CN115200826A - 背负式进气小展弦比飞翼布局的背风涡破裂迎角修正方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于飞行器气动性能评估技术领域，具体涉及一种背负式进气小展弦比飞翼布局的背风涡破裂迎角修正方法。本发明的背负式进气小展弦比飞翼布局的背风涡破裂迎角修正方法，包括以下步骤：S10.通过变速压试验获得不同雷诺数Re下的升力系数曲线；S20.采用Kriging模型对不同雷诺数Re下的升力系数曲线进行拟合；S30.根据不同迎角升力系数斜率变化获得涡破裂迎角；S40.采用交叉检验方法建立α~Re数学模型；S50.利用建立的数学模型预测飞行雷诺数下的涡破裂迎角。本发明的背负式进气小展弦比飞翼布局的背风涡破裂迎角修正方法，适用于风洞试验无法模拟飞行雷诺数的情况下，对背负式进气小展弦比飞翼布局飞行器的背风涡破裂迎角进行雷诺数修正。

Description

背负式进气小展弦比飞翼布局的背风涡破裂迎角修正方法
技术领域
本发明属于飞行器气动性能评估技术领域，具体涉及一种背负式进气小展弦比飞翼布局的背风涡破裂迎角修正方法。
背景技术
飞翼布局取消了常规布局中的垂尾和平尾等部件，因而提升了气动效率，而且还具有优良的隐身能力和结构性能，但是，安定面缺失和操纵效能不足等问题在很长时间内限制了飞翼布局的发展。随着现代控制技术的发展和新的设计理念的出现，飞翼布局的缺陷能够在一定范围之内得到有效抑制，这使得飞翼布局逐渐走向实用化成为可能。
近年来，世界各国竞相开展无人作战飞机（UCAV）的研制，如美国的X-45A/B/C、X-47A/B，欧洲多国研制的“神经元”和英国的雷神无人机等，这些无人作战飞机都不约而同地采用了中等展弦比飞翼布局，飞翼布局所受的重视程度由此可见一斑。与此同时，欧美各国推出了多个具有飞翼布局特征的通用研究模型如洛克希德·马丁公司设计的ICE飞翼布局新型控制面模型、波音公司设计的UCAV飞翼布局系列、欧洲主导美国参与的SACCON通用飞翼研究布局等，基于对这些飞翼布局通用研究模型流动机理的研究，可以获得类似的飞翼布局飞机的典型流动特性，为无人作战飞机的研制提供技术支撑。
众所周知，通过减小展弦比、增大前缘后掠角可以减小超声速飞行时的激波阻力，而未来飞行器更高的飞行速度需求会促使飞翼布局朝着小展弦比的方向发展。小展弦比布局头尖涡的是其产生非定常涡升力的重要来源，而小展弦比飞翼布局背风区的漩涡破裂是导致其升力曲线斜率开始下降的主要原因，准确的评估小展弦比飞翼布局背风涡破裂的起始迎角（简称背风涡破裂迎角）对其性能评估和布局设计具有重要的作用。
风洞试验与实际飞行中一个主要的差别为雷诺数效应。雷诺数影响是一个很复杂的问题，它涉及层流、转捩、湍流、旋涡和分离等基本流动现象，对其影响规律的研究一直是空气动力学研究的难点之一。雷诺数不同，通常会对边界层类型、转捩点位置、边界层内速度分布形态、物体上分离点位置、分离形态和分离区大小，以及激波位置、边界层厚度等产生影响，从而导致飞行器气动特性的变化，进而影响到飞机性能和操稳特性。因此开展雷诺数效应对钝前缘小展弦比飞翼布局气动特性影响研究对先进小展弦比布局设计具有重要的意义。
由于风洞试验段尺寸的限制，风洞试验雷诺数一般小于飞行雷诺数，例如试验雷诺数在巡航状态（马赫数1.5）对应的雷诺数约为8×106，实际飞行雷诺数73.1×106，其试验雷诺数仍比真实飞行雷诺数低１个数量级，为了准确的预测和评估背负式进气小展弦比飞翼布局的气动特性，雷诺数差异所引起的飞行器背风区分离涡破裂的背风涡破裂迎角需要进行预估和修正，有必要发展相应的预测和修正方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种背负式进气小展弦比飞翼布局的背风涡破裂迎角修正方法。
本发明的背负式进气小展弦比飞翼布局的背风涡破裂迎角修正方法，包括以下步骤：
S10.通过变速压试验获得不同雷诺数Re下的升力系数曲线；
开展小展弦比飞翼布局试验模型变速压风洞试验，获得不同雷诺数Re下的升力系数曲线，即CL-α曲线，CL为升力系数，α为迎角；
S20.采用Kriging模型对不同雷诺数Re下的升力系数曲线进行拟合；
采用Kriging模型对对不同雷诺数Re下的升力系数曲线进行拟合，获得拟合后的小展弦比飞翼布局试验模型在不同雷诺数下的CL-α曲线；
S30.根据不同迎角升力系数斜率变化获得涡破裂迎角；
根据拟合后的小展弦比飞翼布局试验模型在不同雷诺数下的CL-α曲线，获得小展弦比飞翼布局试验模型的背风涡破裂迎角，得到不同雷诺数下的涡破裂迎角曲线，即α~Re曲线；
S40.采用交叉检验方法建立α~Re数学模型；
对S30.获得的α~Re曲线进行分组，采用交叉检验方法获得α~Re数学模型；
构建的数学模型如下：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE001
式中，a、b、c为常系数；
S50.利用建立的数学模型预测飞行雷诺数下的涡破裂迎角；
利用S40建立的数学模型预测小展弦比飞翼布局飞行器在飞行雷诺数下的涡破裂迎角。
本发明的背负式进气小展弦比飞翼布局的背风涡破裂迎角修正方法，适用于风洞试验无法模拟飞行雷诺数的情况下，对背负式进气小展弦比飞翼布局飞行器的背风涡破裂迎角进行雷诺数修正。
附图说明
图1为本发明的背负式进气小展弦比飞翼布局的背风涡破裂迎角修正方法的流程图；
图2为实施例1的背负式进气小展弦比飞翼试验模型在不同雷诺数下的CL-α曲线；
图3为实施例1的拟合后的背负式进气小展弦比飞翼试验模型在不同雷诺数下的CL-α曲线；
图4为实施例1的背负式进气小展弦比飞翼试验模型在不同雷诺数下的涡破裂迎角曲线；
图5为实施例1的背负式进气小展弦比飞翼在飞行雷诺数下涡破裂迎角位置预测曲线。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
实施例1
本实施例的试验风洞为1.2米风洞，该风洞试验段尺寸：1.2m（宽）×1.2 m（高），Ma数范围：0.3～4.5，Re数范围：0.47×106～9.57×106（c=0.12m）。试验模型为背负式进气小展弦比飞翼。
如图1所示，本实施例的背负式进气小展弦比飞翼布局的背风涡破裂迎角修正方法，包括以下步骤：
S10.通过变速压试验获得不同雷诺数Re下的升力系数曲线；
开展背负式进气小展弦比飞翼试验模型变速压风洞试验，获得如图2所示的背负式进气小展弦比飞翼试验模型在不同雷诺数Re下的CL-α曲线，CL为升力系数，α为迎角；
S20.采用Kriging模型对不同雷诺数Re下的升力系数曲线进行拟合；
采用Kriging模型对如图2所示的背负式进气小展弦比飞翼试验模型在不同雷诺数下的CL-α曲线进行拟合，获得如图3所示的拟合后的背负式进气小展弦比飞翼试验模型在不同雷诺数下的CL-α曲线；
S30.根据不同迎角升力系数斜率变化获得涡破裂迎角；
根据如图3所示的拟合后的背负式进气小展弦比飞翼试验模型在不同雷诺数下的CL-α曲线，获得背负式进气小展弦比飞翼试验模型的背风涡破裂迎角，得到如图4所示的背负式进气小展弦比飞翼试验模型在不同雷诺数下的涡破裂迎角曲线，即α~Re曲线；
S40.采用交叉检验方法建立α~Re数学模型；
对S30.获得的α~Re曲线进行分组，采用交叉检验方法获得α~Re数学模型；
构建的数学模型如下：
Figure 639126DEST_PATH_IMAGE001
其中，a=30.93，b=-0.26，c=3.86。
S50.利用建立的数学模型预测飞行雷诺数下的涡破裂迎角；
利用S40建立的数学模型获得如图5所示的背负式进气小展弦比飞翼在飞行雷诺数下涡破裂迎角位置预测曲线，得到本实施例的背负式进气小展弦比飞翼在飞行雷诺数下的涡破裂迎角为3.86°。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (1)

