一种机翼舵面布置方法技术

本发明专利技术公开了一种机翼舵面布置方法，涉及机翼设计技术领域。所述机翼舵面布置方法包含以下步骤：步骤一，获取全流场状态下的压力分布，并获取升力系数沿所述原展长机翼展向的升力分布；步骤二，对所述原展长机翼进行截短，获取所述新机翼升力沿所述新机翼展向的升力分布；步骤三，对截短后的所述新机翼高速CFD结果进行修正；步骤四，在截短后的新机翼高速CFD结果与原展长机翼高速CFD结果展向升力分布相同的位置布置新舵面及确定新舵面宽度。本发明专利技术的优点是：通过本发明专利技术的方法获得的舵面布置位置可以达到测量得出与真实情况较为接近的舵面铰链力矩，有利于完善机翼的设计，提高机翼的性能和使用寿命。

Wing rudder surface layout method

The invention discloses a method for arranging a wing rudder surface. The wing rudder arrangement method comprises the following steps: step one, get the whole flow field under the condition of pressure distribution, and obtain the lift coefficient along the original exhibition wing spanwise lift distribution; step two, to shorten the length of the original exhibition wing, acquiring the new wing lift along the new wing the spanwise lift distribution; step three, the truncated after the new wing of high speed CFD result; step four, the distribution of the same arrangement position to lift in the new wing of high speed CFD results of truncated and original exhibition wing exhibition of new high speed CFD results and determine the new rudder rudder width. The invention has the advantages that the rudder position obtained by the method of the invention can achieve the measurement that the rudder hinge moment is close to the real situation, to improve the design of the wing, improving the performance and service life of the wing.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及机翼设计
，具体涉及一种机翼舵面布置方法。
技术介绍
随着社会等对飞行器航时航程需求不断增加，为了达到更高气动效率，飞行器的展弦比也随之增大，因此超大展弦比的飞机是当前发展一个重要的方向。目前铰链力矩的获得方式分为两种，一种是特种风洞试验，另一种是CFD仿真计算。然而超大展弦比的机翼在高速风洞试验当中会存在较大的弹性形变，就目前的铰链力矩测量天平而言机翼过大的形变对其测量的精准度会产生较大的影响甚至影响天平正常的运转，从而较难得到准确的试验数据甚至无法进行正常试验。舵面通常处于后缘，而通常后缘的流动较为复杂，尤其是偏转舵面后容易产生脱体涡，同时存在严重的气流分离，作用在舵面上的气动力存在比较明显的非定常现象，CFD很难准确模拟。需要一种方法确定如何布置舵面以达到测量得出与真实情况较为接近的舵面铰链力矩。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种机翼舵面布置方法，以解决或至少减轻
技术介绍
中所存在的至少一处的问题。本专利技术的技术方案是：提供一种机翼舵面布置方法，包含以下步骤：步骤一，对原展长机翼进行低速风洞测压试验和高速CFD计算，获取全流场状态下的压力分布，并获取升力系数沿所述原展长机翼展向的升力分布；步骤二，对所述原展长机翼进行截短，对截短后的新机翼进行高速CFD计算，得到所述新机翼升力沿所述新机翼展向的升力分布；步骤三，将所述原展长机翼高速CFD结果修正为与所述原展长机翼低速风洞测压试验结果相同，利用与对所述原展长机翼高速CFD结果进行修正的相同方法对截短后的所述新机翼高速CFD结果进行修正；步骤四，对所述修正后的截短后的新机翼高速CFD结果与原展长机翼高速CFD结果进行归一化处理，在截短后的新机翼高速CFD结果与原展长机翼高速CFD结果展向升力分布相同的位置布置新舵面及确定新舵面宽度。优选地，所述步骤三的修正方法具体为，将原展长机翼高速CFD计算的展向各位置处的升力系数分别转化为与所述低速风洞测压试验得到的结果相同，并分别记录原展长机翼高速CFD在各位置处的转化参数，然后利用所述转化参数同样转化截短后的新机翼在展向各位置处的升力系数。优选地，所述步骤一具体为，通过低速风洞测压试验获取舵面所在所述原展长机翼位置处的机翼弦向截面处的压力分布，并获取所述截面处的升力系数及升力系数沿所述原展长机翼展向的升力分布。优选地，所述步骤二中对所述原展长机翼进行截短时的计算参数包含风洞模型的材料、机翼的受力、测量天平所能容忍的形变。优选地，所述步骤四中，在确定新舵面的布置位置及宽度时，保持新舵面在新机翼的弦向位置不变。本专利技术的优点在于：通过本专利技术的方法获得的舵面布置位置可以达到测量得出与真实情况较为接近的舵面铰链力矩，有利于完善机翼的设计，提高机翼的性能和使用寿命。