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

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 Download PDF

Info

Publication number
CN115200826A
CN115200826A CN202211125442.XA CN202211125442A CN115200826A CN 115200826 A CN115200826 A CN 115200826A CN 202211125442 A CN202211125442 A CN 202211125442A CN 115200826 A CN115200826 A CN 115200826A
Authority
CN
China
Prior art keywords
flying wing
attack angle
vortex
leeward
alpha
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.)
Granted
Application number
CN202211125442.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN115200826B (zh
Inventor
陶洋
马上
陈植
吴军强
达兴亚
熊贵天
陆连山
林俊
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.)
High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
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 High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN202211125442.XA priority Critical patent/CN115200826B/zh
Publication of CN115200826A publication Critical patent/CN115200826A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115200826B publication Critical patent/CN115200826B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • GPHYSICS
    • G01MEASURING; TESTING
    • G01MTESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/02Wind tunnels
    • GPHYSICS
    • G01MEASURING; TESTING
    • G01MTESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
    • GPHYSICS
    • G06COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06FELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • G06F17/10Complex mathematical operations
    • G06F17/18Complex mathematical operations for evaluating statistical data, e.g. average values, frequency distributions, probability functions, regression analysis
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Data Mining & Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Operations Research (AREA)
  • Probability & Statistics with Applications (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Bioinformatics & Cheminformatics (AREA)
  • Databases & Information Systems (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Evolutionary Biology (AREA)
  • Bioinformatics & Computational Biology (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

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。
CN202211125442.XA 2022-09-16 2022-09-16 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 Active CN115200826B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211125442.XA CN115200826B (zh) 2022-09-16 2022-09-16 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

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211125442.XA CN115200826B (zh) 2022-09-16 2022-09-16 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

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115200826A true CN115200826A (zh) 2022-10-18
CN115200826B CN115200826B (zh) 2022-11-15

Family

ID=83571889

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211125442.XA Active CN115200826B (zh) 2022-09-16 2022-09-16 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

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115200826B (zh)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030033865A1 (en) * 2001-05-25 2003-02-20 Xingzhong Huang Active vortex control with moveable jet
CN102323023A (zh) * 2011-05-31 2012-01-18 上海交通大学 实雷诺数涡激振动试验柔性立管模型
CN105115692A (zh) * 2015-08-12 2015-12-02 中国航天空气动力技术研究院 一种cfd数值模拟与风洞试验相结合的气动预测方法
US20160238481A1 (en) * 2013-11-27 2016-08-18 U.S.A. As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Aerodynamic Modeling Using Flight Data
CN106644362A (zh) * 2016-11-24 2017-05-10 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种超音速空腔流动的马赫数敏感性分析方法
CN112362291A (zh) * 2020-09-30 2021-02-12 成都飞机工业(集团)有限责任公司 一种飞翼布局飞机纵向气动力系数的雷诺数效应修正方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030033865A1 (en) * 2001-05-25 2003-02-20 Xingzhong Huang Active vortex control with moveable jet
CN102323023A (zh) * 2011-05-31 2012-01-18 上海交通大学 实雷诺数涡激振动试验柔性立管模型
US20160238481A1 (en) * 2013-11-27 2016-08-18 U.S.A. As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Aerodynamic Modeling Using Flight Data
CN105115692A (zh) * 2015-08-12 2015-12-02 中国航天空气动力技术研究院 一种cfd数值模拟与风洞试验相结合的气动预测方法
CN106644362A (zh) * 2016-11-24 2017-05-10 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种超音速空腔流动的马赫数敏感性分析方法
CN112362291A (zh) * 2020-09-30 2021-02-12 成都飞机工业(集团)有限责任公司 一种飞翼布局飞机纵向气动力系数的雷诺数效应修正方法

Non-Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
FUKUMOTO, H等: "Mach Number Effects on Vortex Breakdown in Subsonic Flow over a Delta Wing", 《49TH AIAA AEROSPACE SCIENCES MEETING INCLUDING THE NEW HORIZONS FORUM AND AEROSPACE EXPOSITION》 *
LIN, P等: "Investigation on the Reynolds Number Effect of a Flying Wing Model with Large Sweep Angle and Small Aspect Ratio", 《AIAA JOURNAL》 *
TAO Y等: "Pitching effect on transonic wing stall of a blended flying wing with low aspect ratio", 《MODERN PHYSICS LETTERS B》 *
周伟江等: "三角翼跨声速动态失速与涡破裂特性研究", 《三角翼跨声速动态失速与涡破裂特性研究 *
周岭等: "极小展弦比背鳍气动特性研究", 《实验流体力学》 *
孙东: "双三角翼背风区大范围分离与旋涡运动的DES模拟研究", 《中国优秀硕士论文工程科技Ⅱ辑》 *
柏楠等: "前体非对称涡流动临界雷诺数效应及分区特性", 《空气动力学学报》 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN115200826B (zh) 2022-11-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Anyoji et al. High-performance airfoil with low Reynolds-number dependence on aerodynamic characteristics
Nicolosi et al. Aerodynamic interference issues in aircraft directional control
CN108583847A (zh) 一种适用于长航时无人机的低雷诺数高功率因子翼型
Hamizi et al. Aerodynamics investigation of delta wing at low Reynold’s number
Koike et al. Experimental investigation of vortex generator effect on two-and three-dimensional NASA common research models
CN111159817A (zh) 一种结冰风洞试验用的混合缩比机翼翼型设计方法
CN115200826B (zh) 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
Teli et al. Unmanned aerial vehicle for surveillance
CN109878757A (zh) 一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型
Andoko et al. Simulation of winglet with bend angles of 45, 60 and 90 degree
Anastasiia Design of an airfoil by mathematical modelling using DatabASE
Rabbi et al. Induce drag reduction of an airplane wing
Chen et al. Numerical Simulation for Changes in Aerodynamic Characteristics Along the Spanwise of “Diamond Back” Wing
Dwivedi et al. Design and Aerodynamic Analysis of Different Winglet
Deng et al. Numerical study of the aerodynamics of DLR-F6 wing-body in unbounded flow field and in ground effect
Miao et al. The Aerodynamic Characteristics of a Diamond Joined‐Wing Morphing Aircraft
Semotiuk et al. Design and FEM Analysis of an Unmanned Aerial Vehicle Wing
Watanabe et al. Control of supersonic inlet with variable ramp
Hanke et al. Numerical Simulation of DLR-F11 High Lift Configuration from HiLiftPW-2 using STAR-CCM+
Rinoie et al. Studies on vortex flaps with rounded leading edges for supersonic transport configuration
Qu et al. Chord‐dominated Ground‐effect Aerodynamics of Fixed‐wing UAVs
Mostaccio Experimental investigation of the aerodynamic ground effect of a tailless lambda-shaped UCAV with wing flaps
Hariyadi et al. Comparative Study of Forward Wingtip Fence and Rearward Wingtip Fence on Wing Airfoil Eppler E562
Bogatyrev Numerical investigations of the aerodynamic characteristics for an improved airfoil with a control surface
Liu Aerodynamic Characteristics of Transonic Thin Airfoil and Wing

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