CN111907731B - 一种翼舵面变参数实验模拟方法 - Google Patents

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Abstract

一种翼舵面变参数实验模拟方法，属于空气动力学实验模拟技术领域。本发明基于翼舵面模型的外形特征，从飞行器结构设计者和空气动力学研究者的角度考虑，针对后掠角和压缩角对翼舵面表面流动的影响，确定了保持不变的结构参数和不用处理的跟随变化的结构参数，为翼舵面变参数实验模拟提供支持。

Description

一种翼舵面变参数实验模拟方法
技术领域
本发明涉及一种翼舵面变参数实验模拟方法，属于空气动力学实验模拟技术领域。
背景技术
飞行器的翼和舵对飞行器的总体性能影响巨大，翼和舵的大多采用楔面+平面组合的外形，压缩角和后掠角是两个重要的设计参数，在研究压缩角和后掠角对翼舵面表面流动的影响中，由于翼舵面的外形参数间存在耦合关系，无法实现单一变量变化，给翼舵面模型表面流动影响因素研究带来巨大困难。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种翼舵面变参数实验模拟方法，基于翼舵面模型的外形特征，从飞行器结构设计者和空气动力学研究者的角度考虑，针对后掠角和压缩角对翼舵面表面流动的影响，确定了保持不变的结构参数和不用处理的跟随变化的结构参数，为翼舵面变参数实验模拟提供支持。
本发明的技术解决方案是：一种翼舵面变参数实验模拟方法，包括如下步骤：
确定翼舵面模型的结构参数；
根据实验需求中需要模拟的主变结构参数对翼舵面模型表面流动的影响，确定模拟过程中保持不变的恒结构参数和跟随主变结构参数变化的随变结构参数；
开始实验模拟后，根据本次实验需求，保持对应恒结构参数不变，不断调整主变结构参数，并记录主变结构参数对翼舵面模型表面流动的影响，直至完成本次实验模拟。
进一步地，所述翼舵面模型包括两个楔面和三个平面；两个楔面为迎风面，成一定夹角固定连接；三个平面固定连接在两个楔面的后缘，一个平面为顶面，两个平面成一定夹角固定连接在顶面两侧。
进一步地，当主变结构参数为后掠角E和压缩角F时，恒结构参数为翼舵面模型总长B1和翼舵面模型总高D；所述后掠角E为楔面前缘与气流来流方向夹角的余角，所述压缩角F为楔面与来流的夹角在垂直于模型前缘截面上的投影角度。
进一步地，当主变结构参数为后掠角E时，恒结构参数为翼尖厚度A1、翼根厚度A2、压缩角F和长度B2，随变结构参数为角度C；所述翼尖厚度A1为翼面顶部垂直气流来流方向的厚度，翼根厚度A2为翼面根部垂直气流来流方向的厚度，长度B2为翼面根部边缘平行来流方向的长度，角度C为楔面和平面交线与气流来流方向的夹角在翼面平面上的投影角度。
进一步地，当主变结构参数为压缩角F时，恒结构参数为后掠角E、角度C和长度B2，随变结构参数为翼尖厚度A1和翼根厚度A2。
进一步地，所述翼舵面模型的后掠角E大于0°且小于90°，压缩角F大于0°且小于90°，翼尖厚度A1小于翼根厚度A2，长度B2小于翼舵面模型总长B1。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明对翼舵面模型外形控制参数进行梳理，制定实验模拟方法，该方法具有简单明了，操作简单的特征；
(2)本发明的模拟方法是基于飞行器结构设计者和空气动力学研究者的角度综合考虑而制定，与飞行器设计工程更加接近，实用性更强。
附图说明
图1为翼舵面模型外形参数示意图；
图2为变后掠角模型示意图；
图3为变压缩角模型示意图
具体实施方式
为了更好的理解上述技术方案，下面通过附图以及具体实施例对本申请技术方案做详细的说明，应当理解本申请实施例以及实施例中的具体特征是对本申请技术方案的详细的说明，而不是对本申请技术方案的限定，在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种翼舵面变参数实验模拟方法做进一步详细的说明。
在本发明实施例提供的技术方案中，如图1所示，翼舵面模型有楔面和平面组合而成，楔面与来流方向的夹角为锐角，平面与来流方向平行，翼舵面模型外形的控制参数主要有模型总长B1、模型总高D、后掠角E、压缩角F、翼根厚度A2和翼尖厚度A1，其中后掠角E为模型楔面前缘与气流来流方向夹角的余角，压缩角F为模型楔面与来流的夹角在垂直于模型前缘截面上的投影角度。
在一种可能实现的方式中，研究模型后掠角和压缩角对表面流动的影响中，保证模型总长B1和总高D不变。
在一种可能实现的方式中，如图2所示，在研究后掠角E对模型表面流动的影响时，保持参数A1、A2、F和B2不变，角度C随后掠角E的变化而改变。
在一种可能实现的方式中，如图3所示，在研究压缩角F对模型表面流动的影响中，保持参数E、C和B2不变，参数A1和A2随后掠角E的变化而改变。
实施例：XX飞行器翼舵面边界层转捩实验
XX飞行器翼舵面模型总长300mm，总高180mm，后掠角为35°，压缩角为5度。
在研究后掠角和压缩角对模型表面边界层转捩的影响实验中，模型总长和总高始终保持不变。
在研究后掠角对模型表面边界层转捩的影响实验中，保持参数A1、A2、F和B2不变，后掠角分别取20°、35°和50°，角度C随后掠角E的变化而改变。
在研究压缩角对模型表面边界层转捩的影响实验中，保持参数E、C和B2不变，压缩角E分别取5°和10°，参数A1和A2随后掠角E的变化而改变。
通过实验获得了后掠角和压缩角对翼舵面模型表面边界层转捩的影响规律，实验结果为飞行器翼舵面的设计提供了技术支撑。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (5)