1.背负式进气小展弦比飞翼布局的背风涡破裂迎角修正方法，其特征在于，包括以下步骤：
S10.通过变速压试验获得不同雷诺数Re下的升力系数曲线；
开展小展弦比飞翼布局试验模型变速压风洞试验，获得不同雷诺数Re下的升力系数曲线，即CL-α曲线，CL为升力系数，α为迎角；
S20.采用Kriging模型对不同雷诺数Re下的升力系数曲线进行拟合；
采用Kriging模型对对不同雷诺数Re下的升力系数曲线进行拟合，获得拟合后的小展弦比飞翼布局试验模型在不同雷诺数下的CL-α曲线；
S30.根据不同迎角升力系数斜率变化获得涡破裂迎角；
根据拟合后的小展弦比飞翼布局试验模型在不同雷诺数下的CL-α曲线，获得小展弦比飞翼布局试验模型的背风涡破裂迎角，得到不同雷诺数下的涡破裂迎角曲线，即α~Re曲线；
S40.采用交叉检验方法建立α~Re数学模型；
对S30.获得的α~Re曲线进行分组，采用交叉检验方法获得α~Re数学模型；
构建的数学模型如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
式中，a、b、c为常系数；
S50.利用建立的数学模型预测飞行雷诺数下的涡破裂迎角；
利用S40建立的数学模型预测小展弦比飞翼布局飞行器在飞行雷诺数下的涡破裂迎角。
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