本發(fā)明涉及旋翼翼型設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體為一種通過(guò)局部參數(shù)化修型控制旋翼翼型俯仰力矩的方法。
背景技術(shù)：
：旋翼翼型是旋翼槳葉氣動(dòng)外形基本元素，對(duì)直升機(jī)旋翼流場(chǎng)和氣動(dòng)特性有著重要的影響，是直升機(jī)研制的關(guān)鍵技術(shù)之一。旋翼翼型的俯仰力矩直接影響了旋翼的俯仰力矩，進(jìn)而決定了旋翼周期變距機(jī)械裝置和動(dòng)力裝置的重量、尺寸。過(guò)大的俯仰力矩將導(dǎo)致變矩裝置過(guò)重，功率需求太大，影響直升機(jī)的航程與航時(shí)。因此力矩特性是旋翼翼型的關(guān)鍵特性之一。當(dāng)前國(guó)內(nèi)外設(shè)計(jì)的旋翼翼型通常都存在俯仰力矩過(guò)大的問(wèn)題，主要原因是一方面是設(shè)計(jì)時(shí)力矩約束給的不夠，導(dǎo)致全面評(píng)估力矩特性時(shí)在某些狀態(tài)下力矩特性不滿足要求，另一方面是數(shù)值計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)在力矩特性預(yù)測(cè)方面存在一定的誤差，可能數(shù)值計(jì)算是滿足設(shè)計(jì)要求的，但風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明不滿足設(shè)計(jì)要求。因此存在對(duì)翼型進(jìn)行修型以調(diào)整俯仰力矩的需求。如果翼型不滿足力矩約束條件，通常的處理方法是重新進(jìn)行優(yōu)化，加強(qiáng)力矩約束，或者通過(guò)手工修型。重新優(yōu)化設(shè)計(jì)存在的問(wèn)題是工作量大，需要大量的計(jì)算資源和人力成本，且優(yōu)化結(jié)果不一定能滿足設(shè)計(jì)要求，比如最大升力系數(shù)可能會(huì)下降，阻力發(fā)散馬赫數(shù)附近的阻力值可能會(huì)增加等。手工修型存在的問(wèn)題是可能導(dǎo)致翼型外形不光滑，導(dǎo)致壓力分布不光滑，同時(shí)手工修型效率低，工作量大。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：為解決現(xiàn)有技術(shù)存在的問(wèn)題，本發(fā)明提出了一種通過(guò)局部參數(shù)化修型控制旋翼翼型俯仰力矩的方法，對(duì)翼型后緣下表面進(jìn)行局部參數(shù)化，利用參數(shù)對(duì)參數(shù)化的局部外形進(jìn)行快速修型，獲得新的光滑的幾何外形，再基于新的外形進(jìn)行氣動(dòng)特性分析并精確控制翼型俯仰力矩，是一種快速修型以滿足翼型俯仰力矩設(shè)計(jì)要求且其他特性基本保持不變的方法。本發(fā)明的技術(shù)方案為：所述一種通過(guò)局部參數(shù)化修型控制旋翼翼型俯仰力矩的方法，其特征在于：包括以下步驟：步驟1：選擇待修型的基準(zhǔn)翼型，所述基準(zhǔn)翼型滿足最大升力系數(shù)、升阻比設(shè)計(jì)要求；步驟2：對(duì)基準(zhǔn)翼型后緣下表面X坐標(biāo)區(qū)間(a，b)內(nèi)的曲線進(jìn)行參數(shù)，其中a取值范圍為(0.88,0.92)，b取值范圍(0.98,1.0)：步驟2.1：將區(qū)間(a，b)內(nèi)的基準(zhǔn)翼型下表面曲線的X坐標(biāo)通過(guò)線性變換為(0,1)區(qū)間，Y坐標(biāo)保持不變；步驟2.2：選擇設(shè)計(jì)變量，利用Hicks-Henne型函數(shù)，在步驟2.1變換得到的(0,1)區(qū)間內(nèi)生成一個(gè)Y坐標(biāo)擾動(dòng)曲線；步驟2.3：將步驟2.2得到的Y坐標(biāo)擾動(dòng)曲線變換回(a，b)區(qū)間后，疊加到基準(zhǔn)翼型后緣下表面(a，b)區(qū)間內(nèi)點(diǎn)的Y坐標(biāo)上，得到新的翼型；步驟3：對(duì)獲得的新的翼型進(jìn)行氣動(dòng)特性評(píng)估，檢驗(yàn)力矩特性是否滿足要求，如果不滿足，對(duì)選取的設(shè)計(jì)變量進(jìn)行調(diào)整，然后返回步驟2.2，直到力矩特性滿足要求。