一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法技术

本申请实施例公开了一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，涉及翼型设计领域。该方法包括：建立极坐标系，建立柯恩达型面曲线的包含伯恩斯坦多项式的形函数，根据第一端点和第二端点的极径为固定值，获得待定系数和待定系数为固定值1，将形函数中的其他待定系数作为变量，设计变量；在预设状态下，将目标气动性能参数达到预设最值时的形函数确定为最优解；采用预设优化算法对柯恩达型面曲线进行优化设计，输出形函数为最优解时的所述变量X的值，从而确定目标柯恩达型面曲线。通过上述方法，可以有效解决在高亚声速自由来流条件下环量控制翼型的控制能力下降、在柯恩达型面设计时精度较低或计算量较大的问题。较大的问题。较大的问题。

【技术实现步骤摘要】
一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法


[0001]本申请涉及翼型设计领域，更具体地，涉及一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法。

技术介绍

[0002]环量控制翼型在后缘处设置柯恩达型面，以实现环量控制功能。环量控制翼型形成的“虚拟舵面”可以替代传统机械控制舵面，实现无尾无舵面飞行，具备结构重量轻、隐身性能好、易于实现等优势，使用环量控制翼型能够促进飞行器综合性能提升。
[0003]环量控制翼型通过驱动引自发动机或机载压气机的压缩空气沿着弯曲柯恩达型面端点处的切线方向喷出，在柯恩达效应作用下，使射流发生偏转并附着在柯恩达型面上，从而裹挟自由流中的流体绕柯恩达型面流动，以改变机翼表面压力分布，获得飞行控制所需要的力和力矩。在低速来流条件下，环量控制相较于机械控制舵面具有更高的控制效率，但在高亚声速自由来流条件下，射流和外流速度差异变小，射流对外流裹携效果变差，导致射流环量控制效率下降。
[0004]在实现本专利技术过程中，专利技术人发现现有技术中至少存在如下问题：一方面，现有技术通过增加射流压比、提高射流速度以提升环量控制翼型在高亚声速自由来流条件下的控制能力，但这可能造成射流在柯恩达型面上过早分离，使环量控制翼型的控制能力下降。
[0005]另一方面，现有技术在对传统翼型进行优化设计时，多采用CST参数化方法，在针对环量控制翼型优化时，若要提升柯恩达型面设计的精度，则实现过程繁琐，计算量增大，若要减小计算量，则会导致柯恩达型面设计精度较低。
[0006]因此，现有技术存在：在高亚声速自由来流条件下，环量控制翼型的控制能力下降的问题，以及，在对针对环量控制翼型后缘柯恩达型面进行优化设计时，设计精度较低或计算量较大的问题。

