CN113353285B - 一种旋翼翼型的确定方法及系统 - Google Patents

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    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Abstract

本发明涉及一种旋翼翼型的确定方法及系统。所述方法包括当前迭代次数下，根据上一次迭代次数下旋翼翼型得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数；基于旋翼桨叶剖面上各点的目标压强系数和当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数得到当前迭代次数下的旋翼翼型；根据当前迭代次数下的旋翼翼型计算当前迭代次数下的等效迎角；判断当前迭代次数下的等效迎角和上一次迭代次数下的等效迎角的差值的绝对值是否在设定范围内；若是，则确定当前迭代次数下的旋翼翼型为最终的旋翼翼型；若否，则更新迭代次数并进行下次迭代。本发明得到的旋翼拥有良好的翼型气动特性。

Description

一种旋翼翼型的确定方法及系统
技术领域
本发明涉及旋翼类飞行器领域，特别是涉及一种旋翼翼型的确定方法及系统。
背景技术
直升机具有垂直起降和悬停的独特飞行特性，能够有效地降低对起降场所环境的要求，从而得到了广泛应用。在民用方面，直升机经常被用于救灾、巡逻等一些空间狭小、地形复杂的领域；在军事方面，直升机常用于特种运输、对地攻击、舰载预警等特殊领域。因此开展直升机先进技术研究是直升机广泛应用的重要保障。其中，旋翼是直升机关键的升力和操纵部件，作为直升机的重要气动部件，为直升机提供了拉力及前飞所需的动力，因而直升机旋翼的气动特性对直升机的整体性能以及操纵特性具有重要影响，良好的翼型气动特性能够有效地改善直升机的各种性能指标，如悬停效率、前飞速度、飞行高度、航程、噪声水平和操纵品质等。
旋翼翼型的气动特性三维环境下，旋翼桨叶剖面翼型受下洗流、展向流以及桨/涡干扰等的影响，其等效迎角会发生很大变化，现有设计旋翼翼型时并未考虑等效迎角，导致设计的旋翼不太理想。
发明内容
本发明的目的是提供一种旋翼翼型的确定方法及系统，得到的旋翼拥有良好的翼型气动特性。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种旋翼翼型的确定方法，包括：
当前迭代次数下，根据上一次迭代次数下旋翼翼型得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数；
基于旋翼桨叶剖面上各点的目标压强系数和所述当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数得到当前迭代次数下的旋翼翼型；
根据当前迭代次数下的旋翼翼型计算当前迭代次数下的等效迎角；
判断所述当前迭代次数下的等效迎角和上一次迭代次数下的等效迎角的差值的绝对值是否在设定范围内；
若是，则确定当前迭代次数下的旋翼翼型为最终的旋翼翼型；
若否，则更新迭代次数并进行下次迭代。
可选的，所述根据上一次迭代次数下旋翼翼型得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数；
根据上一次迭代次数下旋翼翼型确定上一次迭代次数下旋翼桨叶剖面的压强参数，所述压强参数包括来流马赫数和翼型迎角；
根据所述上一次迭代次数下旋翼桨叶剖面的压强参数和粘性流的N-S方程得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数。
可选的，初始迭代次数下的计算压强系数的确定方法为：
获取初始旋翼翼型的设定参数；所述设定参数包括桨尖马赫数、桨叶半径、旋翼桨叶剖面的旋翼展长、旋翼总距和翼型安装角；
根据桨尖马赫数、桨叶半径和旋翼桨叶剖面的旋翼展长计算初始来流马赫数；
根据翼型安装角和旋翼总距计算初始翼型迎角；
根据所述初始来流马赫数与所述初始翼型迎角，利用粘性流的N-S方程求解得到初始迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数。