進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種通過(guò)局部參數(shù)化修型控制旋翼翼型俯仰力矩的方法，其特征在于：步驟2中將Y坐標(biāo)擾動(dòng)曲線疊加到基準(zhǔn)翼型后緣下表面，得到的新的翼型下表面Y坐標(biāo)表達(dá)式為：其中yl0(x)為基準(zhǔn)翼型后緣下表面函數(shù)，N為設(shè)計(jì)變量個(gè)數(shù)，ck為設(shè)計(jì)變量，fk(x)為Hicks-Henne型函數(shù)：fk(x)＝sin4(πxe(k))其中xk為Hicks-Henne型函數(shù)的參數(shù)變量。進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種通過(guò)局部參數(shù)化修型控制旋翼翼型俯仰力矩的方法，其特征在于：步驟3中對(duì)獲得的新的翼型進(jìn)行氣動(dòng)特性評(píng)估，評(píng)估要求力矩特性滿足設(shè)計(jì)要求，且最大升力系數(shù)和升阻比不能對(duì)應(yīng)低于基準(zhǔn)翼型最大升力系數(shù)和升阻比的99.2％。有益效果本發(fā)明通過(guò)對(duì)翼型后緣下表面進(jìn)行局部參數(shù)化，利用參數(shù)對(duì)參數(shù)化的局部外形進(jìn)行快速修型，獲得新的光滑的幾何外形，再基于新的外形進(jìn)行氣動(dòng)特性分析并精確控制翼型俯仰力矩。本發(fā)明采用了將Hicks-Henne型函數(shù)疊加到翼型后緣下表面的方法，能夠保證外形光滑，對(duì)俯仰力矩改善具有明顯效果，同時(shí)對(duì)其他氣動(dòng)特性影響不大。實(shí)施例通過(guò)計(jì)算證明了本發(fā)明的有效性。本發(fā)明的附加方面和優(yōu)點(diǎn)將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過(guò)本發(fā)明的實(shí)踐了解到。附圖說(shuō)明本發(fā)明的上述和/或附加的方面和優(yōu)點(diǎn)從結(jié)合下面附圖對(duì)實(shí)施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中：圖1翼型修改前后幾何外形比較圖；圖2翼型修改前后幾何外形比較局部放大圖；圖3翼型修改前后壓力分布比較圖；圖4低速最大升力系數(shù)比較；圖5低速俯仰力矩系數(shù)比較；圖6低速升阻比比較；圖7零升力矩系數(shù)比較；圖8零升阻力系數(shù)比較。具體實(shí)施方式下面詳細(xì)描述本發(fā)明的實(shí)施例，所述實(shí)施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制。本發(fā)明的目的是實(shí)現(xiàn)對(duì)旋翼翼型的快速修型，使其滿足俯仰力矩的設(shè)計(jì)要求，同時(shí)對(duì)其他氣動(dòng)特性不產(chǎn)生大的影響。為此，本發(fā)明提出了一種通過(guò)局部參數(shù)化修型控制旋翼翼型俯仰力矩的方法，對(duì)翼型后緣下表面進(jìn)行局部參數(shù)化，利用參數(shù)對(duì)參數(shù)化的局部外形進(jìn)行快速修型，獲得新的光滑的幾何外形，再基于新的外形進(jìn)行氣動(dòng)特性分析并精確控制翼型俯仰力矩，是一種快速修型以滿足翼型俯仰力矩設(shè)計(jì)要求且其他特性基本保持不變的方法。具體包括以下步驟：步驟1：選擇待修型的基準(zhǔn)翼型，所述基準(zhǔn)翼型滿足最大升力系數(shù)、升阻比設(shè)計(jì)要求；步驟2：對(duì)基準(zhǔn)翼型后緣下表面X坐標(biāo)區(qū)間(a，b)內(nèi)的曲線進(jìn)行參數(shù)，其中a取值范圍為(0.88,0.92)，b取值范圍(0.98,1.0)：步驟2.1：將區(qū)間(a，b)內(nèi)的基準(zhǔn)翼型下表面曲線的X坐標(biāo)通過(guò)線性變換為(0,1)區(qū)間，Y坐標(biāo)保持不變；步驟2.2：選擇設(shè)計(jì)變量，利用Hicks-Henne型函數(shù)，在步驟2.1變換得到的(0,1)區(qū)間內(nèi)生成一個(gè)Y坐標(biāo)擾動(dòng)曲線；步驟2.3：將步驟2.2得到的Y坐標(biāo)擾動(dòng)曲線變換回(a，b)區(qū)間后，疊加到基準(zhǔn)翼型后緣下表面(a，b)區(qū)間內(nèi)點(diǎn)的Y坐標(biāo)上，得到新的翼型；步驟3：對(duì)獲得的新的翼型進(jìn)行氣動(dòng)特性評(píng)估，檢驗(yàn)力矩特性是否滿足要求，如果不滿足，對(duì)選取的設(shè)計(jì)變量進(jìn)行調(diào)整，然后返回步驟2.2，直到力矩特性滿足要求。