一种基于流动转捩的层流翼型Re数效应修正方法与流程

本发明涉及飞机气动数据采集技术领域，具体的说，是一种基于流动转捩的层流翼型re数效应修正方法。

背景技术：

风洞试验是获取飞机气动数据最直接有效的手段。风洞试验一般使用缩比模型，风洞模型尺寸的缩小以及风洞流场不同于真实大气的固有特性等限制，使得风洞试验的re数与飞机真实飞行re数存在较大的差异。因此必须对风洞试验数据进行re数效应修正。

目前，国内拥有较为成熟的有人驾驶战斗机re数效应修正方法。该方法是上个世纪70年代，中国空气动力研究与发展中心在参照国外的经验并结合国内飞机飞行试验、风洞试验研究成果的基础上，总结出的有人驾驶战斗机的re数效应修正方法。战斗机多采用较薄的翼型，在大气中飞行时，机翼表面附面层近似于全紊流。re数主要对机翼表面摩擦阻力产生较大影响，基本不影响机翼表面流态，因而对飞机的升力特性和纵向力矩特性等影响可忽略。在试验数据修正中，一般只对最小阻力做re数修正。通常在风洞试验时，采用人工在机翼前缘贴转捩带的方式实现模型的近似全紊流，从而使模型附面层状态与真实飞行器一致，这样re数对全机最小阻力的影响简化成全紊流状态下re数对全机不可压型阻的影响，re数和表面摩阻呈双对数曲线关系，通过增压试验手段可外插获得。

现今民用飞机和高空、高速无人机等，为追求高的巡航效率，一般采用高升阻比层流翼型或超临界层流复合翼型。层流翼型具有前缘半径较小，上表面较为平坦，最大厚度位置更靠后的外形特点，因此可以在翼面上建立适当的顺压梯度，有效抑制层流边界层内的不稳定因素从而推迟转捩的发生，在设计点(巡航状态)层流翼型表面一般能保持40％～70％弦长的层流流动。研究表明，在设计点下层流机翼的阻力比普通紊流机翼的阻力可以减小一半以上。但当偏离设计点较多时，自然层流区趋于消失，阻力会迅速增大。试验研究表明，层流翼型的re效应呈现复杂的非单调性，re数影响层流翼型的流场结构及压力分布，进而影响飞机的宏观气动特性，除此之外re数还会对层流翼型的转捩位置产生影响，进而对飞机的升力、阻力、纵向力矩产生影响。因此前述的有人战斗机re数效应修正方法不再适用于采用了层流翼型的飞机。

技术实现要素：

本发明为了弥补现有re数效应修正方法不能满足层流翼型无人机re数效应修正的技术空白，提供了一种基于流动转捩的层流翼型re数效应修正方法，相对于传统有人驾驶战斗机不考虑机翼表面流态影响的re数效应修正方法，本发明所述的re数效应修正方法考虑了re数对机翼流动转捩位置产生影响进而对飞机升力、阻力、纵向力矩的影响效应，有效提升层流翼型飞机re数效应修正的准确性，保障飞行安全。

本发明通过下述技术方案实现：

一种基于流动转捩的层流翼型re数效应修正方法，主要分为机翼特性分析和数据修正两个步骤；具体是指，先运用cfd仿真技术获取层流翼型飞机全re数范围内的气动特性，确定层流翼型飞机的临界re，进行机翼特性分析；再通过增压试验与强制转捩试验相结合的手段，分步获取层流翼型飞机re数效应修正量；最后根据re数效应修正量完成风洞试验数据的re数效应修正。

一种基于流动转捩的层流翼型re数效应修正方法，包括以下步骤：

步骤s100：机翼特性分析；

步骤s200：数据修正。

所述步骤s100的机翼特性分析具体包括以下步骤：

步骤s110：根据飞机的飞行包线，确定飞机的飞行re数范围；

步骤s120：运用cfd仿真技术，计算飞行re数范围内层流机翼气动特性，获取真实飞行状态下机翼上表面层流区域xn.jy(巡航α)随re数的变化曲线，机翼升力系数cl(巡航α)随re数的变化曲线、机翼阻力系数cd(巡航α)随re数的变化曲线、机翼升阻比k(巡航α)随re数的变化曲线；

