CN112362290B - 一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法 - Google Patents

一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112362290B
CN112362290B CN202011060932.7A CN202011060932A CN112362290B CN 112362290 B CN112362290 B CN 112362290B CN 202011060932 A CN202011060932 A CN 202011060932A CN 112362290 B CN112362290 B CN 112362290B
Authority
CN
China
Prior art keywords
wing
coefficient
thickness
section
drag coefficient
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
CN202011060932.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112362290A (zh
Inventor
陈蕊
陈瑶
程家林
赵艳平
周伟
徐良
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.)
Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
Original Assignee
Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
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 Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd filed Critical Chengdu Aircraft Industrial Group Co Ltd
Priority to CN202011060932.7A priority Critical patent/CN112362290B/zh
Publication of CN112362290A publication Critical patent/CN112362290A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112362290B publication Critical patent/CN112362290B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)

Abstract

本发明公开了一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，通过CFD仿真的方法获取第i段机翼的阻力系数CDi以及整段机翼的阻力系数CD，取机翼厚度变化量，对第n个机翼厚度变化量Δhn下的外形进行CFD仿真获得第n个外形的阻力系数CDn,cmp，通过测量数据得到第i段机翼的机翼厚度超差值Δhi,mea，通过线性插值得到第i段机翼在厚度超差Δhi,mea时该段机翼阻力系数的变化百分比ΔCD％i,mea；通过风洞试验获取整段机翼的阻力系数CDW及全机阻力系数CDQJ，进而计算得到全机阻力系数增量。本发明同时具有精度高，速度快的优点，能够满足无人机机翼厚度公差影响快速评估的需求。

