CN111159817A - 一种结冰风洞试验用的混合缩比机翼翼型设计方法 - Google Patents

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朱春玲
刘重洋
赵宁
朱程香
王逸斌
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Abstract

本发明公开了一种结冰风洞试验用的混合缩比机翼翼型设计方法，包括如下步骤：首先确定混合缩比机翼与原机翼弦长之比，找到两段之间的上表面交点、下表面交点以及混合缩比翼型的后缘点；确定上固定点与后缘点之间的上表面缩比控制点以及下固定点与后缘点之间的下表面缩比控制点；采用多项式拟合曲线方法，分别生成上下固定点与上下控制点、上下控制点与后缘点的样条曲线，判断生成的曲线是否符合要求，符合则生成混合缩比翼型；改变上下控制点的位置，生成多种混合缩比翼型，通过筛选获得能准确模拟原翼型结冰过程的混合缩比翼型。通过本发明的方法设计出的混合缩比翼型，不仅可以准确模拟原翼型结冰过程，同时能够减小机翼模型的尺寸。

Description

一种结冰风洞试验用的混合缩比机翼翼型设计方法
技术领域
本发明涉及结冰风洞试验技术领域，具体涉及一种结冰风洞试验用的混合缩比机翼翼型设计方法。
背景技术
飞机穿越含有过冷水滴的云层时，迎风部件表面会发生结冰现象。其中机翼前缘结冰会破坏飞机的气动外形，进而威胁飞行安全。机翼结冰问题已经成为保证飞机飞行安全需要迫切解决的问题。机翼结冰研究可以采用结冰风洞试验和数值模拟计算两种方法，其中机翼的结冰风洞试验是飞机设计和型号适航取证的重要环节，通过结冰风洞试验可以较为真实的模拟机翼结冰过程。
目前，结冰风洞试验主要是采用全实尺寸的机翼模型，其制造成本较高，质量较大，安装及运输困难；且全实尺寸机翼模型对于结冰风洞的尺寸要求较高，目前能对全实尺寸的机翼模型进行试验的结冰风洞较少。
发明内容
为了克服上述现有技术中存在的不足，本发明的目的是提供一种结冰风洞试验用的混合缩比机翼翼型设计方法，所设计出的翼型不仅能准确模拟原翼型的结冰过程，同时能够降低制造成本和模型对风洞尺寸的要求。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种结冰风洞试验用的混合缩比机翼翼型设计方法，包括以下步骤：
(1)首先确定混合缩比比例，即混合缩比机翼与原机翼弦长之比，从而确定混合缩比机翼中，原翼型和混合缩比翼型的前缘重合段和后缘缩比段；
(2)根据步骤(1)中确定的前缘重合段和后缘缩比段，找到前缘重合段与后缘缩比段的上表面交点、下表面交点以及混合缩比翼型的后缘点，其中，上表面交点作为上固定点，下表面交点作为下固定点；
(3)根据步骤(2)中确定的上固定点、下固定点和后缘点，初步确定上固定点与后缘点间的上缩比控制点以及下固定点与后缘点之间的下缩比控制点，其中，上缩比控制点作为上控制点，下缩比控制点作为下控制点；
(4)根据步骤(2)和(3)中确定的上固定点、上控制点及后缘点，采用多项式拟合的方法，分别生成上固定点与上控制点之间以及上控制点与后缘点之间的机翼外形曲线，并获得机翼上缘外形的最大纵坐标；
(5)判断步骤(4)中获得的纵坐标是否大于原翼型上表面最大纵向坐标，若大于则重新确定上控制点的纵坐标，重复步骤(4)，直至混合缩比机翼上缘外形的最大纵坐标小于等于原翼型上表面最大纵坐标，获得混合缩比机翼上缘外形；
(6)根据步骤(2)和(3)中确定的下固定点、下控制点及后缘点，采用多项式拟合的方法，分别生成下固定点与下控制点之间以及下控制点与后缘点之间的机翼外形曲线，获得机翼下缘外形的最小纵坐标；