步骤s130：观察步骤s120中各个变化曲线，在多个re数中选取临界re数；

其中，临界re数同时满足以下三个条件：

条件a：小于临界re数时，机翼上表面的层流区域基本保持不变，但机翼气动性能很差；

条件b：随着re数的增加，逐渐消除了气流附面层内扩压分离和扩压-激波分离，升力增大，阻力降低，升阻比提高；

条件c：大于临界re数后，层流区域随着re数的增大而减少，层流转捩点逐渐前移，升力减小，阻力增大，升阻比下降，最终机翼上表面变为全紊流状态。

所述步骤s200的所述数据修正过程中，先根据飞机的飞行包线，对真实飞行的高度、飞行m数对应的真实飞行re数进行判定，再根据真实飞行re数和临界re数二者的大小关系选择以下方式中的一种方式获取层流翼型飞机re数效应修正量：

方式一：若真实飞行re数小于临界re数，在试验时采用增压试验将试验re数提高到真实飞行re数或更接近于真实飞行re，直接获取试验数据中的层流翼型飞机re数效应修正量；

方式二：若真实飞行re数大于或等于临界re数，则采用增压试验将试验re数提高到临界re数或更接近于临界re，以此数据作为基准数据；再通过在机翼表面不同弦向位置人工贴转捩带的方法进行强制转捩试验，获取因转捩位置变化而引起的升力、阻力及纵向力矩增量，叠加在基准数据上，获取试验数据中的层流翼型飞机re数效应修正量。

进一步地，所述re数效应修正包括升力系数cl修正、最小阻力系数cdmin修正、纵向力矩系数cm修正。

一、所述升力系数cl修正的具体步骤如下：

步骤a1：在试验过程中增加适当压力将试验re数提高到临界re数或更接近临界re数，获取基准状态的升力系数cl_增压；

步骤a2：确定修正的飞行高度、飞行m数，计算对应的真实re数，结合真实飞行状态下机翼上表面层流区域随re数的变化曲线，获取真实re数对应的自由转捩位置xn_自由转捩_cfd，同时获取临界re数对应的自由转捩位置xn_自由转捩_临界，求出自由转捩位置xn_自由转捩_cfd与自由转捩位置xn_自由转捩_临界的差量δxn；

步骤a3：对层流翼型飞机进行常压风洞试验，获取自由转捩状态下飞机的气动力特性，得到对应的升力线斜率clα_自由转捩_常压试验以及零升迎角α0_自由转捩_常压试验；

步骤a4：在常压风洞试验状态下，通过在机翼表面不同弦向位置贴转捩带进行强制转捩，获取升力线斜率clα及零升迎角α0随转捩位置变化规律曲线；再通过将步骤a3获取的对应升力线斜率clα_自由转捩_常压试验及零升迎角α0_自由转捩_常压试验带入本步骤中获取的升力线斜率clα及零升迎角α0随转捩位置变化规律曲线进行插值，得到自由转捩位置xn_自由转捩_常压试验，该位置即可视为临界re数对应的自由转捩位置；

步骤a5：用步骤a4获取的自由转捩位置xn_自由转捩_常压试验加上步骤a2获取的差量δxn，得到新的自由转捩位置xn_强制转捩_常压试验，该位置即为真实飞行高度、飞行m数下对应的自由转捩位置；通过将新的自由转捩位置xn_强制转捩_常压试验在升力线斜率clα及零升迎角α0随转捩位置变化规律曲线上进行插值，得到对应的新的升力线斜率clα_强制转捩_常压试验及零升迎角α0_强制转捩_常压试验，即可求出升力线斜率clα_强制转捩_常压试验与升力线斜率clα_自由转捩_常压试验的差量δclα_强制转捩，零升迎角α0_强制转捩_常压试验与零升迎角α0_自由转捩_常压试验的差量δα0_强制转捩；

步骤a6：由零升迎角差量δα0_强制转捩、巡航迎角α、零升迎角α0_自由转捩_常压试验、升力线斜率差量δclα_强制转捩、升力线斜率clα_自由转捩_常压试验计算出升力系数cl的修正量δcl_强制转捩，

即δcl_强制转捩＝-δα0_强制转捩×clα_自由转捩_常压试验+δclα_强制转捩×(α-α0_自由转捩_常压试验)；

步骤a7：叠加步骤a1中的基准状态的升力系数cl_增压和步骤a6中的升力系数cl的修正量δcl_强制转捩，即cl_re＝cl_增压+δcl_强制转捩；得到修正后的升力系数cl_re，完成升力系数的修正。