Description

一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法
技术领域
本发明属于飞机设计的技术领域，具体涉及一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法。
背景技术
气动外形对无人机起着至关重要的作用，无人机的气动外形是根据其任务剖面设计点确定设计的，如果外形发生变化，特别是机翼外形变化，如机翼厚度变化，会影响无人机性能指标。然而在飞机制造过程中，外形加工不可避免会出现制造公差，因此需要评估机翼厚度公差对气动特性的影响，保证飞机满足性能指标。
目前机翼厚度公差数据主要采用CFD仿真计算和基于风洞试验数据的估算两种方法。
CFD仿真方法主要是基于计算流体力学技术(简称CFD)，通过对机翼测量数据进行三维建模，对厚度产生偏差的机翼模型进行CFD仿真，获取因机翼厚度公差产生的气动数据增量。这种方法对每次的测量都需要建立三维模型、划分计算网格以及完成CFD计算，整个过程耗时长，无法满足无人机在制造过程中要求快速分析处理飞机机翼厚度测量数据的要求。
基于风洞试验数据的估算方法，改变模型的外形进行试验，结合试验数据，获取产生偏差后的气动数据增量。该方法采用估算方法，速度快，但是制造模型成本较高，数据处理的精度不够高。
发明内容
本发明的目的在于提供一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，只需要使用CFD计算一次，获取机翼沿展向的阻力分布数据及不同机翼厚度变化后外形的阻力系数，并总结形成插值基准，后续每次进行机翼厚度公差数据分析时无需再进行CFD计算，直接通过公式快速计算出分析结果，大大节省了分析处理时间，提高了机翼厚度公差的分析效率。
本发明主要通过以下技术方案实现：一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，通过CFD仿真的方法获取第i段机翼的阻力系数CDi以及整段机翼的阻力系数CD，进而计算得到第i段机翼的阻力贡献值Ci，取机翼厚度变化量，对第n个机翼厚度变化量Δhn下的外形进行CFD仿真获得第n个外形的阻力系数CDn,cmp，进而计算得到第n个机翼厚度变化量对应的阻力系数变化百分比ΔCD％n,cmp；通过测量数据得到第i段机翼的机翼厚度超差值Δhi,mea，通过线性插值得到第i段机翼在厚度超差Δhi,mea时该段机翼阻力系数的变化百分比ΔCD％i,mea；
将每一段机翼的阻力系数变化百分比求和，得到整段机翼的阻力系数变化百分比ΔCD％；机翼的阻力系数变化百分比为左右机翼阻力系数变化百分比之和ΔCDW％＝ΔCDZ％+ΔCDY％；
通过风洞试验获取整段机翼的阻力系数CDW及全机阻力系数CDQJ，得到机翼阻力系数贡献值CDW％＝CDW/CDQJ，得到全机阻力系数变化百分比：
ΔCDQJ％＝ΔCDW％·CDW％；
将全机阻力系数变化百分比与试验获得的全机阻力系数相乘可得到全机阻力系数增量：
ΔCDQJ＝ΔCDQJ％.CDQJ
其中，ΔCDZ％为左机翼的阻力系数变化百分比，ΔCDY％为右机翼的阻力系数变化百分比。
为了更好地实现本发明，进一步地，第i段机翼的阻力贡献值Ci＝CDi/CD。
为了更好地实现本发明，进一步地，第n个机翼厚度变化量对应的阻力系数变化百分比ΔCD％n,cmp＝(CDn,cmp-CD)/CD。
为了更好地实现本发明，进一步地，通过线性插值得到第i段机翼在厚度超差Δhi,mea时该段机翼阻力系数的变化百分比ΔCD％i，mea：
Figure BDA0002712384820000021
为了更好地实现本发明，进一步地，分别将左机翼、右机翼沿翼展方向等分为10-15段。
为了更好地实现本发明，进一步地，将每一段机翼的阻力系数变化百分比求和，得到整段机翼的阻力系数变化百分比ΔCD％：
Figure BDA0002712384820000022
本发明采用CFD仿真一次性获取机翼沿展向的阻力分布数据及不同机翼厚度变化后外形的阻力系数，结合试验数据以及测量数据，对产生厚度公差的机翼的气动特性进行估算分析，快速获取厚度公差分析结果。
通过CFD仿真的方法获取第i段机翼的阻力系数CDi以及整段机翼的阻力系数CD；得到第i段机翼的阻力贡献值Ci＝CDi/CD；
取机翼厚度变化量，对第n个机翼厚度变化量Δhn下的外形进行CFD仿真获得第n个外形的阻力系数CDn,cmp；获得第n个机翼厚度变化量对应的阻力系数变化百分比ΔCD％n,cmp＝(CDn,cmp-CD)/CD；
通过测量数据得到第i段机翼的机翼厚度超差值Δhi,mea。通过线性插值得到第i段机翼在厚度超差Δhi,mea时该段机翼阻力系数的变化百分比ΔCD％i,mea：
Figure BDA0002712384820000031
将每一段机翼的阻力系数变化百分比求和，得到整段机翼的阻力系数变化百分比ΔCD％：
