA0006翼型，弦长拟定为150mm。
S2`：确定飞行器的飞行环境。本实施例中，模拟在导弹在常规条件下平飞时的飞行环境状况。其中，飞行攻角为6度、飞行速度为0.7马赫、环境压强拟定为1标准大气压，即101325Pa、空气密度为1.225kg/m3、环境温度300K。
S3`：根据S1`中确定的翼型，利用商业软件ICEM建立机翼模型，并绘制计算网格。其中，对机翼上壁面的激波可能出现区域进行网格加密，同时对于机翼壁面周围的边界层区域同样加密，以保证能够精确计算近壁面的空气流动。最终二维模型的网格数量为8万左右。
S4`：利用商业软件Fluent进行预计算。计算条件与S2`中确定的飞行器飞行条件相符合。计算时选择SA湍流模型，二阶迎风格式，设置计算收敛残差为10-4，以得出稳定的流场结构。
S5`：导出数值计算的结果，通过机翼周围的马赫数分布，如图2所示。分析机翼上壁面超声速区域的面积位于x/C＝0～0.2处，可确定前加载的区域以及吸气孔的位置和直径。在本实施例中，设定前加载长度为l/C＝0.13，吸气孔直径为d＝1mm。其中l为机翼前缘前加载区域的长度。另外，通过预计算得到机翼的压力系数曲线，如图3所示。分析机翼前缘附近超声速区域中的压力系数大小，可以确定吸气孔压强。本实施例中，吸气孔压强设定为3000Pa。
S6`：根据本发明中提出的几何变形方法，根据公式(2)对机翼进行前加载处理。其前加载长度为l/C＝0.13，前加载系数为θ＝0.026，变形后的二维机翼模型如图4所示。吸气方向为与水平平面夹角45度。本实施例中，所有计算均为二维模型，所以吸气孔的展向阵列排布间距问题不再讨论。
S7`：将加入前加载以及吸气控制后的机翼模型如S3`、S4`步骤所述进行计算，计算条件与预计算中设置完全相同。
S8`：导出数值模拟计算结果，检验前加载-吸气组合流动控制的有效性。首先，通过对比马赫数云图，如图5所示，相比于图2中原始翼型的马赫数分布，加入前加载-吸气组合控制后的机翼中，超声速区域减小，激波位置向前缘移动。而从机翼上壁面的压力系数曲线图可知，如图6所示，可以看出机翼超声速区域中的压力有所上升，激波强度减小，表面机翼所受到的压差阻力下降。最终，通过计算得出的减阻率以及升阻比提升率分别达到了15％以及10％以上。
因此，此方法可以有效地控制机翼周围的流场结构，改善机翼的气动特性。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明。所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤一，根据使用需求确定原始翼型，即机翼翼型模型以及机翼几何尺寸；同时确定原始翼型的飞行条件；所述飞行条件包括飞行攻角、飞行速度、环境压强、空气密度和环境温度；
步骤二，利用计算流体力学软件进行预计算，计算设置的条件与飞行条件相同；通过数值模拟得出原始翼型在预定飞行条件下的流场结构；
步骤三，根据步骤二得到的流场结构对原始翼型进行前加载处理，以减小机翼前缘附近的激波强度；然后确定吸气孔的位置、几何尺寸、阵列间距和吸气压强，以稳定流场结构，并抑制流动分离的发生；最终达到减小阻力、提高升阻比和推迟失速攻角的效果；
步骤三所述的根据步骤二得到的流场结构对原始翼型进行前加载处理方法为：对原始翼型进行前加载处理，得到新的翼型；
对原始翼型进行离散化处理，得到在直角坐标系中的机翼模型控制点坐标；根据步骤二中的计算结果，观测激波位置并确定前加载区域；通过坐标变换的方式改变原始翼型控制点的坐标，实现前加载处理；坐标变换方程为：
Figure FDA0002512417440000011
简化后得到
Figure FDA0002512417440000012
其中，x、y为横纵坐标值；α为一中间变量；θ为控制前加载量系数，根据情况的不同可以取到不同的值。
2.如权利要求1所述的一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法，其特征在于：步骤三所述的确定吸气孔的位置的方法为：确定吸气孔的位置为前加载区域的终端位置；在三维模型中，还应确定吸气孔的面积，以及吸气孔之间的阵列排布间距，吸气孔的阵列方向为沿机翼的展向方向；所述吸气孔的直径为d，由前加载参数θ决定；每相邻两个吸气孔的距离w为吸气孔直径的2倍，即间距w＝2d；吸气压强为机翼前缘上壁面超声速区域中压强的0.8倍。
CN201910408841.9A 2019-05-16 2019-05-16 一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法 Active CN110104164B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910408841.9A CN110104164B (zh) 2019-05-16 2019-05-16 一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910408841.9A CN110104164B (zh) 2019-05-16 2019-05-16 一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110104164A CN110104164A (zh) 2019-08-09
CN110104164B true CN110104164B (zh) 2020-08-11