二、所述最小阻力系数cdmin修正的具体步骤如下：

步骤b1：在试验过程中增加适当压力将试验re数提高到临界re数或更接近临界re数，获取基准状态的最小阻力系数cd_增压；

步骤b2：确定修正的飞行高度、飞行m数，计算对应的真实re数，结合真实飞行状态下机翼上表面层流区域随re数的变化曲线，获取真实re数对应的自由转捩位置xn_自由转捩_cfd，同时获取临界re数对应的自由转捩位置xn_自由转捩_临界，求出自由转捩位置xn_自由转捩_cfd与自由转捩位置xn_自由转捩_临界的差量δxn；

步骤b3：对层流翼型飞机进行常压风洞试验，获取自由转捩状态下飞机的气动力特性，得到对应的最小阻力系数cdα_自由转捩_常压试验以及零升迎角α0_自由转捩_常压试验；

步骤b4：在常压风洞试验状态下，通过在机翼表面不同弦向位置贴转捩带进行强制转捩，获取最小阻力系数cdα及零升迎角α0随转捩位置变化规律曲线；再通过将步骤b3获取的对应最小阻力系数cdα_自由转捩_常压试验及零升迎角α0_自由转捩_常压试验带入本步骤中获取的最小阻力系数cdα及零升迎角α0随转捩位置变化规律曲线进行插值，得到自由转捩位置xn_自由转捩_常压试验，该位置即可视为临界re数对应的自由转捩位置；

步骤b5：用步骤b4获取的自由转捩位置xn_自由转捩_常压试验加上步骤b2获取的差量δxn，得到新的自由转捩位置xn_强制转捩_常压试验，该位置即为真实飞行高度、飞行m数下对应的自由转捩位置；通过将新的自由转捩位置xn_强制转捩_常压试验在最小阻力系数cdα及零升迎角α0随转捩位置变化规律曲线上进行插值，得到对应的新的最小阻力系数cdα_强制转捩_常压试验及零升迎角α0_强制转捩_常压试验，即可求出最小阻力系数cdα_强制转捩_常压试验与最小阻力系数cdα_自由转捩_常压试验的差量δcdα_强制转捩，零升迎角α0_强制转捩_常压试验与零升迎角α0_自由转捩_常压试验的差量δα0_强制转捩；

步骤b6：由零升迎角差量δα0_强制转捩、巡航迎角α、零升迎角α0_自由转捩_常压试验、最小阻力系数差量δcdα_强制转捩、最小阻力系数cdα_自由转捩_常压试验计算出最小阻力系数cd的修正量δcd_强制转捩，

即δcd_强制转捩＝-δα0_强制转捩×cdα_自由转捩_常压试验+δcdα_强制转捩×(α-α0_自由转捩_常压试验)；

步骤b7：叠加步骤b1中的基准状态的最小阻力系数cd_增压和步骤b6中的最小阻力系数cd的修正量δcd_强制转捩，即cd_re＝cd_增压+δcd_强制转捩；得到修正后的最小阻力系数cd_re，完成最小阻力系数的修正。

三、所述纵向力矩系数cm修正的具体步骤如下：

步骤c1：在试验过程中增加适当压力将试验re数提高到临界re数或更接近临界re数，获取基准状态的纵向力矩系数cm_增压；

步骤c2：确定修正的飞行高度、飞行m数，计算对应的真实re数，结合真实飞行状态下机翼上表面层流区域随re数的变化曲线，获取真实re数对应的自由转捩位置xn_自由转捩_cfd，同时获取临界re数对应的自由转捩位置xn_自由转捩_临界，求出自由转捩位置xn_自由转捩_cfd与自由转捩位置xn_自由转捩_临界的差量δxn；

步骤c3：对层流翼型飞机进行常压风洞试验，获取自由转捩状态下飞机的气动力特性，得到对应的纵向力矩系数cmα_自由转捩_常压试验和零升力矩系数cm(α＝0)_自由转捩_常压试验；

步骤c4：在常压风洞试验状态下，通过在机翼表面不同弦向位置贴转捩带进行强制转捩，获取纵向力矩系数cmα及零升力矩系数cm(α＝0)随转捩位置变化规律曲线；再通过将步骤c3获取的对应纵向力矩系数cmα_自由转捩_常压试验及零升力矩系数cm(α＝0)_自由转捩_常压试验带入本步骤中获取的纵向力矩系数cmα随转捩位置变化规律曲线进行插值，得到自由转捩位置xn_自由转捩_常压试验，该位置即可视为临界re数对应的自由转捩位置；