可选的，所述基于旋翼桨叶剖面上各点的目标压强系数和所述当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数得到当前迭代次数下的旋翼翼型，具体包括：
根据公式LiΔyi-1+DiΔyi+UiΔyi+1＝ΔCpi计算旋翼桨叶剖面上各点纵坐标的变化量，其中，Li为第i-1个点纵坐标的变化量的系数，Di为第i个点纵坐标的变化量的系数，Ui为第i+1个点纵坐标的变化量的系数，Δyi-1为旋翼桨叶剖面上第i-1个点纵坐标的变化量，Δyi为旋翼桨叶剖面上第i个点纵坐标的变化量，Δyi+1为旋翼桨叶剖面上第i+1个点纵坐标的变化量，ΔCpi为旋翼桨叶剖面上第i个点的目标压强系数与计算压强系数的差值；
根据公式
Figure GDA0003603107950000021
计算当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的纵坐标，其中，
Figure GDA0003603107950000022
为第n+1次迭代次数下旋翼桨叶剖面上第i个点的纵坐标，
Figure GDA0003603107950000023
为第n次迭代次数下旋翼桨叶剖面上第i个点的纵坐标；
根据当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上所有点的纵坐标确定当前迭代次数下的旋翼翼型。
一种旋翼翼型的确定系统，包括：
计算压强系数确定模块，用于当前迭代次数下，根据上一次迭代次数下旋翼翼型得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数；
旋翼翼型确定模块，用于基于旋翼桨叶剖面上各点的目标压强系数和所述当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数得到当前迭代次数下的旋翼翼型；
等效迎角确定模块，用于根据当前迭代次数下的旋翼翼型计算当前迭代次数下的等效迎角；
判断模块，用于判断所述当前迭代次数下的等效迎角和上一次迭代次数下的等效迎角的差值的绝对值是否在设定范围内；
结果确定模块，用于若是，则确定当前迭代次数下的旋翼翼型为最终的旋翼翼型；
返回模块，用于若否，则更新迭代次数并进行下次迭代。
可选的，所述计算压强系数确定模块，包括；
来流马赫数和翼型迎角确定单元，用于根据上一次迭代次数下旋翼翼型确定上一次迭代次数下旋翼桨叶剖面的压强参数，所述压强参数包括来流马赫数和翼型迎角；
计算压强系数确定单元，用于根据所述上一次迭代次数下旋翼桨叶剖面的压强参数和粘性流的N-S方程得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数。
可选的，所述计算压强系数确定模块还包括：
获取单元，用于获取初始旋翼翼型的设定参数；所述设定参数包括桨尖马赫数、桨叶半径、旋翼桨叶剖面的旋翼展长、旋翼总距和翼型安装角；
初始来流马赫数确定单元，用于根据桨尖马赫数、桨叶半径和旋翼桨叶剖面的旋翼展长计算初始来流马赫数；
初始翼型迎角确定单元，用于根据翼型安装角和旋翼总距计算初始翼型迎角；
初始压强系数确定单元，用于根据所述初始来流马赫数与所述初始翼型迎角，利用粘性流的N-S方程求解得到初始迭代次数下的计算压强系数。
可选的，所述旋翼翼型确定模块，包括：
变化量确定单元，用于根据公式LiΔyi-1+DiΔyi+UiΔyi+1＝ΔCpi计算旋翼桨叶剖面上各点纵坐标的变化量，其中，Li为第i-1个点纵坐标的变化量的系数，Di为第i个点纵坐标的变化量的系数，Ui为第i+1个点纵坐标的变化量的系数，Δyi-1为旋翼桨叶剖面上第i-1个点纵坐标的变化量，Δyi为旋翼桨叶剖面上第i个点纵坐标的变化量，Δyi+1为旋翼桨叶剖面上第i+1个点纵坐标的变化量，ΔCpi为旋翼桨叶剖面上第i个点的目标压强系数与计算压强系数的差值；
纵坐标确定单元，用于根据公式
Figure GDA0003603107950000041
计算当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的纵坐标，其中，
Figure GDA0003603107950000042
为第n+1次迭代次数下旋翼桨叶剖面上第i个点的纵坐标，
Figure GDA0003603107950000043
为第n次迭代次数下旋翼桨叶剖面上第i个点的纵坐标；
旋翼翼型确定单元，用于根据当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上所有点的纵坐标确定当前迭代次数下的旋翼翼型。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：本发明根据上一次迭代次数下旋翼翼型得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数，基于旋翼桨叶剖面上各点的目标压强系数和所述当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数得到当前迭代次数下的旋翼翼型，根据当前迭代次数下的等效迎角和上一次迭代次数下的等效迎角确定最终的翼型，根据等效迎角确定翼型，考虑了旋翼桨叶剖面翼型受下洗流、展向流以及桨/涡干扰等的影响，使得得到的旋翼拥有良好的翼型气动特性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种旋翼翼型的确定方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的一种旋翼翼型的确定系统的结构框图；
图3为本发明实施例提供的一种更具体的旋翼翼型的确定方法的流程图；
图4为迎角损失的示意图；
图5为不同桨叶剖面处的等效迎角的示意图；
图6为在不同桨尖马赫数下桨叶不同部分的等效迎角的对比图；
图7为不同展弦比情况下旋翼桨叶各剖面等效迎角的对比图；
图8为基准翼型、目标翼型与设计翼型外形的对比图；
图9为基准翼型、目标翼型与设计翼型的压强系数对比图；
图10为采用本发明的旋翼翼型确定方法获得的桨叶各剖面等效翼型与NACA0012翼型的对比图；
图11为采用本发明的旋翼翼型确定方法获得的等效翼型的桨叶外形和NACA0012翼型的压强系数分布的对比图；
图12为不同桨尖马赫数状态下0.95截面处的等效翼型的对比图；
图13为不同桨叶展弦比情况下旋翼桨叶各剖面图等效迎角的对比图；
图14为前缘下垂翼型的网格重构的结果图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
本实施例提供了一种旋翼翼型的确定方法，如图1所示，所述方法包括：
步骤101：当前迭代次数下，根据上一次迭代次数下旋翼翼型得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数。
步骤102：基于旋翼桨叶剖面上各点的目标压强系数和所述当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数得到当前迭代次数下的旋翼翼型。
步骤103：根据当前迭代次数下的旋翼翼型计算当前迭代次数下的等效迎角。
步骤104：判断所述当前迭代次数下的等效迎角和上一次迭代次数下的等效迎角的差值的绝对值是否在设定范围内。
步骤105：若是，则确定当前迭代次数下的旋翼翼型为最终的旋翼翼型。
步骤106：若否，则更新迭代次数并进行下次迭代。
在实际应用中，步骤101具体为：根据上一次迭代次数下旋翼翼型确定上一次迭代次数下旋翼桨叶剖面的压强参数，所述压强参数包括来流马赫数和翼型迎角。
根据所述上一次迭代次数下旋翼桨叶剖面的压强参数和粘性流的N-S方程得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数。
在实际应用中，初始迭代次数下的计算压强系数的确定方法为：
获取初始旋翼翼型的设定参数；所述设定参数包括桨尖马赫数、桨叶半径、旋翼桨叶剖面的旋翼展长、旋翼总距和翼型安装角。
根据桨尖马赫数、桨叶半径和旋翼桨叶剖面的旋翼展长计算初始来流马赫数。在实际应用中，具体为：根据公式Ma＝Ω×R1计算初始来流马赫数，式中，Ma是初始来流马赫数，Ω是桨叶转速，由桨尖马赫数除以桨叶半径计算得到，R1是剖面对应的旋翼展长。
根据翼型安装角和旋翼总距计算初始翼型迎角。在实际应用中，具体为：根据公式αr1＝θr1+α计算初始翼型迎角，式中，αr1为展长为r1处的初始翼型迎角，θr1为展长为r1处的翼型安装角，α为旋翼总距