1.一种翼舵面变参数实验模拟方法，其特征在于，包括如下步骤：
确定翼舵面模型的结构参数；
根据实验需求中需要模拟的主变结构参数对翼舵面模型表面流动的影响，确定模拟过程中保持不变的恒结构参数和跟随主变结构参数变化的随变结构参数；
开始实验模拟后，根据本次实验需求，保持对应恒结构参数不变，不断调整主变结构参数，并记录主变结构参数对翼舵面模型表面流动的影响，直至完成本次实验模拟；
所述翼舵面模型包括两个楔面和三个平面；两个楔面为迎风面，成一定夹角固定连接；三个平面固定连接在两个楔面的后缘，一个平面为顶面，两个平面成一定夹角固定连接在顶面两侧。
2.根据权利要求1所述的一种翼舵面变参数实验模拟方法，其特征在于：
当主变结构参数为后掠角E和压缩角F时，恒结构参数为翼舵面模型总长B1和翼舵面模型总高D；所述后掠角E为楔面前缘与气流来流方向夹角的余角，所述压缩角F为楔面与来流的夹角在垂直于模型前缘截面上的投影角度。
3.根据权利要求1所述的一种翼舵面变参数实验模拟方法，其特征在于：当主变结构参数为后掠角E时，恒结构参数为翼尖厚度A1、翼根厚度A2、压缩角F和长度B2，随变结构参数为角度C；所述翼尖厚度A1为翼面顶部垂直气流来流方向的厚度，翼根厚度A2为翼面根部垂直气流来流方向的厚度，长度B2为翼面根部边缘平行来流方向的长度，角度C为楔面和平面交线与气流来流方向的夹角在翼面平面上的投影角度。
4.根据权利要求1所述的一种翼舵面变参数实验模拟方法，其特征在于：当主变结构参数为压缩角F时，恒结构参数为后掠角E、角度C和长度B2，随变结构参数为翼尖厚度A1和翼根厚度A2。
5.根据权利要求1所述的一种翼舵面变参数实验模拟方法，其特征在于：所述翼舵面模型的后掠角E大于0°且小于90°，压缩角F大于0°且小于90°，翼尖厚度A1小于翼根厚度A2，长度B2小于翼舵面模型总长B1。
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楔型角对尾舵的流体动力特性研究;刘海军,邹振祝;《哈尔滨商业大学学报(自然科学版)》;20090215;第25卷(第01期);全文 *

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