步骤c5：用步骤c4获取的自由转捩位置xn_自由转捩_常压试验加上步骤c2获取的差量δxn，得到新的自由转捩位置xn_强制转捩_常压试验，该位置即为真实飞行高度、飞行m数下对应的自由转捩位置；通过将新的自由转捩位置xn_强制转捩_常压试验在纵向力矩系数cmα随转捩位置变化规律曲线上进行插值，得到对应的新的纵向力矩系数cmα_强制转捩_常压试验和新的零升力矩cm(α＝0)_强制转捩_常压试验，即可求出纵向力矩系数cmα_强制转捩_常压试验与纵向力矩系数cmα_自由转捩_常压试验的差量δcmα_强制转捩；同时得到零升力矩系数cm(α＝0)_强制转捩_常压试验与零升力矩系数cm(α＝0)_自由转捩_常压试验的差量δcm(α＝0)_强制转捩

步骤c6：由巡航迎角α、零升力矩系数差量δcm0_强制转捩、纵向力矩系数差量δcmα_强制转捩计算出纵向力矩系数cm的修正量δcm_强制转捩，

即δcm_强制转捩＝δcm(α＝0)_强制转捩+δcmα_强制转捩×α；

步骤c7：叠加步骤c1中的基准状态的纵向力矩系数cm_增压和步骤c6中的纵向力矩系数cm的修正量δcm_强制转捩，即cm_re＝cm_增压+δcm_强制转捩；得到修正后的纵向力矩系数cm_re，完成纵向力矩系数的修正。

一种基于流动转捩的超临界层流复合翼型re数效应修正方法，主要分为机翼特性分析和数据修正两个步骤；具体是指，先运用cfd仿真技术获取层流翼型飞机全re数范围内的气动特性，确定层流翼型飞机的临界re，进行机翼特性分析；再通过增压试验与强制转捩试验相结合的手段，分步获取层流翼型飞机re数效应修正量；最后根据re数效应修正量完成风洞试验数据的re数效应修正。

本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：

(1)本发明既考虑了re数影响层流翼型的流场结构及压力分布，还考虑了re数对层流翼型转捩位置的影响，直接针对层流翼型的流动特性，提升层流翼型飞机的re数修正方法的准确性。

(2)本发明运用cfd仿真手段获取层流翼型机翼在全re数范围内的气动特性，直接获取机翼表面流动机理和气动特性，直观有效。

(3)本发明通过增压试验与强制转捩试验相结合的手段，分步获取层流翼型飞机re数效应修正量，数据真实可靠；并且通过强制转捩实现了高re数主要效应的体现，极大减少增压风洞试验的条次，大量节约试验费用。

(4)本发明可运用于高升阻比层流翼型和超临界层流复合翼型等各类高巡航效率的飞机，应用范围广。

附图说明

图1为本发明所述的一种基于流动转捩的层流翼型re数效应修正方法的流程示意图。

图2是飞机的飞行包线。

图3是cfd仿真计算的机翼上表面层流区域xn.jy(巡航α)随re数的变化曲线。

图4是cfd仿真计算的机翼升力系数cl(巡航α)随re数的变化曲线。

图5是cfd仿真计算的机翼阻力系数cd(巡航α)随re数的变化曲线。

图6是cfd仿真计算的机翼升阻比k(巡航α)随re数的变化曲线。

图7是强制转捩试验的照片。

图8是强制转捩试验获取的升力线斜率clα与转捩位置关系曲线。

图9是强制转捩试验获取的最小阻力系数cdmin与转捩位置关系曲线。

图10是强制转捩试验获取的零升迎角α0与转捩位置关系曲线。

图11是强制转捩试验获取的零升力矩cm(α＝0)与转捩位置关系曲线。

图12是强制转捩试验获取的纵向力矩导数cmα与转捩位置关系曲线。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步地详细说明，但本发明的实施方式不限于此。

实施例1：

本实施例提供了一种基于流动转捩的层流翼型re数效应修正方法，下文所述方法均是在某一m数下执行，每个飞行m数均要完整执行该程序。

所述基于流动转捩的层流翼型re数效应修正方法，主要分为机翼特性分析和数据修正两个步骤；具体是指，先运用cfd仿真技术获取层流翼型飞机全re数范围内的气动特性，确定层流翼型飞机的临界re，进行机翼特性分析；再通过增压试验与强制转捩试验相结合的手段，分步获取层流翼型飞机re数效应修正量；最后根据re数效应修正量完成风洞试验数据的re数效应修正。