Figure BDA0002712384820000032
机翼的阻力系数变化百分比为左右机翼阻力系数变化百分比之和ΔCDW％＝ΔCDZ％+ΔCDY％；
通过风洞试验获取整段机翼的阻力系数CDW及全机阻力系数CDQJ，得到机翼阻力系数贡献值CDW％＝CDW/CDQJ，得到全机阻力系数变化百分比：
ΔCDQJ％＝ΔCDW％·CDW％；
将全机阻力系数变化百分比与试验获得的全机阻力系数相乘可得到全机阻力系数增量：
ΔCDQJ＝ΔCDQJ％·CDQJ
其中，ΔCDZ％为左机翼的阻力系数变化百分比，ΔCDY％为右机翼的阻力系数变化百分比。
本发明的有益效果：
(1)本方法的优点在于只需要使用CFD计算一次，获取机翼沿展向的阻力分布数据及不同机翼厚度变化后外形的阻力系数，并总结形成插值基准，后续每次进行机翼厚度公差数据分析时无需再进行CFD计算，直接通过公式快速计算出分析结果，大大节省了分析处理时间，提高了机翼厚度公差的分析效率。
(2)本发明同时具有精度高，速度快的优点，能够满足无人机机翼厚度公差影响快速评估的需求。只需要将计算公式编写为程序代码，每次只要输入机翼各段厚度超差值就可以快速计算出无人机机翼厚度公差影响的分析结果，分析效率高，实用性好，具有极大的推广应用价值。
附图说明
图1为理论机翼的俯视图；
图2为第i段机翼理论机翼剖面与测量机翼剖面示意图。
其中：1-理论右机翼、2-理论左机翼、3-机身、4-第i段机翼、5-理论机翼剖面、6-测量机翼剖面、7-理论机翼厚度、8-测量机翼厚度、9-机翼厚度超差值。
具体实施方式
实施例1：
一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，首先将机翼(这里的机翼是指左机翼或者右机翼)沿翼展方向等分为10-15段，通过CFD仿真的方法获取第i(i＝10-15)段机翼的阻力系数(CDi)以及整段机翼的阻力系数(CD)。通过将第i段机翼4的阻力系数除以整段机翼的阻力系数得到第i段机翼4的阻力贡献值Ci(Ci＝CDi/CD)。
取10-15个机翼厚度变化量，对第n(n＝10-15)个机翼厚度变化量(Δhn)下的外形进行CFD仿真获得第n个外形的阻力系数(CDn,cmp)，根据机翼厚度变化后外形的阻力系数和理论机翼外形下的阻力系数获得第n个机翼厚度变化量对应的阻力系数变化百分比ΔCD％n,cmp(ΔCD％n,cmp＝(CDn,cmp-CD)/CD)。
通过测量数据得到第i段机翼4的机翼厚度超差值9Δhi,mea。机翼厚度超差值9是指机翼厚度测量值与理论值的差值。通过线性插值得到第i段机翼4在厚度超差Δhi,mea时该段机翼阻力系数的变化百分比ΔCD％i,mea：
Figure BDA0002712384820000041
将每一段机翼的阻力系数变化百分比求和，得到整段机翼的阻力系数变化百分比ΔCD％：
Figure BDA0002712384820000042
左右机翼分别采用以上的方法可以分别得到左右机翼的阻力系数变化百分比(ΔCDZ％和ΔCDY％)。机翼的阻力系数变化百分比为左右机翼阻力系数变化百分比之和(ΔCDW％＝ΔCDZ％+ΔCDY％)。
通过风洞试验获取整段机翼的阻力系数CDW及全机阻力系数CDQJ，将风洞试验获得的机翼阻力系数除以全机阻力系数得到机翼阻力系数贡献值CDW％(CDW％＝CDW/CDQJ)，将机翼阻力系数变化百分比与机翼阻力系数贡献值相乘得到全机阻力系数变化百分比ΔCDQJ％(ΔCDQJ％＝ΔCDW％·CDW％)。将全机阻力系数变化百分比与试验获得的全机阻力系数相乘可得到全机阻力系数增量ΔCDQJ：
ΔCDQJ＝ΔCDQJ％·CDQJ
通过以上的方法可以得到机翼厚度公差数据对全机阻力影响分析结果，全机阻力系数增量ΔCDQJ和全机阻力系数变化百分比ΔCDQJ％。
实施例2：
一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，如图1所示，机身3的两侧分别为理论右机翼1和理论左机翼2，分别将理论右机翼1和理论左机翼2等分为10段，通过CFD仿真方法得到理论机翼的阻力系数CD以及第i段机翼4阻力系数CDi，则第i段机翼4的阻力系数贡献值Ci计算公式如下：
Figure BDA0002712384820000051
取10个机翼厚度变化量，对第n个机翼厚度变化量(Δhn)下的外形进行CFD仿真获得第n个外形的阻力系数(CDn)，第j个机翼厚度变化量对应的阻力系数变化百分比计算公式如下：
Figure BDA0002712384820000052
如图2所示，包括理论机翼剖面5和测量机翼剖面6，通过测量获取第i段机翼厚度超差值9(Δhi)，第i段机翼厚度超差值9由第i段机翼厚度8测量值减去理论机翼厚度7。第i段机翼4在厚度超差Δhi时该段机翼阻力系数的变化百分比计算公式如下：
Figure BDA0002712384820000053
右机翼的阻力系数变化百分比可以将右机翼的每一段机翼的阻力系数变化百分比叠加得到，计算公式如下：
