一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法

摘要

本发明公开了一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，通过CFD仿真的方法获取第i段机翼的阻力系数CDi以及整段机翼的阻力系数CD，取机翼厚度变化量，对第n个机翼厚度变化量Δhn下的外形进行CFD仿真获得第n个外形的阻力系数CDn,cmp，通过测量数据得到第i段机翼的机翼厚度超差值Δhi,mea，通过线性插值得到第i段机翼在厚度超差Δhi,mea时该段机翼阻力系数的变化百分比ΔCD％i,mea；通过风洞试验获取整段机翼的阻力系数CDW及全机阻力系数CDQJ，进而计算得到全机阻力系数增量。本发明同时具有精度高，速度快的优点，能够满足无人机机翼厚度公差影响快速评估的需求。

说明书

技术领域

本发明属于飞机设计的技术领域，具体涉及一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法。

背景技术

气动外形对无人机起着至关重要的作用，无人机的气动外形是根据其任务剖面设计点确定设计的，如果外形发生变化，特别是机翼外形变化，如机翼厚度变化，会影响无人机性能指标。然而在飞机制造过程中，外形加工不可避免会出现制造公差，因此需要评估机翼厚度公差对气动特性的影响，保证飞机满足性能指标。

目前机翼厚度公差数据主要采用CFD仿真计算和基于风洞试验数据的估算两种方法。

CFD仿真方法主要是基于计算流体力学技术(简称CFD)，通过对机翼测量数据进行三维建模，对厚度产生偏差的机翼模型进行CFD仿真，获取因机翼厚度公差产生的气动数据增量。这种方法对每次的测量都需要建立三维模型、划分计算网格以及完成CFD计算，整个过程耗时长，无法满足无人机在制造过程中要求快速分析处理飞机机翼厚度测量数据的要求。

基于风洞试验数据的估算方法，改变模型的外形进行试验，结合试验数据，获取产生偏差后的气动数据增量。该方法采用估算方法，速度快，但是制造模型成本较高，数据处理的精度不够高。

发明内容

本发明的目的在于提供一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，只需要使用CFD计算一次，获取机翼沿展向的阻力分布数据及不同机翼厚度变化后外形的阻力系数，并总结形成插值基准，后续每次进行机翼厚度公差数据分析时无需再进行CFD计算，直接通过公式快速计算出分析结果，大大节省了分析处理时间，提高了机翼厚度公差的分析效率。

本发明主要通过以下技术方案实现：一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，通过CFD仿真的方法获取第i段机翼的阻力系数C

将每一段机翼的阻力系数变化百分比求和，得到整段机翼的阻力系数变化百分比ΔC

通过风洞试验获取整段机翼的阻力系数C

ΔC

将全机阻力系数变化百分比与试验获得的全机阻力系数相乘可得到全机阻力系数增量：

ΔC

其中，ΔC

为了更好地实现本发明，进一步地，第i段机翼的阻力贡献值C

为了更好地实现本发明，进一步地，第n个机翼厚度变化量对应的阻力系数变化百分比ΔC

为了更好地实现本发明，进一步地，通过线性插值得到第i段机翼在厚度超差Δh

为了更好地实现本发明，进一步地，分别将左机翼、右机翼沿翼展方向等分为10-15段。

为了更好地实现本发明，进一步地，将每一段机翼的阻力系数变化百分比求和，得到整段机翼的阻力系数变化百分比ΔC

本发明采用CFD仿真一次性获取机翼沿展向的阻力分布数据及不同机翼厚度变化后外形的阻力系数，结合试验数据以及测量数据，对产生厚度公差的机翼的气动特性进行估算分析，快速获取厚度公差分析结果。

通过CFD仿真的方法获取第i段机翼的阻力系数C

取机翼厚度变化量，对第n个机翼厚度变化量Δh

通过测量数据得到第i段机翼的机翼厚度超差值Δh

将每一段机翼的阻力系数变化百分比求和，得到整段机翼的阻力系数变化百分比ΔC

机翼的阻力系数变化百分比为左右机翼阻力系数变化百分比之和ΔC

通过风洞试验获取整段机翼的阻力系数C

ΔC

将全机阻力系数变化百分比与试验获得的全机阻力系数相乘可得到全机阻力系数增量：

ΔC

其中，ΔC

本发明的有益效果：

(1)本方法的优点在于只需要使用CFD计算一次，获取机翼沿展向的阻力分布数据及不同机翼厚度变化后外形的阻力系数，并总结形成插值基准，后续每次进行机翼厚度公差数据分析时无需再进行CFD计算，直接通过公式快速计算出分析结果，大大节省了分析处理时间，提高了机翼厚度公差的分析效率。

(2)本发明同时具有精度高，速度快的优点，能够满足无人机机翼厚度公差影响快速评估的需求。只需要将计算公式编写为程序代码，每次只要输入机翼各段厚度超差值就可以快速计算出无人机机翼厚度公差影响的分析结果，分析效率高，实用性好，具有极大的推广应用价值。

附图说明

图1为理论机翼的俯视图；

图2为第i段机翼理论机翼剖面与测量机翼剖面示意图。

其中：1-理论右机翼、2-理论左机翼、3-机身、4-第i段机翼、5-理论机翼剖面、6-测量机翼剖面、7-理论机翼厚度、8-测量机翼厚度、9-机翼厚度超差值。

具体实施方式

实施例1：

一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，首先将机翼(这里的机翼是指左机翼或者右机翼)沿翼展方向等分为10-15段，通过CFD仿真的方法获取第i(i＝10-15)段机翼的阻力系数(C

取10-15个机翼厚度变化量，对第n(n＝10-15)个机翼厚度变化量(Δh

通过测量数据得到第i段机翼4的机翼厚度超差值9Δh

将每一段机翼的阻力系数变化百分比求和，得到整段机翼的阻力系数变化百分比ΔC

左右机翼分别采用以上的方法可以分别得到左右机翼的阻力系数变化百分比(ΔC

通过风洞试验获取整段机翼的阻力系数C

ΔC

通过以上的方法可以得到机翼厚度公差数据对全机阻力影响分析结果，全机阻力系数增量ΔC

实施例2：

一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法，如图1所示，机身3的两侧分别为理论右机翼1和理论左机翼2，分别将理论右机翼1和理论左机翼2等分为10段，通过CFD仿真方法得到理论机翼的阻力系数C

取10个机翼厚度变化量，对第n个机翼厚度变化量(Δh

如图2所示，包括理论机翼剖面5和测量机翼剖面6，通过测量获取第i段机翼厚度超差值9(Δh

右机翼的阻力系数变化百分比可以将右机翼的每一段机翼的阻力系数变化百分比叠加得到，计算公式如下：

左机翼的阻力系数变化百分比可以将左机翼的每一段机翼的阻力系数变化百分比叠加得到，计算公式如下：

机翼的阻力系数变化百分比为左右机翼阻力系数变化百分比之和，计算公式如下：

ΔC

通过风洞试验获取整段机翼的阻力系数C

全机阻力系数变化百分比计算公式如下：

ΔC

全机阻力系数增量计算公式如下：

ΔC

通过上述的方法则可以得到最终的测量数据分析结果ΔC

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。