一种基于流动转捩的层流翼型re数效应修正方法的流程图如图1所示，包括以下步骤：

步骤s100：机翼特性分析；

步骤s200：数据修正。

所述步骤s100的机翼特性分析具体包括以下步骤：

步骤s110：根据飞机的飞行包线，确定飞机的飞行re数范围，如图2所示；

步骤s120：运用cfd仿真技术，计算飞行re数范围内层流机翼气动特性，获取真实飞行状态下机翼上表面层流区域xn.jy(巡航α)随re数的变化曲线、机翼升力系数cl(巡航α)随re数的变化曲线、机翼阻力系数cd(巡航α)随re数的变化曲线、机翼升阻比k(巡航α)随re数的变化曲线；

其中，真实飞行状态下机翼上表面层流区域xn.jy(巡航α)随re数的变化曲线如图3所示；

真实飞行状态下机翼升力系数cl(巡航α)随re数的变化曲线如图4所示；

真实飞行状态下机翼阻力系数cd(巡航α)随re数的变化曲线如图5所示；

真实飞行状态下机翼升阻比k(巡航α)随re数的变化曲线如图6所示；

步骤s130：观察步骤s120中各个变化曲线，在多个re数中选取临界re数。

通过观察曲线可知，在小于某一re数时，机翼上表面的层流区域基本保持不变，但机翼气动性能很差。随着re数的增加，逐渐消除了气流附面层内扩压分离和扩压-激波分离，升力增大，阻力降低，升阻比提高。当大于某一re数后，层流区域随着re数的增大而减少，层流转捩点逐渐前移，升力减小，阻力增大，升阻比下降，最终机翼上表面变为全紊流状态。

也就是说，如图3所示，临界re数同时满足以下三个条件：

条件a：小于临界re数时，机翼上表面的层流区域基本保持不变，但机翼气动性能很差；

条件b：随着re数的增加，逐渐消除了气流附面层内扩压分离和扩压-激波分离，升力增大，阻力降低，升阻比提高；

条件c：大于临界re数后，层流区域随着re数的增大而减少，层流转捩点逐渐前移，升力减小，阻力增大，升阻比下降，最终机翼上表面变为全紊流状态。

所述步骤s200进行数据修正。所述数据修正过程中，先根据飞机的飞行包线，对真实飞行的高度、飞行m数对应的真实飞行re数进行判定，再根据真实飞行re数和临界re数二者的大小关系选择以下方式中的一种方式获取层流翼型飞机re数效应修正量

方式一：若真实飞行re数小于临界re数，在试验时采用增压试验将试验re数提高到真实飞行re数或更接近于真实飞行re，直接获取试验数据中的层流翼型飞机re数效应修正量；

方式二：若真实飞行re数大于或等于临界re数，则采用增压试验将试验re数提高到临界re数或更接近于临界re，以此数据作为基准数据；再通过在机翼表面不同弦向位置人工贴转捩带的方法进行强制转捩试验，获取因转捩位置变化而引起的升力、阻力及纵向力矩增量，叠加在基准数据上，获取试验数据中的层流翼型飞机re数效应修正量；

其中，在机翼表面不同弦向位置贴转捩带进行强制转捩试验，如图7所示。

也就是说，步骤s200进行数据修正时，根据真实飞行高度、飞行m数对应的re数与临界re数的关系不同，有方式一、方式二两种实施途径。

该实施例结合实施例2、实施例3、实施例4的内容，成功运用于两型无人机的re数效应修正，通过试飞验证，证明了该发明所述的基于流动转捩的层流翼型re数效应修正方法的合理性和准确性。

实施例2：

本实施例在实施例1的基础上，进一步优化，所述re数效应修正包括升力系数cl修正、最小阻力系数cdmin修正、纵向力矩系数cm修正。

一、以机翼的升力系数cl修正为例，其具体步骤如下：

步骤a1：在试验过程中增加适当压力将试验re数提高到临界re数或更接近临界re数，获取基准状态的升力系数cl_增压；

步骤a2：确定修正的飞行高度、飞行m数，计算对应的真实re数，结合如图3所示的真实飞行状态下机翼上表面层流区域随re数的变化曲线，获取真实re数对应的自由转捩位置xn_自由转捩_cfd，同时获取临界re数对应的自由转捩位置xn_自由转捩_临界，求出自由转捩位置xn_自由转捩_cfd与自由转捩位置xn_自由转捩_临界的差量δxn；