Figure BDA0002712384820000054
左机翼的阻力系数变化百分比可以将左机翼的每一段机翼的阻力系数变化百分比叠加得到，计算公式如下：
Figure BDA0002712384820000055
机翼的阻力系数变化百分比为左右机翼阻力系数变化百分比之和，计算公式如下：
ΔCDW％＝ΔCDZ％+ΔCDY％ (6)
通过风洞试验获取整段机翼的阻力系数CDW及全机阻力系数CDt，机翼阻力系数贡献值计算公式如下：
Figure BDA0002712384820000061
全机阻力系数变化百分比计算公式如下：
ΔCDQJ％＝ΔCDW％·CDW％ (8)
全机阻力系数增量计算公式如下：
ΔCDQJ＝ΔCDQJ％·CDt (9)
通过上述的方法则可以得到最终的测量数据分析结果ΔCDQJ％和ΔCDQJ。只要将上述公式编写成代码，每次输入第i段机翼厚度超差值9(Δhi)就可以快速得到准确的机翼厚度公差数据分析结果，大量节省了数据分析处理时间，且提升了分析结果的准确性，实用性较好。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，其特征在于，通过CFD仿真的方法获取第i段机翼的阻力系数CDi以及整段机翼的阻力系数CD，进而计算得到第i段机翼的阻力贡献值Ci，取机翼厚度变化量，对第n个机翼厚度变化量Δhn下的外形进行CFD仿真获得第n个外形的阻力系数CDn,cmp，进而计算得到第n个机翼厚度变化量对应的阻力系数变化百分比ΔCD％n,cmp；通过测量数据得到第i段机翼的机翼厚度超差值Δhi,mea，通过线性插值得到第i段机翼在厚度超差Δhi,mea时该段机翼阻力系数的变化百分比ΔCD％i,mea；
将每一段机翼的阻力系数变化百分比求和，得到整段机翼的阻力系数变化百分比ΔCD％；机翼的阻力系数变化百分比为左右机翼阻力系数变化百分比之和ΔCDW％＝ΔCDZ％+ΔCDY％；
通过风洞试验获取整段机翼的阻力系数CDW及全机阻力系数CDQJ，得到机翼阻力系数贡献值CDW％＝CDW/CDQJ，得到全机阻力系数变化百分比：
ΔCDQJ％＝ΔCDW％·CDW％；
将全机阻力系数变化百分比与试验获得的全机阻力系数相乘可得到全机阻力系数增量：
ΔCDQJ＝ΔCDQJ％·CDQJ
其中，ΔCDZ％为左机翼的阻力系数变化百分比，ΔCDY％为右机翼的阻力系数变化百分比。
2.根据权利要求1所述的一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，其特征在于，第i段机翼的阻力贡献值Ci＝CDi/CD。
3.根据权利要求1所述的一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，其特征在于，第n个机翼厚度变化量对应的阻力系数变化百分比ΔCD％n,cmp＝(CDn,cmp-CD)/CD。
4.根据权利要求1所述的一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，其特征在于，通过线性插值得到第i段机翼在厚度超差Δhi,mea时该段机翼阻力系数的变化百分比ΔCD％i,mea：
Figure FDA0002712384810000011
5.根据权利要求1所述的一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，其特征在于，分别将左机翼、右机翼沿翼展方向等分为10-15段。
6.根据权利要求5所述的一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，其特征在于，将每一段机翼的阻力系数变化百分比求和，得到整段机翼的阻力系数变化百分比ΔCD％：
Figure FDA0002712384810000012
CN202011060932.7A 2020-09-30 2020-09-30 一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法 Active CN112362290B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011060932.7A CN112362290B (zh) 2020-09-30 2020-09-30 一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011060932.7A CN112362290B (zh) 2020-09-30 2020-09-30 一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112362290A CN112362290A (zh) 2021-02-12
CN112362290B true CN112362290B (zh) 2021-08-03