Family

ID=67490627

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910408841.9A Active CN110104164B (zh) 2019-05-16 2019-05-16 一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110104164B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112298534B (zh) * 2020-11-11 2022-01-04 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种具有表面压力动态控制的机翼的控制方法
CN112550678B (zh) * 2020-12-10 2021-10-15 西北工业大学 一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法
CN112849388A (zh) * 2021-01-27 2021-05-28 北京理工大学 一种基于机翼后缘通气孔的跨声速抖振控制结构

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2010136357A2 (en) * 2009-05-25 2010-12-02 Chongqing University Airfoils and method for designing airfoils
CN105936334A (zh) * 2016-06-06 2016-09-14 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制方法及装置
CN106021808A (zh) * 2016-06-07 2016-10-12 西北工业大学 考虑三维效应的小展弦比机翼翼型设计方法
CN106542081A (zh) * 2015-09-18 2017-03-29 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 Nasa ms(1)-0313翼型的一种单缝富勒式襟翼设计
CN109484623A (zh) * 2018-11-07 2019-03-19 西北工业大学 宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法及翼型

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2927377B1 (fr) * 2008-02-12 2010-06-11 Thales Sa Procede de deformation active d'un profil aerodynamique

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2010136357A2 (en) * 2009-05-25 2010-12-02 Chongqing University Airfoils and method for designing airfoils
CN106542081A (zh) * 2015-09-18 2017-03-29 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 Nasa ms(1)-0313翼型的一种单缝富勒式襟翼设计
CN105936334A (zh) * 2016-06-06 2016-09-14 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制方法及装置
CN106021808A (zh) * 2016-06-07 2016-10-12 西北工业大学 考虑三维效应的小展弦比机翼翼型设计方法
CN109484623A (zh) * 2018-11-07 2019-03-19 西北工业大学 宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法及翼型

Also Published As

Publication number Publication date
CN110104164A (zh) 2019-08-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110104164B (zh) 一种用于跨声速机翼的前加载-吸气组合流动控制方法
US9031817B2 (en) Method for designing a natural laminar flow wing of a supersonic aircraft
CN108304601B (zh) 一种高超声速飞行器边界层转捩的判断方法
CN109250144B (zh) 后掠角及上/下反角直接可控的吻切锥乘波体设计方法
CN104843173B (zh) 一种低噪声飞行器螺旋桨的设计方法
CN112340014B (zh) 内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法
CN107180134B (zh) 一种可重复使用的天地往返飞行器外形设计方法
CN109573092B (zh) 吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法
CN106364697B (zh) 基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器设计方法
CN115168983B (zh) 一种考虑边界层微吸气的转捩预测方法
CN114880784B (zh) 一种基于飞机尾涡扫描特性的涡核位置估算方法
CN112327926A (zh) 一种无人机编队的自适应滑模控制方法
Loupy et al. Multi-disciplinary simulations of stores in weapon bays using scale adaptive simulation
CN117272870B (zh) 基于自适应重叠网格的动态编队飞行数值仿真方法
CN107016199B (zh) 一种无激波边界层排移鼓包的设计方法
CN114154434A (zh) 一种无尾飞翼布局的多约束精细化气动优化设计方法
CN116451343B (zh) 考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计方法
CN109677630B (zh) 基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法
CN115618499A (zh) 一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法
Maxwell Efficient Design of Viscous Waveriders with CFD Verification and Off-Design Performance Analysis
CN110750836A (zh) 一种基于稳态锥动的飞行器俯仰阻尼力矩计算方法
CN113536461A (zh) 用于高超声速强激波流场气动热预测的湍流模型修正方法
CN112347555A (zh) 基于锥导乘波理论的角区鼓包进气道设计方法
CN115649417B (zh) 一种高亚声速自配平高隐身翼型
CN110816871A (zh) 一种新的基于锥导法的两级乘波体设计方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant