通过局部参数化修型控制旋翼翼型俯仰力矩的方法与流程

本发明涉及旋翼翼型设计领域，具体为一种通过局部参数化修型控制旋翼翼型俯仰力矩的方法。
背景技术：
：旋翼翼型是旋翼桨叶气动外形基本元素，对直升机旋翼流场和气动特性有着重要的影响，是直升机研制的关键技术之一。旋翼翼型的俯仰力矩直接影响了旋翼的俯仰力矩，进而决定了旋翼周期变距机械装置和动力装置的重量、尺寸。过大的俯仰力矩将导致变矩装置过重，功率需求太大，影响直升机的航程与航时。因此力矩特性是旋翼翼型的关键特性之一。当前国内外设计的旋翼翼型通常都存在俯仰力矩过大的问题，主要原因是一方面是设计时力矩约束给的不够，导致全面评估力矩特性时在某些状态下力矩特性不满足要求，另一方面是数值计算与风洞试验在力矩特性预测方面存在一定的误差，可能数值计算是满足设计要求的，但风洞试验结果表明不满足设计要求。因此存在对翼型进行修型以调整俯仰力矩的需求。如果翼型不满足力矩约束条件，通常的处理方法是重新进行优化，加强力矩约束，或者通过手工修型。重新优化设计存在的问题是工作量大，需要大量的计算资源和人力成本，且优化结果不一定能满足设计要求，比如最大升力系数可能会下降，阻力发散马赫数附近的阻力值可能会增加等。手工修型存在的问题是可能导致翼型外形不光滑，导致压力分布不光滑，同时手工修型效率低，工作量大。技术实现要素：为解决现有技术存在的问题，本发明提出了一种通过局部参数化修型控制旋翼翼型俯仰力矩的方法，对翼型后缘下表面进行局部参数化，利用参数对参数化的局部外形进行快速修型，获得新的光滑的几何外形，再基于新的外形进行气动特性分析并精确控制翼型俯仰力矩，是一种快速修型以满足翼型俯仰力矩设计要求且其他特性基本保持不变的方法。本发明的技术方案为：所述一种通过局部参数化修型控制旋翼翼型俯仰力矩的方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：选择待修型的基准翼型，所述基准翼型满足最大升力系数、升阻比设计要求；步骤2：对基准翼型后缘下表面X坐标区间(a，b)内的曲线进行参数，其中a取值范围为(0.88,0.92)，b取值范围(0.98,1.0)：步骤2.1：将区间(a，b)内的基准翼型下表面曲线的X坐标通过线性变换为(0,1)区间，Y坐标保持不变；步骤2.2：选择设计变量，利用Hicks-Henne型函数，在步骤2.1变换得到的(0,1)区间内生成一个Y坐标扰动曲线；步骤2.3：将步骤2.2得到的Y坐标扰动曲线变换回(a，b)区间后，叠加到基准翼型后缘下表面(a，b)区间内点的Y坐标上，得到新的翼型；步骤3：对获得的新的翼型进行气动特性评估，检验力矩特性是否满足要求，如果不满足，对选取的设计变量进行调整，然后返回步骤2.2，直到力矩特性满足要求。进一步的优选方案，所述一种通过局部参数化修型控制旋翼翼型俯仰力矩的方法，其特征在于：步骤2中将Y坐标扰动曲线叠加到基准翼型后缘下表面，得到的新的翼型下表面Y坐标表达式为：其中yl0(x)为基准翼型后缘下表面函数，N为设计变量个数，ck为设计变量，fk(x)为Hicks-Henne型函数：fk(x)＝sin4(πxe(k))其中xk为Hicks-Henne型函数的参数变量。进一步的优选方案，所述一种通过局部参数化修型控制旋翼翼型俯仰力矩的方法，其特征在于：步骤3中对获得的新的翼型进行气动特性评估，评估要求力矩特性满足设计要求，且最大升力系数和升阻比不能对应低于基准翼型最大升力系数和升阻比的99.2％。有益效果本发明通过对翼型后缘下表面进行局部参数化，利用参数对参数化的局部外形进行快速修型，获得新的光滑的几何外形，再基于新的外形进行气动特性分析并精确控制翼型俯仰力矩。本发明采用了将Hicks-Henne型函数叠加到翼型后缘下表面的方法，能够保证外形光滑，对俯仰力矩改善具有明显效果，同时对其他气动特性影响不大。实施例通过计算证明了本发明的有效性。本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。附图说明本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：图1翼型修改前后几何外形比较图；图2翼型修改前后几何外形比较局部放大图；图3翼型修改前后压力分布比较图；图4低速最大升力系数比较；图5低速俯仰力矩系数比较；图6低速升阻比比较；图7零升力矩系数比较；图8零升阻力系数比较。