根据所述初始来流马赫数与所述初始翼型迎角，利用粘性流的N-S方程求解得到初始迭代次数下的旋翼桨叶剖面上各点计算压强系数。
在实际应用中，步骤102具体包括：
根据公式LiΔyi-1+DiΔyi+UiΔyi+1＝ΔCpi计算旋翼桨叶剖面上各点纵坐标的变化量，其中，Li为第i-1个点纵坐标的变化量的系数，Di为第i个点纵坐标的变化量的系数，Ui为第i+1个点纵坐标的变化量的系数，Δyi-1为旋翼桨叶剖面上第i-1个点纵坐标的变化量，Δyi为旋翼桨叶剖面上第i个点纵坐标的变化量，Δyi+1为旋翼桨叶剖面上第i+1个点纵坐标的变化量，ΔCpi为旋翼桨叶剖面上第i个点的目标压强系数与计算压强系数的差值。通过离散获得该公式，同时获得了一个三对角矩阵，通过追赶法迭代求解，可得出翼型在y方向的坐标变化量Δyi。
根据公式
Figure GDA0003603107950000071
计算当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的纵坐标，其中，
Figure GDA0003603107950000072
为第n+1次迭代次数下旋翼桨叶剖面上第i个点的纵坐标，
Figure GDA0003603107950000073
为第n次迭代次数下旋翼桨叶剖面上第i个点的纵坐标。
根据当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上所有点的纵坐标确定当前迭代次数下的旋翼翼型(由于初始翼型已知(即知道横坐标又知道纵坐标)而我们在更新时只对y进行更新，横坐标不变(最后得到的目标翼型y值与初始翼型的x对应))。
在实际应用中，旋翼桨叶剖面上各点的目标压强系数的确定过程为：利用CLORNS代码，针对旋翼流场进行CFD仿真，获得旋翼桨叶剖面上各点的目标压强系数。
本实施例还提供了一种与上述方法对应的旋翼翼型的确定系统，如图2所示，所述系统包括：
计算压强系数确定模块A1，用于当前迭代次数下，根据上一次迭代次数下旋翼翼型得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数。
旋翼翼型确定模块A2，用于基于旋翼桨叶剖面上各点的目标压强系数和所述当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数得到当前迭代次数下的旋翼翼型。
等效迎角确定模块A3，用于根据当前迭代次数下的旋翼翼型计算当前迭代次数下的等效迎角。
判断模块A4，用于判断所述当前迭代次数下的等效迎角和上一次迭代次数下的等效迎角的差值的绝对值是否在设定范围内。
结果确定模块A5，用于若是，则确定当前迭代次数下的旋翼翼型为最终的旋翼翼型。
返回模块A6，用于若否，则更新迭代次数并进行下次迭代。
作为一种可选的实施方式，所述计算压强系数确定模块，包括。
来流马赫数和翼型迎角确定单元，用于根据上一次迭代次数下旋翼翼型确定上一次迭代次数下旋翼桨叶剖面的压强参数，所述压强参数包括来流马赫数和翼型迎角。
计算压强系数确定单元，用于根据所述上一次迭代次数下旋翼桨叶剖面的压强参数和粘性流的N-S方程得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数。
作为一种可选的实施方式，所述计算压强系数确定模块还包括：
获取单元，用于获取初始旋翼翼型的设定参数；所述设定参数包括桨尖马赫数、桨叶半径、旋翼桨叶剖面的旋翼展长、旋翼总距和翼型安装角。
初始来流马赫数确定单元，用于根据桨尖马赫数、桨叶半径和旋翼桨叶剖面的旋翼展长计算初始来流马赫数。
初始翼型迎角确定单元，用于根据翼型安装角和旋翼总距计算初始翼型迎角。
初始压强系数确定单元，用于根据所述初始来流马赫数与所述初始翼型迎角，利用粘性流的N-S方程求解得到初始迭代次数下旋翼桨叶剖面上的计算压强系数。
作为一种可选的实施方式，所述旋翼翼型确定模块，包括：
变化量确定单元，用于根据公式LiΔyi-1+DiΔyi+UiΔyi+1＝ΔCpi计算旋翼桨叶剖面上各点纵坐标的变化量，其中，Li为第i-1个点纵坐标的变化量的系数，Di为第i个点纵坐标的变化量的系数，Ui为第i+1个点纵坐标的变化量的系数。Δyi-1为旋翼桨叶剖面上第i-1个点纵坐标的变化量，Δyi为旋翼桨叶剖面上第i个点纵坐标的变化量，Δyi+1为旋翼桨叶剖面上第i+1个点纵坐标的变化量，ΔCpi为旋翼桨叶剖面上第i个点的目标压强系数与计算压强系数的差值。