進(jìn)一步的，步驟2中將Y坐標(biāo)擾動(dòng)曲線疊加到基準(zhǔn)翼型后緣下表面，得到的新的翼型下表面Y坐標(biāo)表達(dá)式為：其中yl0(x)為基準(zhǔn)翼型后緣下表面函數(shù)，N為設(shè)計(jì)變量個(gè)數(shù)，ck為設(shè)計(jì)變量，fk(x)為Hicks-Henne型函數(shù)：fk(x)＝sin4(πxe(k))其中xk為Hicks-Henne型函數(shù)的參數(shù)變量。進(jìn)一步的，在步驟3中對(duì)獲得的新的翼型進(jìn)行氣動(dòng)特性評(píng)估，評(píng)估要求力矩特性滿足設(shè)計(jì)要求，且最大升力系數(shù)和升阻比不能對(duì)應(yīng)低于基準(zhǔn)翼型最大升力系數(shù)和升阻比的99.2％?；谏鲜霾襟E說(shuō)明，下面給出具體實(shí)施例：本實(shí)施例的基準(zhǔn)翼型通過(guò)優(yōu)化得到，其最大升力系數(shù)、升阻比滿足設(shè)計(jì)要求，外形如圖1中Originalfoil所示。對(duì)基準(zhǔn)翼型后緣下表面X坐標(biāo)區(qū)間(0.9,1.0)內(nèi)的曲線進(jìn)行參數(shù)：首先，將區(qū)間(0.9,1.0)內(nèi)的基準(zhǔn)翼型下表面曲線的X坐標(biāo)通過(guò)線性變換為(0,1)區(qū)間，Y坐標(biāo)保持不變；其次，選擇設(shè)計(jì)變量，利用Hicks-Henne型函數(shù)，在步驟2.1變換得到的(0,1)區(qū)間內(nèi)生成一個(gè)Y坐標(biāo)擾動(dòng)曲線；最后，將步驟2.2得到的Y坐標(biāo)擾動(dòng)曲線變換回(a，b)區(qū)間后，疊加到基準(zhǔn)翼型后緣下表面(a，b)區(qū)間內(nèi)點(diǎn)的Y坐標(biāo)上，得到新的翼型。得到的新的翼型下表面Y坐標(biāo)表達(dá)式為：其中yl0(x)為基準(zhǔn)翼型后緣下表面函數(shù)，N＝2，ck為設(shè)計(jì)變量，初始值取c1＝0.0005，c2＝0.0002，fk(x)為Hicks-Henne型函數(shù)：fk(x)＝sin4(πxe(k))其中x1＝0.6，x2＝0.75。對(duì)獲得的新的翼型進(jìn)行氣動(dòng)特性評(píng)估，檢驗(yàn)力矩特性是否滿足要求，并且要求其他方面的氣動(dòng)特性基本沒(méi)有降低，本實(shí)施例中評(píng)判標(biāo)準(zhǔn)是最大升力系數(shù)和升阻比不能對(duì)應(yīng)低于基準(zhǔn)翼型最大升力系數(shù)和升阻比的99.2％。如果不滿足上述標(biāo)準(zhǔn)，對(duì)選取的設(shè)計(jì)變量ck進(jìn)行調(diào)整，然后返回迭代計(jì)算，直到力矩特性滿足要求。本實(shí)施例得到的滿足要求的新的翼型如圖1中Newfoil所示，放大圖如圖2所示。本實(shí)施例中的計(jì)算狀態(tài)為Ma＝0.5，Alpha＝3.0°，Re＝2.4E6，修改前后的壓力分布與氣動(dòng)特性比較如圖3和表1所示。表1翼型修改前后氣動(dòng)特性比較翼型升力系數(shù)力矩系數(shù)初始翼型0.49846-0.75153E-02修改后0.49480-0.65791E-02新的翼型低速最大升力系數(shù)與阻力發(fā)散特性比較如圖4-8所示，可見(jiàn)修改前后對(duì)翼型力矩改善作用明顯，但其他方面的氣動(dòng)特性基本沒(méi)有降低。盡管上面已經(jīng)示出和描述了本發(fā)明的實(shí)施例，可以理解的是，上述實(shí)施例是示例性的，不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員在不脫離本發(fā)明的原理和宗旨的情況下在本發(fā)明的范圍內(nèi)可以對(duì)上述實(shí)施例進(jìn)行變化、修改、替換和變型。當(dāng)前第1頁(yè)1 2 3