具体实施方式下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。本发明的目的是实现对旋翼翼型的快速修型，使其满足俯仰力矩的设计要求，同时对其他气动特性不产生大的影响。为此，本发明提出了一种通过局部参数化修型控制旋翼翼型俯仰力矩的方法，对翼型后缘下表面进行局部参数化，利用参数对参数化的局部外形进行快速修型，获得新的光滑的几何外形，再基于新的外形进行气动特性分析并精确控制翼型俯仰力矩，是一种快速修型以满足翼型俯仰力矩设计要求且其他特性基本保持不变的方法。具体包括以下步骤：步骤1：选择待修型的基准翼型，所述基准翼型满足最大升力系数、升阻比设计要求；步骤2：对基准翼型后缘下表面X坐标区间(a，b)内的曲线进行参数，其中a取值范围为(0.88,0.92)，b取值范围(0.98,1.0)：步骤2.1：将区间(a，b)内的基准翼型下表面曲线的X坐标通过线性变换为(0,1)区间，Y坐标保持不变；步骤2.2：选择设计变量，利用Hicks-Henne型函数，在步骤2.1变换得到的(0,1)区间内生成一个Y坐标扰动曲线；步骤2.3：将步骤2.2得到的Y坐标扰动曲线变换回(a，b)区间后，叠加到基准翼型后缘下表面(a，b)区间内点的Y坐标上，得到新的翼型；步骤3：对获得的新的翼型进行气动特性评估，检验力矩特性是否满足要求，如果不满足，对选取的设计变量进行调整，然后返回步骤2.2，直到力矩特性满足要求。进一步的，步骤2中将Y坐标扰动曲线叠加到基准翼型后缘下表面，得到的新的翼型下表面Y坐标表达式为：其中yl0(x)为基准翼型后缘下表面函数，N为设计变量个数，ck为设计变量，fk(x)为Hicks-Henne型函数：fk(x)＝sin4(πxe(k))其中xk为Hicks-Henne型函数的参数变量。进一步的，在步骤3中对获得的新的翼型进行气动特性评估，评估要求力矩特性满足设计要求，且最大升力系数和升阻比不能对应低于基准翼型最大升力系数和升阻比的99.2％。基于上述步骤说明，下面给出具体实施例：本实施例的基准翼型通过优化得到，其最大升力系数、升阻比满足设计要求，外形如图1中Originalfoil所示。对基准翼型后缘下表面X坐标区间(0.9,1.0)内的曲线进行参数：首先，将区间(0.9,1.0)内的基准翼型下表面曲线的X坐标通过线性变换为(0,1)区间，Y坐标保持不变；其次，选择设计变量，利用Hicks-Henne型函数，在步骤2.1变换得到的(0,1)区间内生成一个Y坐标扰动曲线；最后，将步骤2.2得到的Y坐标扰动曲线变换回(a，b)区间后，叠加到基准翼型后缘下表面(a，b)区间内点的Y坐标上，得到新的翼型。得到的新的翼型下表面Y坐标表达式为：其中yl0(x)为基准翼型后缘下表面函数，N＝2，ck为设计变量，初始值取c1＝0.0005，c2＝0.0002，fk(x)为Hicks-Henne型函数：fk(x)＝sin4(πxe(k))其中x1＝0.6，x2＝0.75。对获得的新的翼型进行气动特性评估，检验力矩特性是否满足要求，并且要求其他方面的气动特性基本没有降低，本实施例中评判标准是最大升力系数和升阻比不能对应低于基准翼型最大升力系数和升阻比的99.2％。如果不满足上述标准，对选取的设计变量ck进行调整，然后返回迭代计算，直到力矩特性满足要求。本实施例得到的满足要求的新的翼型如图1中Newfoil所示，放大图如图2所示。本实施例中的计算状态为Ma＝0.5，Alpha＝3.0°，Re＝2.4E6，修改前后的压力分布与气动特性比较如图3和表1所示。表1翼型修改前后气动特性比较翼型升力系数力矩系数初始翼型0.49846-0.75153E-02修改后0.49480-0.65791E-02新的翼型低速最大升力系数与阻力发散特性比较如图4-8所示，可见修改前后对翼型力矩改善作用明显，但其他方面的气动特性基本没有降低。尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。当前第1页1 2 3