纵坐标确定单元，用于根据公式
Figure GDA0003603107950000081
计算当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的纵坐标，其中，
Figure GDA0003603107950000082
为第n+1次迭代次数下旋翼桨叶剖面上第i个点的纵坐标，
Figure GDA0003603107950000083
为第n次迭代次数下旋翼桨叶剖面上第i个点的纵坐标。
旋翼翼型确定单元，用于根据当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上所有点的纵坐标确定当前迭代次数下的旋翼翼型。
本实施例提供了一种应用上述方法的更加具体的实施方式，其过程如图3所示：
第一步：输入初始翼型的桨尖马赫数和旋翼总距θ。
第二步：根据桨尖马赫数和旋翼总距θ计算旋翼桨叶剖面的来流马赫数Ma和翼型迎角。
第三步：旋翼流场仿真。利用CLORNS代码，针对旋翼流场进行CFD仿真，获得旋翼桨叶剖面的目标压强系数
Figure GDA0003603107950000091
采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的CLORNS代码来模拟旋翼的悬停流场。为了更好地模拟旋翼和翼型表面的气流分离，采用k-ωSST湍流模型来计算湍流粘度。
第四步：旋翼桨叶剖面的计算压强系数。已知旋翼桨叶剖面的来流马赫数与翼型迎角，在二维条件下，利用粘性流的N-S方程求解该状态下的计算压强系数
Figure GDA0003603107950000092
此处求出的计算压强系数为反设计过程中的初始计算压强系数。
第五步：反设计。将
Figure GDA0003603107950000093
作为目标压强系数，根据初始计算压强系数，在二维情况下开展翼型反设计：
基于线性小扰动理论，翼型表面的压强系数可以表达成翼型气动外形的方程，即MGM方程，其表达式如下：
Figure GDA0003603107950000094
Figure GDA0003603107950000095
其中，
Figure GDA0003603107950000096
为目标压强系数(仿真得到的)，
Figure GDA0003603107950000097
为计算压强系数，随迭代次数发生变化，其初值为初始计算压强系数，在迭代过程中，根据上一次迭代次数下得到的翼型计算得到，yt为待求的目标翼型的纵向坐标，yc为计算翼型的纵向坐标，其初始值为第一步中的初始翼型的纵坐标，在迭代过程中根据每次迭代得到的翼型计算得到。
Figure GDA0003603107950000098
分别是待求的目标翼型在某一点的斜率和曲率，
Figure GDA0003603107950000099
分别是计算翼型在某一点的斜率和曲率。初始翼型的外形已知，目标翼型外形待求，αi是反设计参数，其大小与Ma相关，当Ma＞1时，α1＝α3＝0，
Figure GDA00036031079500000910
当Ma≤1时，α1＝α2＝0，
Figure GDA00036031079500000911
根据MGM方程可以得到基于翼型纵坐标修正的旋翼桨叶剖面等效翼型气动外形反设计方程，α1Δy+α2(Δy)x+α3(Δy)xx＝ΔCp，其中，Δy为纵坐标变化量，(Δy)x为目标翼型与初始翼型在某一点的斜率之差，(Δy)xx为目标翼型与初始翼型在某一点的曲率之差。
在翼型上下表面，分别对反设计方程进行离散。其中，对一阶项进行逆风差分离散，对二阶项进行二阶中心差分离散，可得：
下表面反设计方程：
Figure GDA0003603107950000101
其中，Δyi为旋翼桨叶剖面上第i个点纵坐标的变化量，xi为旋翼桨叶剖面上第i个点的横坐标，xi+1为旋翼桨叶剖面上第i+1个点的横坐标，Δyi+1为旋翼桨叶剖面上第i+1个点纵坐标的变化量，xi-1为旋翼桨叶剖面上第i-1个点的横坐标。
上表面反设计方程：