(7)判断步骤(6)中获得的坐标值是否小于原翼型上表面最小纵坐标，若小于则重新确定下控制点纵坐标，重复步骤(4)，直至混合缩比机翼下缘外形的最小纵坐标大于等于原翼型下表面最小纵坐标，获得混合缩比机翼下缘外形；
(8)根据步骤(5)和(7)，获得初步设计的混合缩比翼型，改变上控制点和下控制点的位置，获得多种混合缩比翼型；对混合缩比机翼进行筛选，获得准确模拟原翼型结冰过程的混合缩比翼型。
所述步骤(4)中，多项式拟合的方法中采用二次多项式，二次多项式曲线方程为：
y＝ax2+bx+c (1)
二次多项式导数方程为：
y'＝2ax+b (2)
上控制点满足二次多项式曲线方程，同时为满足外形平滑性要求，二次多项式在上固定点处的导数要与原翼型在控制点处的导数相同，为获得原翼型在控制点处的导数，将翼型前缘重合段等分成若干个点，则原翼型上固定点处的导数m为：
Figure BDA0002335849710000021
式中，X1与Y1为上控制点的坐标，X2与Y2为等分后上控制点前一个点的坐标；
上固定点坐标、上控制点坐标均满足二次多项式，同时二次多项式在上控制点处的导数等于原翼型在该控制点处的导数，联立求解方程组即获得上固定点到上控制点机翼外形的二次多项式曲线；
以同样的多项式拟合曲线方法即获得上控制点与后缘点之间的机翼混合缩比外形曲线；
再以某一横向坐标间距在外形曲线上取若干个点，通过求解出的多项式，计算获得每个点的纵向坐标，从而获得机翼上缘混合缩比外形的最大纵坐标。
所述步骤(6)中，采用与步骤(4)相同的多项式拟合的方法。
所述步骤(8)中，对混合缩比机翼进行筛选的具体步骤为：
(8.1)首先对混合缩比翼型进行流场特性计算，获得压力系数分布曲线并与原翼型数据进行对比，筛选出最大压力系数点位置与原翼型相近、最大压力系数与原翼型之差小于10％的混合缩比翼型；
(8.2)然后对根据压力系数分布筛选出的混合缩比翼型进行水滴撞击特性计算，获得局部水收集系数分布曲线并与原翼型数据进行对比，筛选出最大局部水收集系数点位置与原翼型相近、最大局部水收集系数数值与原翼型之差小于10％、上下撞击极限位置与原翼型相近的混合缩比翼型；
(8.3)最后对根据局部水收集系数分布筛选出的混合缩比翼型进行结冰计算，获得缩比翼型的结冰外形，并与原翼型数据进行对比，筛选出结冰外形与原翼型接近、结冰范围与原翼型相近的混合缩比翼型，即获得能准确模拟原翼型结冰过程的混合缩比翼型。
有益效果：通过本发明提供的设计方法设计出的混合缩比机翼模型，不仅能够较为真实的模拟机翼结冰过程、获得与全实尺寸机翼模型相同精度的试验结果，同时能减小机翼模型的尺寸和重量，从而降低模型制造的难度和成本，降低机翼模型对结冰风洞的尺寸要求。
附图说明
图1为本发明中的混合缩比翼型设计方法示意图；
图2为本发明中的基于压力系数筛选方法说明示意图；
图3为本发明中的基于局部水收集系数筛选方法说明示意图；
图4为本发明中的基于结冰外形筛选方法说明示意图。
具体实施方式
下面结合附图对发明的技术方案进行详细说明。
(1)首先根据结冰风洞试验条件和成本需求，确定一种混合缩比比例，即混合缩比机翼与原机翼弦长之比，从而确定混合缩比机翼中，原翼型和混合缩比翼型的前缘重合段和后缘缩比段；
(2)根据步骤(1)中确定的前缘重合段和后缘缩比段，找到重合段与后缘缩比段的上表面交点(上固定点)、下表面交点(下固定点)以及混合缩比翼型的后缘点，如图1所示，上固定点为1，下固定点为2，后缘点为5；
(3)根据步骤(2)中确定的上下固定点和后缘点，确定上下控制点的位置坐标，其横坐标可以为上下固定点和后缘点的之间任意点的横坐标，纵坐标可以是原翼型在该横坐标点下的纵坐标，如图1所示，上控制点为3，下控制点为4；
