CN112744363A - 低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法、机翼及飞行器 - Google Patents

低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法、机翼及飞行器 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法、机翼及飞行器，包括步骤：根据雷诺数范围选择一个初始翼型；通过NURBS描述初始翼型的整体几何形状，通过控制点改变初始翼型的外形，在初始翼型的表面形成凹槽；翼型控制点坐标取值，进行拉丁超立方采样组合，生成不同形状的翼型样本；利用带转捩模型的快速分析工具，对翼型样本的气动特性进行分析；通过多目标遗传优化算法，对不同雷诺数范围内的流动条件同时进行减阻优化，挑选出多个对设计目标偏好不同的优化翼型；利用计算流体力学方法计算优化后的翼型，分析层流分离泡是否控制在凹槽中；选择层流分离泡控制效果最好的翼型。本发明能够设计出有效控制层流分离转捩的位置和区域的翼型。

Description

低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法、机翼及飞行器
技术领域
本发明涉及低雷诺数下翼型设计领域，尤其是涉及一种低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法、机翼及飞行器。
背景技术
气动力学中，雷诺数是气体惯性力与黏性力比值的量度，它是一个无量纲数。雷诺数较小时，黏滞力对流场的影响大于惯性力，流场中流速的扰动会因黏滞力而衰减，流体流动稳定，为层流。反之，若雷诺数较大时，惯性力对流场的影响大于黏滞力，流体流动较不稳定，流速的微小变化容易发展、增强，形成紊乱、不规则的湍流流场。随着气流流经的几何表面的距离变长，雷诺数增加，层流开始向湍流转变，转变的过程称为转捩。在数万至数十万量级的低雷诺数范围内，气体层流转捩过程中更不稳定，通常还伴随着分离再附着的层流分离泡现象。
因此，在低雷诺数下对复杂的层流分离转捩现象进行有效的控制，进而减少阻力，提高飞行性能，是小型、低速飞行器发展的迫切需求。
发明内容
本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提出一种低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法，能够设计出有效控制层流分离转捩位置的翼型。
本发明还提出一种机翼。
本发明还提出一种具有上述机翼的飞行器。
根据本发明的第一方面实施例的低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法，包括以下步骤：根据雷诺数范围选择一个初始翼型；通过NURBS描述初始翼型的整体几何形状，通过控制点改变初始翼型的外形，在初始翼型的表面形成凹槽；翼型控制点坐标取值，进行拉丁超立方采样组合，生成不同形状的翼型样本；利用带转捩模型的快速分析工具，对翼型样本的气动特性进行分析；通过多目标遗传优化算法，对不同雷诺数范围内的流动条件同时进行减阻优化，挑选出多个对设计目标偏好不同的优化翼型；利用计算流体力学方法计算优化后的翼型，分析层流分离泡是否控制在凹槽中；对比与选择层流分离泡控制效果最好的翼型。
根据本发明实施例的低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法，至少具有如下有益效果：通过NURBS方法参数化初始翼型，有利于准确模拟翼型的几何外形；通过生成不同形状的翼型样本，并通过后续的气动特性分析和减阻优化，可选出优化翼型；通过计算流体力学方法，分析层流分离泡是否控制在凹槽中，可选出层流分离泡控制效果最好的翼型；层流分离泡位于凹槽内，即表示层流转捩发生在凹槽中，层流转捩位置稳定，层流分离泡不会随着来流变大，有效避免了气动性能急剧恶化的情况，气动性能稳定；此外，层流分离泡被控制在凹槽内，分离泡和翼型的几何外形组成的等效外形光滑，减阻效果好。
根据本发明的一些实施例，在选择初始翼型时，根据翼型的实际工作条件确定所需的雷诺数范围，并按照雷诺数和设计升力系数相匹配的原则选择初始翼型。
根据本发明的一些实施例，在改变初始翼型的外形时，保持曲率连续。