附图说明图1是本专利技术一实施例的机翼舵面布置方法的流程图。具体实施方式为使本专利技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，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。所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。下面结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”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专利技术和简化描述，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专利技术保护范围的限制。如图1所示，一种机翼舵面布置方法，包含以下步骤：步骤一，对原展长机翼进行低速风洞测压试验和高速CFD计算，获取全流场状态下的压力分布，并获取升力系数沿所述原展长机翼展向的升力分布。在本实施例中，所述步骤一具体为，通过低速风洞测压试验获取舵面所在所述原展长机翼位置处的机翼弦向截面处的压力分布，并获取所述截面处的升力系数及升力系数沿所述原展长机翼展向的升力分布。低速风洞测压试验结果可以得到原展长机翼部分截面处的压力分布，并可以近似求得所述截面处的升力系数，可近似获得升力系数沿机翼展向的分布情况。进行高速CFD(ComputationalFluidDynamics,计算流体力学)计算，可获得全流场状态下的压力分布，没有低速压力分布。对比低速风洞测压试验与高速CFD计算结果，并以此为依据对高速计算截短长度结果进行修正。步骤二，对所述原展长机翼进行截短，对截短后的新机翼进行高速CFD计算，得到所述新机翼升力沿所述新机翼展向的升力分布。在本实施例中，所述步骤二中对所述原展长机翼进行截短时的计算参数包含风洞模型的材料、机翼的受力、测量天平所能容忍的形变。对于天平来说如果它本身能在越大的变形下测量，机翼截短长度就可以越小，如果天平能做的越小，机翼截短长度也可以越小(风洞宽度有限，机翼展长长模型比例就要小一些)，同时应用的材料的刚度越好，机翼变形就越小，展长截短的就可以小一些，机翼的受力如果越小，同样的材料的机翼变形就小，也可以将展长做的小一些)。步骤三，将所述原展长机翼高速CFD结果修正为与所述原展长机翼低速风洞测压试验结果相同，利用与对所述原展长机翼高速CFD结果进行修正的相同方法对截短后的所述新机翼高速CFD结果进行修正。在本实施例中，所述步骤三的修正方法具体为，将原展长机翼高速CFD计算的展向各位置处的升力系数分别转化为与所述低速风洞测压试验得到的结果相同，并分别记录原展长机翼高速CFD在各位置处的转化参数，然后利用所述转化参数同样转化截短后的新机翼在展向各位置处的升力系数。例如，若低速风洞测压试验和高速CFD计算得到的升力系数分布如表1所示，可以看到风洞测压试验与高速CFD计算会存在一定的差别。高速CFD计算得到的原展长和截短展长之间也会存在一定的差别。表1不同展向位置升力系数大小展向位置(以归一化)00.20.40.60.81低速风洞测压试验升力系数10.90.770.60.340高速原展长CFD计算升力系数1.10.960.820.630.350高速截短CFD计算升力系数1.050.960.8150.620.330首先将高速CFD计算原展长时各位置处的升力系数分别化成与风洞测压试验相同，并分别记录高速CFD计算乘以的常数。将截短长度0位置处的升力系数乘以某一常数调整至与原展长0位置处升力系数相同，即化为1，截短长度其他位置均乘以此常数，之后在不同位置单独乘以高速原展长计算与低速试验转化的常数。如表2所示，为不同展向位置转化后升力系数大小。表2不同展向位置转化后升力系数大小展向位置(以归一化)00.20.40.60.81高速CFD转换后升力系数10.90.770.60.340高速截短转换后升力系数10.9430.8020.61860.3360若舵面位于展长0.2到0.4的位置，则应在截短机翼上寻找升力系数为0.9和0.77的位置，并布本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种机翼舵面布置方法，其特征在于，包含以下步骤：步骤一，对原展长机翼进行低速风洞测压试验和高速CFD计算，获取全流场状态下的压力分布，并获取升力系数沿所述原展长机翼展向的升力分布；步骤二，对所述原展长机翼进行截短，对截短后的新机翼进行高速CFD计算，得到所述新机翼升力沿所述新机翼展向的升力分布；步骤三，将所述原展长机翼高速CFD结果修正为与所述原展长机翼低速风洞测压试验结果相同，利用与对所述原展长机翼高速CFD结果进行修正的相同方法对截短后的所述新机翼高速CFD结果进行修正；步骤四，对所述修正后的截短后的新机翼高速CFD结果与原展长机翼高速CFD结果进行归一化处理，在截短后的新机翼高速CFD结果与原展长机翼高速CFD结果展向升力分布相同的位置布置新舵面及确定新舵面宽度。

【技术特征摘要】
1.一种机翼舵面布置方法，其特征在于，包含以下步骤：步骤一，对原展长机翼进行低速风洞测压试验和高速CFD计算，获取全流场状态下的压力分布，并获取升力系数沿所述原展长机翼展向的升力分布；步骤二，对所述原展长机翼进行截短，对截短后的新机翼进行高速CFD计算，得到所述新机翼升力沿所述新机翼展向的升力分布；步骤三，将所述原展长机翼高速CFD结果修正为与所述原展长机翼低速风洞测压试验结果相同，利用与对所述原展长机翼高速CFD结果进行修正的相同方法对截短后的所述新机翼高速CFD结果进行修正；步骤四，对所述修正后的截短后的新机翼高速CFD结果与原展长机翼高速CFD结果进行归一化处理，在截短后的新机翼高速CFD结果与原展长机翼高速CFD结果展向升力分布相同的位置布置新舵面及确定新舵面宽度。2.如权利要求1所述的机翼舵面布置方法，其特征在于：所述步骤...

【专利技术属性】
技术研发人员：张沛良，吴蓝图，衣然，郭旺柳，徐路，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁;21