[发明专利]一种层流机翼的转捩位置确定方法

说明书

本发明公开了一种层流机翼的转捩位置确定方法，通过自由转捩纵向气动特性风洞试验计算自由转捩状态下的纵向气动导数，在不同转捩位置下进行强制转捩纵向气动特性风洞试验计算不同转捩位置下的纵向气动导数，根据不同转捩位置下的纵向气动导数求得自由转捩状态下的转捩位置从而得到最终的转捩位置。本发明提出了一种基于常规测力风洞试验与强制转捩技术相结合以实现确定层流机翼转捩位置的方法，该方法实现过程简单、试验成本低廉而且能够较为精确的获取转捩位置，具有较强的实用性。

技术领域

本发明涉及机翼转捩位置确定技术领域，尤其涉及一种层流机翼的转捩位置确定方法。

背景技术

随着环境保护形势的日益严峻以及各航空公司之间的激烈竞争，国际航空运输协会提出了提升飞机性能、减少排放物和降低噪声的要求，而气动减阻技术是实现这一目标的关键。层流机翼设计可以保证飞机在飞行中翼面维持60％当地弦长的层流段，这种设计能够大幅减小摩擦阻力，提高巡航性能。研究表明，层流机翼的设计可以使摩擦阻力降低30％左右、巡航性能提升15％左右，气动收益非常明显，同时还能减少燃油消耗和污染物排放以降低噪声。

在飞机飞行过程中，采用层流机翼的飞机机翼表面存在层流和湍流两种流态，转捩位置定义为翼面流动从层流到湍流转变的位置，为了使机翼表面维持尽可能长的层流段，以达到层流机翼的设计初衷，准确的转捩位置确定是采用层流机翼飞机设计的关键，决定飞机设计的成败。

目前机翼表面转捩位置的确定方法分为数值计算方法和风洞试验方法两种：(1)在数值仿真方法方面，目前比较流行的是基于稳定性理论分析的半经验转捩预测方法：e^N方法，该方法以线性稳定理论为基础，利用小扰动行波的振幅沿边界层流向的线性放大阶段，并根据经验选定判定转捩发生的方法因子临界值N，从而预测低湍流度下各类扰动波主导的转捩现象。(2)在风洞试验方法方面，一般通过在机翼表面涂抹对某因素敏感的特殊材料或者特殊的流动显示来预测转捩位置，例如对温度敏感的材料涂层试验、瑞利散射流动显示试验、高频动态压力传感器试验及粒子图像测速试验等。

但上述两种方法，对于方法(1)在e^N方法计算中，扰动被假设为线性叠加的过程，这种假设在扰动幅值很小时是合理的，但对于其它复杂工况，转捩位置的预测误差较大。对于方法(2)采用的试验均为特种试验，既难做又不经济，且任一试验环节出错都可能导致试验结果与预期偏差较大。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供一种层流机翼的转捩位置确定方法，通过自由转捩纵向气动特性风洞试验计算自由转捩状态下的纵向气动导数，在不同转捩位置下进行强制转捩纵向气动特性风洞试验计算不同转捩位置下的纵向气动导数，根据不同转捩位置下的纵向气动导数求得自由转捩状态下的转捩位置从而得到最终的转捩位置。本发明实现过程简单、试验成本低廉并且可以较为精确的获取转捩位置。

本发明一种层流机翼的转捩位置确定方法，其步骤包括：

步骤A.根据设计状态确定试验状态，确定飞行马赫数Ma和雷诺数Re；

步骤B.进行自由转捩纵向气动特性风洞试验，计算自由转捩状态下的纵向气动导数；

步骤C.在机翼等不同百分比弦向位置粘贴转捩带，进行强制转捩纵向气动特性风洞试验，计算不同转捩状态下的纵向气动导数；

步骤D.根据步骤C得到的纵向气动导数得到自由转捩状态下纵向气动导数对应的转捩位置；

步骤E.根据步骤D得到的转捩位置求得指定设计状态下机翼表面的转捩位置。

本发明能够适应任意状态下转捩位置的求取，试验成本低廉并且结果精确度较高，能够满足层流机翼设计对转捩位置获取精度高的需求。本发明只需在进行常规测力风洞试验时，附带完成强制转捩试验即可，不需要进行任何的试验准备及特殊的试验条件。方法简单且能够提高试验效率具有较强的实用性。

进一步的，步骤B具体包括：