根据本发明的一些实施例，所述快速分析工具为带层流转捩分离分析功能的粘性边界层与无粘耦合的快速分析程序。
根据本发明的一些实施例，在进行多目标遗传优化算法时，对翼型样本的几何参数进行选择、交叉变异，当迭代收敛时，进行下一步的计算流体力学分析；当迭代发散时，返回上一步，进行气动特性分析。
根据本发明的一些实施例，利用求解非定常RANS方程的计算流体力学方法计算优化后的翼型。
根据本发明的第二方面实施例的机翼，根据上述的低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法制得，所述机翼的表面设置有凹槽，所述凹槽用于容纳层流分离泡。
根据本发明实施例的机翼，至少具有如下有益效果：凹槽有效地控制了层流转捩的位置，机翼的气动性能稳定，且机翼受到的阻力会更小。
根据本发明的一些实施例，所述凹槽位于所述机翼的上表面。
根据本发明的第三方面实施例的飞行器，包括有上述的机翼。
根据本发明实施例的飞行器，至少具有如下有益效果：通过使用上述的机翼，飞行器的气动性能稳定，受到的阻力会更小。
根据本发明的一些实施例，所述飞行器为固定翼无人机或高空太阳能无人机。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明做进一步的说明，其中：
图1为在低雷诺数下气流流经普通翼型上表面产生层流转捩分离的示意图；
图2为本发明实施例的低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法的流程图；
图3为初始翼型在低雷诺数下产生层流转捩分离的示意图；
图4为本发明实施例的优化翼型在雷诺数为40000时产生层流转捩分离的示意图；
图5为本发明实施例的优化翼型在雷诺数为60000时产生层流转捩分离的示意图；
图6为本发明实施例的优化翼型在雷诺数为80000时产生层流转捩分离的示意图；
图7为本发明实施例的优化翼型与初始翼型的升力迎角曲线图；
图8为本发明实施例的优化翼型与初始翼型的升力阻力极曲线图。
附图标记：普通翼型100、层流分离点110、湍流再附着点120、气流200、层流边界层210、层流分离泡220、湍流边界层230、初始翼型300、机翼400、凹槽410。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，涉及到方位描述，例如上、下、前、后、左、右等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，若干的含义是一个以上，多个的含义是两个以上，大于、小于、超过等理解为不包括本数，以上、以下、以内等理解为包括本数。如果有描述到第一、第二只是用于区分技术特征为目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量或者隐含指明所指示的技术特征的先后关系。
本发明的描述中，除非另有明确的限定，设置、安装、连接等词语应做广义理解，所属技术领域技术人员可以结合技术方案的具体内容合理确定上述词语在本发明中的具体含义。
本发明的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
参照图1，在低雷诺数下，气流200流经普通翼型100的上表面会发生层流转捩分离。其中，气流200在层流分离点110和湍流再附着点120之间会产生层流分离泡220，层流分离泡220的前方为层流边界层210，层流分离泡220的后方为湍流边界层230。
参照图2至图4，根据本发明实施例的低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法，包括以下步骤：根据雷诺数范围选择一个初始翼型300；通过NURBS描述初始翼型300的整体几何形状，通过控制点改变初始翼型300的外形，在初始翼型300的表面形成凹槽410；翼型控制点坐标取值，进行拉丁超立方采样组合，生成不同形状的翼型样本；利用带转捩模型的快速分析工具，对翼型样本的气动特性进行分析；通过多目标遗传优化算法，对不同雷诺数范围内的流动条件同时进行减阻优化，挑选出多个对设计目标偏好不同的优化翼型；利用计算流体力学方法计算优化后的翼型，分析层流分离泡220是否控制在凹槽410中；对比与选择层流分离泡控制效果最好的翼型。