Figure GDA0003603107950000102
其中，Δyi-1为旋翼桨叶剖面上第i-1个点纵坐标的变化量。
原反设计方程可以表达为：在翼型表面的每个点，通过上式建立旋翼翼型气动外形的反设计关系式，并进一步离散求解反设计方程，其中导数项分别通过迎风和中心差分格式进行离散。所得的翼型纵坐标修正与压强系数残值的反设计关系式如下：
LiΔyi-1+DiΔyi+UiΔyi+1＝ΔCpi，Li,Di,Ui分别由翼型横坐标x确定，是对公式离散后获得的系数，其表达式为：
Figure GDA0003603107950000103
下表面
Figure GDA0003603107950000111
上表面
求解反设计关系式可以得到一个最小二乘解，得到翼型在y方向的变化量Δyi。通过翼型坐标的更新公式
Figure GDA0003603107950000112
得到新的翼型坐标。
第六步：根据翼型坐标设计出翼型，通过求解公式得到新的翼型坐标后，可以绘制出每一步计算得到的翼型外形，在旋翼翼型的反设计过程中，气动外形在每个迭代步骤中都会发生变化。为了避免由于翼型气动外形的改变而引起的网格变形，必须重构翼型周围的网格。为了提高反设计过程的自动化程度并减少每个步骤中网格生成消耗的时间，采用Poisson方程在翼型改变后快速、自动地生成翼型贴体网格。图14为基于原始翼型周围的网格的带有下垂前缘(DLE)的重构翼型网格，图14中的(a)部分初始网格，图14中的(b)部分重构后的网格。
第七步：根据设计的翼型计算等效迎角，如图4所示，与上一步得到的翼型进行比较，其迎角角度之差为迎角损失αloss。因为设计的等效翼型包含迎角损失，所以等效翼型(桨叶剖面)对应的等效迎角为α*＝α-αloss。判断当前计算迎角α与等效迎角α*之差，如果|α-α*|<0.01°，则表示设计过程已经收敛，输出设计翼型。否则，将等效迎角α*替换为下次迭代的计算迎角α，并重新进行反设计，直到满足收敛条件|α-α*|≤0.01°，最终可以获得桨叶剖面的等效外形与等效迎角。此时反设计过程结束，得到了目标翼型与等效迎角。
图5为在不同桨叶剖面处的等效迎角。从图中可以看出，相对于旋翼的总距角θ0＝10°，所有桨叶剖面的等效迎角均大幅减小，并且离桨叶根部越近，桨叶剖面的等效迎角就越小。如图6所示，不同桨尖马赫数状态r/R＝0.95剖面等效迎角的对比图表明随着桨尖马赫数的增加，桨叶根部等效迎角变小，而在桨尖附近等效迎角变大。其中r表示剖面所在的位置距离桨毂的长度，R表示旋翼的桨叶真实半径，r/R表示剖面在桨叶长度的相对位置。如图7所示，随着展弦比增大，等效迎角增大。所以通过等效迎角与计算迎角判断翼型是否合适。
在进行逆风差分时，由于在翼型前缘驻点附近的小扰动假设不成立，特别是迎角不为零时，会引起前缘点变化的不确定性。翼型的前缘是一个奇异点，所以在迎风格式离散时存在不确定性，可以将翼型前缘点的反设计参数设置为：L＝-5000,U＝-5000,D＝10000,ΔCp＝0以来流马赫数为0.4，攻角(翼型迎角)为α＝8°的状态为例采用本发明的翼型确定方法进行反设计验证，其中基准翼型为NACA0012翼型，目标翼型为某现有翼型。图8和图9给出了基准翼型、目标翼型及设计翼型的气动外形与压强系数的对比。从图中可以看出，设计值与目标值完全一致，这表明了翼型反设计方法的可靠性。
采用矩形桨叶、无扭转、展弦比为10、桨尖马赫数为0.7、总距为10°、翼型为NACA0012的旋翼进行反设计。反设计过程的基准压强系数分布是对应状态的NACA0012翼型的计算值，目标压强系数分布是旋翼桨叶相应剖面的三维计算值。如图10所示，在桨叶的0.5R，0.7R和0.8R处，等效翼型与NACA0012相比变化很小，而在桨尖附近0.9R和0.95R处，等效翼型比原始NACA0012翼型薄得多。此外，在桨尖附近，等效翼型为负弯度，并且在靠近桨尖部分的区域，弯度更大。
图11给出了二维条件下设计出的等效翼型和NACA0012翼型的压强系数分布的比较。图11的(a)部分为在桨叶剖面0.5R处等效翼型和NACA0012翼型的压强系数分布的比较，图11中的(b)部分为在桨叶剖面0.8R处等效翼型和NACA0012翼型的压强系数分布的比较，图11中的(c)部分为在桨叶剖面0.9R处等效翼型和NACA0012翼型的压强系数分布的比较，图11中的(d)部分为在桨叶剖面0.95R处等效翼型和NACA0012翼型的压强系数分布的比较，从图中可以看出，设计翼型的压强系数分布与相应的桨叶剖面处的翼型具有良好的一致性，这表明了反向设计方法可以有效地分析三维情况下旋翼剖面的等效特性。