Family

ID=74507556

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011060932.7A Active CN112362290B (zh) 2020-09-30 2020-09-30 一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112362290B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114001913B (zh) * 2021-10-27 2024-04-02 江西洪都航空工业股份有限公司 一种基于风洞试验的部件气动载荷修正方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102322407A (zh) * 2011-08-30 2012-01-18 重庆大学 风力机叶片气动外形协同设计方法
CN106650095A (zh) * 2016-12-21 2017-05-10 中国航天空气动力技术研究院 基于风洞试验数据与cfd计算的无人机控制矩阵的修正方法
CN110516410A (zh) * 2019-10-21 2019-11-29 湖南德雅坤创科技有限公司 一种飞行器总体设计参数的确定方法及装置

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102322407A (zh) * 2011-08-30 2012-01-18 重庆大学 风力机叶片气动外形协同设计方法
CN106650095A (zh) * 2016-12-21 2017-05-10 中国航天空气动力技术研究院 基于风洞试验数据与cfd计算的无人机控制矩阵的修正方法
CN110516410A (zh) * 2019-10-21 2019-11-29 湖南德雅坤创科技有限公司 一种飞行器总体设计参数的确定方法及装置

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
随机湍流工况低雷诺数风力机翼型优化研究;唐新姿 等;《计算力学学报》;20191031;第36卷(第5期);全文 *
面向高亚音速远程飞机的CFD验证与风洞试验相关性研究;钟敏 等;《第八届中国航空学会青年科技论坛论文集》;20181031;全文 *
飞机结构复合材料国产化应用技术研究;曹景斌 等;《2019年（第四届）中国航空科学技术大会论文集》;20191231;全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112362290A (zh) 2021-02-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Potsdam et al. Rotor airloads prediction using loose aerodynamic/structural coupling
Langston et al. Three-dimensional flow within a turbine cascade passage
CN105183996A (zh) 面元修正与网格预先自适应计算方法
CN102446241B (zh) 一种翼面结构刚度仿真方法
CN107526875A (zh) 一种航空叶片型面加工误差可视化方法
CN105122248A (zh) 用于对部件尤其是涡轮叶片进行建模的方法
CN110727995A (zh) 叶片形状的构造方法、叶片以及计算机设备
Van Dam et al. Design-oriented high-lift methodology for general aviation and civil transport aircraft
CN112362290B (zh) 一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法
Pettersson et al. Aerodynamic scaling to free flight conditions: Past and present
Barabanov et al. Substantiation of choosing rational appearance of nose of aircraft with the use of mathematical modeling
CN111274648B (zh) 一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法
CN109190232B (zh) 一种飞机平尾区动能损失计算评估方法
Lane et al. A surface parameterization method for airfoil optimization and high lift 2D geometries utilizing the CST methodology
CN112623254B (zh) 一种混合层流机翼吸气能量损耗工程计算方法
CN108170903B (zh) 一种基于曲率映射的双曲面零件回弹补偿方法
CN111553018B (zh) 一种无人机水平测量数据快速处理方法
Keye et al. Development of Deformed CAD Geometries of NASA's Common Research Model for the Sixth AIAA CFD Drag Prediction Workshop
Pandya et al. CFD Computations for a Generic High-Lift Configuration Using TetrUSS
Lamb Probabilistic performance-based geometric tolerancing of compressor blades
Miyaji et al. Extension of the Flux Reconstruction Method to High-Reynolds Number RANS Simulations around High-Lift Devices
Radwan Masri et al. Simulating NACA Equations Used in Optimizing Wind Turbine Blade Design.
Nizama et al. Aerodynamic characteristics of NACA 0012 and NACA 2412 aerofoils at low Reynolds number
Zhu et al. Inspection Techniques of Wind Tunnel Test Models Based on Additive Manufacturing Wind Tunnel Test Models
Jung et al. Numerical simulation of unsteady rotor flow using an unstructured overset mesh flow solver

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