通过NURBS方法参数化初始翼型300，有利于准确模拟翼型的几何外形。通过生成不同形状的翼型样本，并通过后续的气动特性分析和减阻优化，可选出优化翼型。通过计算流体力学方法，分析层流分离泡220是否控制在凹槽410中，最后可选出层流分离泡220控制效果最好的翼型。
层流分离泡220位于凹槽410内，即表示层流转捩发生在凹槽410中，层流转捩位置稳定，层流分离泡220不会随着来流变大，有效避免了气动性能急剧恶化的情况，气动性能稳定。此外，层流分离泡220被控制在凹槽410内，分离泡220和翼型的几何外形组成的等效外形光滑，减阻效果好。
参照图7和图8，其中，OPT2是优化翼型的代号，SD7032是原始翼型的代号。在图7中，横坐标代表的是迎角，单位是度，纵坐标代表的是升力系数，无量纲。此外，在图7中，带实心棱形点的实线为优化翼型在雷诺数40000下的测试数据，带实心正方形点的实线为优化翼型在雷诺数60000下的测试数据，带实心三角形点的实线为优化翼型在雷诺数80000下的测试数据；带实心棱形点的点划线为原始翼型在雷诺数40000下的测试数据，带实心正方形点的点划线为原始翼型在雷诺数60000下的测试数据，带实心三角形点的点划线为原始翼型在雷诺数80000下的测试数据。
在图8中，横坐标代表的是阻力系数，纵坐标代表的是升力系数，均无量纲。带实心棱形点的点划线为优化翼型在雷诺数40000下的测试数据，带实心正方形点的点划线为优化翼型在雷诺数60000下的测试数据，带实心三角形点的点划线为在优化翼型雷诺数80000下的测试数据；带实心棱形点的点划线为原始翼型在雷诺数40000下的测试数据，带实心正方形点的点划线为原始翼型在雷诺数60000下的测试数据，带实心三角形点的点划线为原始翼型在雷诺数80000下的测试数据。
从图7可以看出，在迎角逐渐增大时，原始翼型更快迎来升力系数的下降，而优化翼型在迎角增大到10°，其升力系数才开始下降。显然，优化翼型在迎角较大时，表现更好。
从图8可以看出，同等的阻力系数下，优化翼型的升力系数更大。
在本发明的一些具体实施例中，在选择初始翼型300时，根据翼型的实际工作条件确定所需的雷诺数范围，并按照雷诺数和设计升力系数相匹配的原则选择初始翼型300。低雷诺数的量级一般为10^4～10^6，此时雷诺数可选择40000、60000和80000等数值，且在升力系数为0.5、0.75和1.1下进行设计。
在本发明的一些具体实施例中，在改变初始翼型300的外形时，保持曲率连续，以保证翼型的表面光滑，避免对气动性能造成不良影响。
在本发明的一些具体实施例中，快速分析工具为带层流转捩分离分析功能的粘性边界层与无粘耦合的快速分析程序。
在本发明的一些具体实施例中，在进行多目标遗传优化算法时，对翼型样本的几何参数进行选择、交叉变异，当迭代收敛时，进行下一步的计算流体力学分析；当迭代发散时，返回上一步，进行气动特性分析。
在本发明的一些具体实施例中，利用求解非定常RANS方程的计算流体力学方法计算优化后的翼型。
参照图4至图6，其中，图4至图6中的坐标系均为平面直角坐标系，用于标示点的位置，单位为米，最上方表示的是气流的流速。根据本发明实施例的机翼400，机翼400的表面设置有凹槽410，凹槽410用于容纳层流分离泡220。通过将层流分离泡220控制在凹槽 410中，能够有效地控制层流转捩的位置，机翼的气动性能稳定。层流分离泡220与凹槽410 的几何外形组成的等效外形光滑，机翼受到的阻力小。
此外，凹槽410即可设置一处(如图5和图6)，也可设置多处(如图4)，以能够有效地控制层流转捩的位置为准。
在本发明的一些具体实施例中，凹槽410位于机翼400的上表面。此时，机翼400可用于微小型固定翼飞行器。
此外，机翼400也可用于小型旋转叶轮机械。
根据本发明实施例的飞行器，包括有上述的机翼400。通过使用上述的机翼400，飞行器的气动性能稳定，受到的阻力会更小。
在本发明的一些具体实施例中，飞行器为固定翼无人机或高空太阳能无人机。
上面结合附图对本发明实施例作了详细说明，但是本发明不限于上述实施例，在所属技术领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下作出各种变化。此外，在不冲突的情况下，本发明的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