技术实现思路

[0007]本申请专利技术人在长期实践中发现，现有技术通过增加射流压比、提高射流速度以提升环量控制翼型在高亚声速自由来流条件下的控制能力，并未对柯恩达型面进行优化设计，因此造成射流在柯恩达型面上过早分离，使环量控制翼型的控制能力下降。并且，现有技术在对传统翼型进行优化设计时，多采用CST参数化方法，用类函数和形函数共同描述翼型，一方面，形函数的阶数的数量决定变量的数量，若要提升环量控制翼型后缘柯恩达型面设计的精度，需要增加形函数的阶数，即增加变量数，但这种方式变量较多，计算量增大，若要减小计算量，需要减小形函数的阶数，但使用这种方式会导致柯恩达型面设计精度较低。另一方面，类函数限制了几何形状的类别，需要将类函数的参数也作为设计变量，也导致设计变量增多。
[0008]基于此，本申请提出了一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，在设定的极
坐标中用形函数描述柯恩达型面：；根据柯恩达型面的第一端点的极径为固定值、第二端点的极径为固定值，获得为固定值1，以及为固定值1，将形函数中的、、、、、作为变量，设计变量，参数化方法直观、简洁、高效，以较少的设计变量实现了柯恩达几何外形的光滑连续描述，从而在保证柯恩达型面设计精度较高的阶数下，减少变量数；在预设状态下，将目标气动性能参数达到预设最值时的形函数确定为最优解；采用预设优化算法对柯恩达型面曲线进行优化设计，输出形函数为最优解时的变量X的值，从而确定目标柯恩达型面曲线。如此，可以有效解决现有技术存在的在高亚声速自由来流条件下，环量控制翼型的控制能力下降的问题，以及，在对柯恩达型面进行优化设计时，设计精度较低或计算量较大的问题。
[0009]第一方面，提供了一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，该方法包括：S110.以柯恩达型面曲线的第一端点和第二端点连线的中点为极点，以将所述极点作为起点且经过所述第一端点的射线为极径，建立极坐标系，所述第一端点和第二端点在所述极坐标系中固定，并建立所述柯恩达型面曲线在所述极坐标系中的形函数：，且为所述柯恩达型面曲线上的点在所述极坐标系中极角为时的极径，，a为所述第一端点的极径值，为伯恩斯坦多项式，且，n为所述伯恩斯坦多项式的阶数，j为所述伯恩斯坦多项式的序号，为所述伯恩斯坦多项式的待定系数；S120.根据所述第一端点的极径为固定值、所述第二端点的极径为固定值，获得为固定值1，以及为固定值1，并将所述形函数中的、、、、、作为变量，设计变量，所述变量X的不同值对应不同的柯恩达型面曲线；S130.在预设状态下，将目标气动性能参数达到预设最值时的形函数确定为最优解；S140.采用预设优化算法对柯恩达型面曲线进行优化设计，输出形函数为最优解时的所述变量X的值，从而确定目标柯恩达型面曲线。
[0010]综上所述，本申请至少具有如下技术效果：
1.本申请提供的其中一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，通过对柯恩达型面进行优化设计，提升射流在柯恩达型面上的附着效果，从而提升环量控制翼型在高亚声速自由来流条件下的控制能力。
[0011]2.本申请提供的其中一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，通过建立极坐标系，可以构建用于描述柯恩达型面的形函数，构建方法直观、简洁、高效。若建立直角坐标系，实现过程繁琐，采用形函数与类函数结合描述柯恩达型面，即现有技术使用的CST参数化方法，使设计变量增加。
[0012]3.本申请提供的其中一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，在设定的极坐标中用形函数描述柯恩达型面，并根据柯恩达型面的第一端点的极径为固定值、第二端点的极径为固定值，得到形函数中的两个待定系数为固定值，从而在保证柯恩达型面设计精度较高的阶数下，减少变量数，既使设计精度较高又使计算量较小。
[0013]进一步地，本申请提供的其中一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，根据柯恩达型面曲线在第一端点处的曲率相切，在第二端点处的曲率相切，得到形函数中还有两个待定系数也为固定值，从而在保证柯恩达型面设计精度较高的阶数下，再次减少变量数，既使设计精度较高又使计算量较小。
[0014]4.本申请提供的其中一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，将目标气动性能参数设置为俯仰力矩系数绝对值或升力系数中的至少一种，以提升环量控制翼型在高亚声速自由来流条件下不同的控制能力，如飞机姿态控制能力、升力控制能力中的至少一种。
[0015]因此，本申请提供的方案可以有效解决现有技术存在的在高亚声速自由来流条件下，环量控制翼型的控制能力下降的问题，以及，在对柯恩达型面进行优化设计时，设计精度较低或计算量较大的问题。
附图说明
[0016]为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述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申请的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0017]图1示出了本申请实施例1提供的一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法的流程示意图；图2示出了本申请实施例1提供的翼型和柯恩达型面的示意图；图3示出了本申请实施例1提供的射流出口设置在柯恩达型面曲线上侧的示意图；图4示出了本申请实施例1提供的射流出口在上侧的柯恩达型面在极坐标系中的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，其特征在于，所述方法包括：S110.以柯恩达型面曲线的第一端点和第二端点连线的中点为极点，以将所述极点作为起点且经过所述第一端点的射线为极径，建立极坐标系，所述第一端点和第二端点在所述极坐标系中固定，并建立所述柯恩达型面曲线在所述极坐标系中的形函数：，且为所述柯恩达型面曲线上的点在所述极坐标系中极角为时的极径，，a为所述第一端点的极径值，为伯恩斯坦多项式，且，n为所述伯恩斯坦多项式的阶数，j为所述伯恩斯坦多项式的序号，为所述伯恩斯坦多项式的待定系数；S120.根据所述第一端点的极径为固定值、所述第二端点的极径为固定值，获得为固定值1，以及为固定值1，并将所述形函数中的、、、、、作为变量，设计变量，所述变量X的不同值对应不同的柯恩达型面曲线；S130.在预设状态下，将目标气动性能参数达到预设最值时的形函数确定为最优解；S140.采用预设优化算法对柯恩达型面曲线进行优化设计，输出形函数为最优解时的所述变量X的值，从而确定目标柯恩达型面曲线。2.根据权利要求1所述的环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，其特征在于，所述S120还包括：根据所述柯恩达型面曲线在所述第一端点处的曲率相切，获得为固定值1，和/或：根据所述柯恩达型面曲线在所述第二端点处的曲率相切，获得为固定值1。3.根据权利要求1至2任一所述的环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，其特征在于，所述S120还包括：设计所述变量X的下限范围，和所述变量X的上限范围，且所述变量X中的每个待定系数的值分别大于等于所述下限范围中对应的常数值，所述变量X
中的每个待定系数的值分别小于等于所述上限范围中对应的常数值。4.根据权利要求1所述的环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法...

【专利技术属性】
技术研发人员：何萌，张刘，李昌，赵垒，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：