(4)根据步骤(2)和(3)中确定的上固定点、上控制点及后缘点，选择一种多项式拟合的方法，以二次多项式为例，二次多项式曲线方程为：
y＝ax2+bx+c (1)
二次多项式导数方程为：
y'＝2ax+b (2)
上控制点满足二次多项式曲线方程，同时为满足外形平滑性要求，二次多项式在上固定点处的导数要与原翼型在控制点处的导数相同。为获得原翼型在控制点处的导数，将翼型前缘重合段等分成若干个点，则原翼型上固定点处的导数m为：
Figure BDA0002335849710000041
式中，X1与Y1为上控制点的坐标，X2与Y2为等分后上控制点前一个点的坐标。
上固定点坐标、上控制点坐标均满足二次多项式，同时二次多项式在上控制点处的导数等于原翼型在该控制点处的导数，联立求解方程组即可获得上固定点到上控制点机翼外形的二次多项式曲线；
以同样的多项式拟合曲线方法即可获得上控制点与后缘点之间的机翼混合缩比外形曲线；
再以一定的横向坐标间距在外形曲线上取若干个点，通过求解出的多项式可以计算获得每个点的纵向坐标，从而获得机翼上缘混合缩比外形的最大纵坐标；
(5)判断步骤(4)中获得的坐标值是否大于原翼型上表面最大纵坐标，若大于则逐步迭代降低上控制点纵坐标，重复步骤(4)，直至混合缩比机翼上缘外形的最大纵坐标小于等于原翼型上表面最大纵坐标，获得混合缩比机翼上缘外形；
(6)根据步骤(2)和(3)中确定的下固定点、下控制点及后缘点，同样采用步骤(4)所述多项式拟合曲线的方法，分别生成下固定点与下控制点之间以及下控制点与后缘点之间的机翼混合缩比外形曲线，获得机翼下缘混合缩比外形的最小纵坐标；
(7)判断步骤(6)中获得的坐标值是否小于原翼型上表面最小纵坐标，若小于则逐步迭代增加下控制点纵坐标，重复步骤(6)，直至混合缩比机翼下缘外形的最小纵向坐标大于等于原翼型下表面最小纵坐标，获得混合缩比机翼下缘外形；
(8)根据步骤(5)和(7)即可获得初步设计的混合缩比翼型，改变控制点位置，获得不少于50种混合缩比翼型，对混合缩比机翼进行筛选，具体筛选方法如下：
对混合缩比翼型与原翼型进行流场特性计算，获得压力系数分布曲线并将计算结果进行对比，如图2所示，选出最大压力系数点位置相近且最大压力系数与原翼型之差小于10％的混合缩比翼型，进行进一步筛选；
对根据压力系数分布选出的混合缩比翼型与原翼型进行水滴撞击特性计算，获得局部水收集系数分布曲线并将计算结果进行对比，如图3所示，选出最大局部水收集系数点位置相近、最大局部水收集系数与原翼型之差小于10％、上下撞击极限位置相近的混合缩比翼型进行进一步筛选；
对根据局部水收集系数分布选出的混合缩比翼型与原翼型进行结冰计算，获得翼型的结冰外形并进行对比，如图4所示，选出与原翼型结冰外形接近且结冰范围相近的混合缩比翼型，即是能准确模拟原翼型结冰过程的混合缩比翼型。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种结冰风洞试验用的混合缩比机翼翼型设计方法，其特征在于：包括以下步骤：
(1)首先确定混合缩比比例，即混合缩比机翼与原机翼弦长之比，从而确定混合缩比机翼中，原翼型和混合缩比翼型的前缘重合段和后缘缩比段；
(2)根据步骤(1)中确定的前缘重合段和后缘缩比段，找到前缘重合段与后缘缩比段的上表面交点、下表面交点以及混合缩比翼型的后缘点，其中，上表面交点作为上固定点，下表面交点作为下固定点；