Claims (10)

1.低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
根据雷诺数范围选择一个初始翼型；
通过NURBS描述初始翼型的整体几何形状，通过控制点改变初始翼型的外形，在初始翼型的表面形成凹槽；
翼型控制点坐标取值，进行拉丁超立方采样组合，生成不同形状的翼型样本；
利用带转捩模型的快速分析工具，对翼型样本的气动特性进行分析；
通过多目标遗传优化算法，对不同雷诺数范围内的流动条件同时进行减阻优化，挑选出多个对设计目标偏好不同的优化翼型；
利用计算流体力学方法计算优化后的翼型，分析层流分离泡是否控制在凹槽中；
对比与选择层流分离泡控制效果最好的翼型。
2.根据权利要求1所述的低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法，其特征在于，在选择初始翼型时，根据翼型的实际工作条件确定所需的雷诺数范围，并按照雷诺数和设计升力系数相匹配的原则选择初始翼型。
3.根据权利要求1所述的低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法，其特征在于，在改变初始翼型的外形时，保持曲率连续。
4.根据权利要求1所述的低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法，其特征在于，所述快速分析工具为带层流转捩分离分析功能的粘性边界层与无粘耦合的快速分析程序。
5.根据权利要求1所述的低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法，其特征在于，在进行多目标遗传优化算法时，对翼型样本的几何参数进行选择、交叉变异，当迭代收敛时，进行下一步的计算流体力学分析；当迭代发散时，返回上一步，进行气动特性分析。
6.根据权利要求1所述的低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法，其特征在于，利用求解非定常RANS方程的计算流体力学方法计算优化后的翼型。
7.机翼，其特征在于，根据权利要求1-6任一项所述的低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法制得，所述机翼的表面设置有凹槽，所述凹槽用于容纳层流分离泡。
8.根据权利要求7所述的机翼，其特征在于，所述凹槽位于所述机翼的上表面。
9.飞行器，其特征在于，包括有权利要求7或8所述的机翼。
10.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器为固定翼无人机或高空太阳能无人机。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113460284A (zh) * 2021-08-23 2021-10-01 中国民航大学 一种带有斜向沟槽的低雷诺数下机翼
CN116757113A (zh) * 2023-06-14 2023-09-15 西安交通大学 一种低阻力气动外形的仿生学设计装置、方法及应用
CN116822173A (zh) * 2023-06-14 2023-09-29 西安交通大学 一种低阻力气动外形的设计装置、方法及应用

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7251592B1 (en) * 2003-08-18 2007-07-31 United Technologies Corporation Boundary layer transition model
JP3148233U (ja) * 2008-08-11 2009-02-12 学校法人文理学園 低レイノルズ数用翼型
CN105320816A (zh) * 2015-11-19 2016-02-10 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种改进的翼型优化设计方法
CN106547954A (zh) * 2016-10-17 2017-03-29 北京航空航天大学 一种低雷诺数错层翼的翼型优化设计方法
US20190294755A1 (en) * 2018-03-22 2019-09-26 Facebook, Inc. Automatic airfoil and wing design based on dynamic modeling of structural and aerodynamic performance

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7251592B1 (en) * 2003-08-18 2007-07-31 United Technologies Corporation Boundary layer transition model
JP3148233U (ja) * 2008-08-11 2009-02-12 学校法人文理学園 低レイノルズ数用翼型
CN105320816A (zh) * 2015-11-19 2016-02-10 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种改进的翼型优化设计方法
CN106547954A (zh) * 2016-10-17 2017-03-29 北京航空航天大学 一种低雷诺数错层翼的翼型优化设计方法
US20190294755A1 (en) * 2018-03-22 2019-09-26 Facebook, Inc. Automatic airfoil and wing design based on dynamic modeling of structural and aerodynamic performance

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
梁煜、单肖文等: ""考虑低雷诺数变化下层流分离不一致性的多目标翼型优化"", 《第十一届全国流体力学学术会议论文摘要集》 *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113460284A (zh) * 2021-08-23 2021-10-01 中国民航大学 一种带有斜向沟槽的低雷诺数下机翼
CN113460284B (zh) * 2021-08-23 2023-03-14 中国民航大学 一种带有斜向沟槽的低雷诺数下机翼
CN116757113A (zh) * 2023-06-14 2023-09-15 西安交通大学 一种低阻力气动外形的仿生学设计装置、方法及应用
CN116822173A (zh) * 2023-06-14 2023-09-29 西安交通大学 一种低阻力气动外形的设计装置、方法及应用
CN116757113B (zh) * 2023-06-14 2023-12-01 西安交通大学 一种低阻力气动外形的仿生学设计装置、方法及应用
CN116822173B (zh) * 2023-06-14 2024-01-02 西安交通大学 一种低阻力气动外形的设计装置、方法及应用

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