图12给出了在不同的桨尖马赫数条件下，0.95R截面处的等效翼型的比较。从图中可以看出，桨尖马赫数越大，等效翼型越薄，负弯度越大。
桨尖马赫数为0.6，总距角为10°时，具有不同展弦比的桨叶剖面等效翼型的比较，如图13所示，图13中的(a)部分为r/R＝0.9时旋翼桨叶各剖面图等效迎角的对比图，图13中的(b)部分为r/R＝0.95时旋翼桨叶各剖面图等效迎角的对比图，从图中可以看出，桨叶展弦比越大，等效翼型相对于NACA0012翼型的变化越小，并且桨叶剖面处的负扭转也较小。
本发明具有如下技术效果：
1、由二维翼型应用到三维旋翼桨叶剖面存在一定的差异，现有的设计方法无法考虑桨尖涡，展向流和下洗流等三维效应的影响，本发明在三维仿真过程计算中考虑到了这些因素，并利用三维仿真得到的数据进行二维翼型设计，这一过程弥补了传统设计过程中的上述不足之处。
2、采用反设计方法分析三维情况下旋翼桨叶剖面的等效外形与等效迎角，为研究三维环境下桨叶剖面翼型气动特性提供方法，使得得到的旋翼拥有良好的翼型气动特性。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (8)

1.一种旋翼翼型的确定方法，其特征在于，包括：
当前迭代次数下，根据上一次迭代次数下旋翼翼型得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数；
基于旋翼桨叶剖面上各点的目标压强系数和所述当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数得到当前迭代次数下的旋翼翼型；
根据当前迭代次数下的旋翼翼型计算当前迭代次数下的等效迎角；
判断所述当前迭代次数下的等效迎角和上一次迭代次数下的等效迎角的差值的绝对值是否在设定范围内；
若是，则确定当前迭代次数下的旋翼翼型为最终的旋翼翼型；
若否，则更新迭代次数并进行下次迭代。
2.根据权利要求1所述的一种旋翼翼型的确定方法，其特征在于，所述根据上一次迭代次数下旋翼翼型得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数；
根据上一次迭代次数下旋翼翼型确定上一次迭代次数下旋翼桨叶剖面的压强参数；所述压强参数包括来流马赫数和翼型迎角；
根据所述上一次迭代次数下旋翼桨叶剖面的压强参数和粘性流的N-S方程得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数。
3.根据权利要求1所述的一种旋翼翼型的确定方法，其特征在于，初始迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数的确定方法为：
获取初始旋翼翼型的设定参数；所述设定参数包括桨尖马赫数、桨叶半径、旋翼桨叶剖面的旋翼展长、旋翼总距和翼型安装角；
根据桨尖马赫数、桨叶半径和旋翼桨叶剖面的旋翼展长计算初始来流马赫数；
根据翼型安装角和旋翼总距计算初始翼型迎角；
根据所述初始来流马赫数与所述初始翼型迎角，利用粘性流的N-S方程求解得到初始迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数。
4.根据权利要求1所述的一种旋翼翼型的确定方法，其特征在于，所述基于旋翼桨叶剖面上各点的目标压强系数和所述当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数得到当前迭代次数下的旋翼翼型，具体包括：
根据公式LiΔyi-1+DiΔyi+UiΔyi+1＝ΔCpi计算旋翼桨叶剖面上各点纵坐标的变化量，其中，Li为第i-1个点纵坐标的变化量的系数，Di为第i个点纵坐标的变化量的系数，Ui为第i+1个点纵坐标的变化量的系数，Δyi-1为旋翼桨叶剖面上第i-1个点纵坐标的变化量，Δyi为旋翼桨叶剖面上第i个点纵坐标的变化量，Δyi+1为旋翼桨叶剖面上第i+1个点纵坐标的变化量，ΔCpi为旋翼桨叶剖面上第i个点的目标压强系数与计算压强系数的差值；