(3)根据步骤(2)中确定的上固定点、下固定点和后缘点，初步确定上固定点与后缘点间的上缩比控制点以及下固定点与后缘点之间的下缩比控制点，其中，上缩比控制点作为上控制点，下缩比控制点作为下控制点；
(4)根据步骤(2)和(3)中确定的上固定点、上控制点及后缘点，采用多项式拟合的方法，分别生成上固定点与上控制点之间以及上控制点与后缘点之间的机翼外形曲线，并获得机翼上缘外形的最大纵坐标；
(5)判断步骤(4)中获得的纵坐标是否大于原翼型上表面最大纵向坐标，若大于则重新确定上控制点的纵坐标，重复步骤(4)，直至混合缩比机翼上缘外形的最大纵坐标小于等于原翼型上表面最大纵坐标，获得混合缩比机翼上缘外形；
(6)根据步骤(2)和(3)中确定的下固定点、下控制点及后缘点，采用多项式拟合的方法，分别生成下固定点与下控制点之间以及下控制点与后缘点之间的机翼外形曲线，获得机翼下缘外形的最小纵坐标；
(7)判断步骤(6)中获得的坐标值是否小于原翼型上表面最小纵坐标，若小于则重新确定下控制点纵坐标，重复步骤(4)，直至混合缩比机翼下缘外形的最小纵坐标大于等于原翼型下表面最小纵坐标，获得混合缩比机翼下缘外形；
(8)根据步骤(5)和(7)，获得初步设计的混合缩比翼型，改变上控制点和下控制点的位置，获得多种混合缩比翼型；对混合缩比机翼进行筛选，获得准确模拟原翼型结冰过程的混合缩比翼型。
2.根据权利要求1所述的结冰风洞试验用的混合缩比机翼翼型设计方法，其特征在于：所述步骤(4)中，多项式拟合的方法中采用二次多项式，二次多项式曲线方程为：
y＝ax2+bx+c (1)
二次多项式导数方程为：
y'＝2ax+b (2)
上控制点满足二次多项式曲线方程，同时为满足外形平滑性要求，二次多项式在上固定点处的导数要与原翼型在控制点处的导数相同，为获得原翼型在控制点处的导数，将翼型前缘重合段等分成若干个点，则原翼型上固定点处的导数m为：
Figure FDA0002335849700000021
式中，X1与Y1为上控制点的坐标，X2与Y2为等分后上控制点前一个点的坐标；
上固定点坐标、上控制点坐标均满足二次多项式，同时二次多项式在上控制点处的导数等于原翼型在该控制点处的导数，联立求解方程组即获得上固定点到上控制点机翼外形的二次多项式曲线；
以同样的多项式拟合曲线方法即获得上控制点与后缘点之间的机翼混合缩比外形曲线；
再以某一横向坐标间距在外形曲线上取若干个点，通过求解出的多项式，计算获得每个点的纵向坐标，从而获得机翼上缘混合缩比外形的最大纵坐标。
3.根据权利要求2所述的结冰风洞试验用的混合缩比机翼翼型设计方法，其特征在于：所述步骤(6)中，采用与步骤(4)相同的多项式拟合的方法。
4.根据权利要求1所述的结冰风洞试验用的混合缩比机翼翼型设计方法，其特征在于：所述步骤(8)中，对混合缩比机翼进行筛选的具体步骤为：
(8.1)首先对混合缩比翼型进行流场特性计算，获得压力系数分布曲线并与原翼型数据进行对比，筛选出最大压力系数点位置与原翼型相近、最大压力系数与原翼型之差小于10％的混合缩比翼型；
(8.2)然后对根据压力系数分布筛选出的混合缩比翼型进行水滴撞击特性计算，获得局部水收集系数分布曲线并与原翼型数据进行对比，筛选出最大局部水收集系数点位置与原翼型相近、最大局部水收集系数数值与原翼型之差小于10％、上下撞击极限位置与原翼型相近的混合缩比翼型；
(8.3)最后对根据局部水收集系数分布筛选出的混合缩比翼型进行结冰计算，获得缩比翼型的结冰外形，并与原翼型数据进行对比，筛选出结冰外形与原翼型接近、结冰范围与原翼型相近的混合缩比翼型，即获得能准确模拟原翼型结冰过程的混合缩比翼型。
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