根据公式
Figure FDA0003160678340000021
计算当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的纵坐标，其中，
Figure FDA0003160678340000022
为第n+1次迭代次数下旋翼桨叶剖面上第i个点的纵坐标，
Figure FDA0003160678340000023
为第n次迭代次数下旋翼桨叶剖面上第i个点的纵坐标；
根据当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上所有点的纵坐标确定当前迭代次数下的旋翼翼型。
5.一种旋翼翼型的确定系统，其特征在于，包括：
计算压强系数确定模块，用于当前迭代次数下，根据上一次迭代次数下旋翼翼型得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数；
旋翼翼型确定模块，用于基于旋翼桨叶剖面上各点的目标压强系数和所述当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数得到当前迭代次数下的旋翼翼型；
等效迎角确定模块，用于根据当前迭代次数下的旋翼翼型计算当前迭代次数下的等效迎角；
判断模块，用于判断所述当前迭代次数下的等效迎角和上一次迭代次数下的等效迎角的差值的绝对值是否在设定范围内；
结果确定模块，用于若是，则确定当前迭代次数下的旋翼翼型为最终的旋翼翼型；
返回模块，用于若否，则更新迭代次数并进行下次迭代。
6.根据权利要求5所述的一种旋翼翼型的确定系统，其特征在于，所述计算压强系数确定模块，包括；
来流马赫数和翼型迎角确定单元，用于根据上一次迭代次数下旋翼翼型确定上一次迭代次数下旋翼桨叶剖面的压强参数，所述压强参数包括来流马赫数和翼型迎角；
计算压强系数确定单元，用于根据所述上一次迭代次数下旋翼桨叶剖面的压强参数和粘性流的N-S方程得到当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的计算压强系数。
7.根据权利要求5所述的一种旋翼翼型的确定系统，其特征在于，所述计算压强系数确定模块还包括：
获取单元，用于获取初始旋翼翼型的设定参数；所述设定参数包括桨尖马赫数、桨叶半径、旋翼桨叶剖面的旋翼展长、旋翼总距和翼型安装角；
初始来流马赫数确定单元，用于根据桨尖马赫数、桨叶半径和旋翼桨叶剖面的旋翼展长计算初始来流马赫数；
初始翼型迎角确定单元，用于根据翼型安装角和旋翼总距计算初始翼型迎角；
初始压强系数确定单元，用于根据所述初始来流马赫数与所述初始翼型迎角，利用粘性流的N-S方程求解得到初始迭代次数下旋翼桨叶剖面上的计算压强系数。
8.根据权利要求5所述的一种旋翼翼型的确定系统，其特征在于，所述旋翼翼型确定模块，包括：
变化量确定单元，用于根据公式LiΔyi-1+DiΔyi+UiΔyi+1＝ΔCpi计算旋翼桨叶剖面上各点纵坐标的变化量，其中，Li为第i-1个点纵坐标的变化量的系数，Di为第i个点纵坐标的变化量的系数，Ui为第i+1个点纵坐标的变化量的系数，Δyi-1为旋翼桨叶剖面上第i-1个点纵坐标的变化量，Δyi为旋翼桨叶剖面上第i个点纵坐标的变化量，Δyi+1为旋翼桨叶剖面上第i+1个点纵坐标的变化量，ΔCpi为旋翼桨叶剖面上第i个点的目标压强系数与计算压强系数的差值；
纵坐标确定单元，用于根据公式
Figure FDA0003160678340000031
计算当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上各点的纵坐标，其中，
Figure FDA0003160678340000032
为第n+1次迭代次数下旋翼桨叶剖面上第i个点的纵坐标，
Figure FDA0003160678340000033
为第n次迭代次数下旋翼桨叶剖面上第i个点的纵坐标；
旋翼翼型确定单元，用于根据当前迭代次数下旋翼桨叶剖面上所有点的纵坐标确定当前迭代次数下的旋翼翼型。
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