步骤a3：对层流翼型飞机进行常压风洞试验，获取自由转捩状态下飞机的气动力特性，得到对应的升力线斜率clα_自由转捩_常压试验以及零升迎角α0_自由转捩_常压试验；

步骤a4：在常压风洞试验状态下，通过在机翼表面不同弦向位置贴转捩带进行强制转捩，获取如图8、图10所示的升力线斜率clα及零升迎角α0随转捩位置变化规律曲线；再通过将步骤a3获取的对应升力线斜率clα_自由转捩_常压试验及零升迎角α0_自由转捩_常压试验带入本步骤中获取的升力线斜率clα及零升迎角α0随转捩位置变化规律曲线进行插值，得到自由转捩位置xn_自由转捩_常压试验，该位置即可视为临界re数对应的自由转捩位置；

步骤a5：用步骤a4获取的自由转捩位置xn_自由转捩_常压试验加上步骤a2获取的差量δxn，得到新的自由转捩位置xn_强制转捩_常压试验，该位置即为真实飞行高度、飞行m数下对应的自由转捩位置；通过将新的自由转捩位置xn_强制转捩_常压试验在升力线斜率clα及零升迎角α0随转捩位置变化规律曲线上进行插值，得到如图8、图10所示的对应的新的升力线斜率clα_强制转捩_常压试验及零升迎角α0_强制转捩_常压试验，即可求出升力线斜率clα_强制转捩_常压试验与升力线斜率clα_自由转捩_常压试验的差量δclα_强制转捩，零升迎角α0_强制转捩_常压试验与零升迎角α0_自由转捩_常压试验的差量δα0_强制转捩；

步骤a6：由零升迎角差量δα0_强制转捩、巡航迎角α、零升迎角α0_自由转捩_常压试验、升力线斜率差量δclα_强制转捩、升力线斜率clα_自由转捩_常压试验通过公式(1)计算出升力系数cl的修正量δcl_强制转捩；

δcl_强制转捩＝-δα0_强制转捩×clα_自由转捩_常压试验+δclα_强制转捩×(α-α0_自由转捩_常压试验)公式(1)；

步骤a7：通过公式(2)叠加步骤a1中的基准状态的升力系数cl_增压和步骤a6中的升力系数cl的修正量δcl_强制转捩，得到修正后的升力系数cl_re，完成升力系数的修正；

cl_re＝cl_增压+δcl_强制转捩公式(2)。

本实施例的其他部分与实施例1相同，故不再赘述。

实施例3：

同理，机翼的阻力系数的修正可沿用实施例2中步骤，运用公式(3)修正得到机翼的阻力系数；

cdmin_re＝cdmin_增压+δcdmin_强制转捩公式(3)。

具体的，步骤b1：在试验过程中增加适当压力将试验re数提高到临界re数或更接近临界re数，获取基准状态的最小阻力系数cd_增压；

步骤b2：确定修正的飞行高度、飞行m数，计算对应的真实re数，结合真实飞行状态下机翼上表面层流区域随re数的变化曲线，获取真实re数对应的自由转捩位置xn_自由转捩_cfd，同时获取临界re数对应的自由转捩位置xn_自由转捩_临界，求出自由转捩位置xn_自由转捩_cfd与自由转捩位置xn_自由转捩_临界的差量δxn；

步骤b3：对层流翼型飞机进行常压风洞试验，获取自由转捩状态下飞机的气动力特性，得到对应的最小阻力系数cdα_自由转捩_常压试验以及零升迎角α0_自由转捩_常压试验；

步骤b4：在常压风洞试验状态下，通过在机翼表面不同弦向位置贴转捩带进行强制转捩，获取最小阻力系数cdα及零升迎角α0随转捩位置变化规律曲线；再通过将步骤b3获取的对应最小阻力系数cdα_自由转捩_常压试验及零升迎角α0_自由转捩_常压试验带入本步骤中获取的最小阻力系数cdα及零升迎角α0随转捩位置变化规律曲线进行插值，得到自由转捩位置xn_自由转捩_常压试验，该位置即可视为临界re数对应的自由转捩位置；

步骤b5：用步骤b4获取的自由转捩位置xn_自由转捩_常压试验加上步骤b2获取的差量δxn，得到新的自由转捩位置xn_强制转捩_常压试验，该位置即为真实飞行高度、飞行m数下对应的自由转捩位置；通过将新的自由转捩位置xn_强制转捩_常压试验在最小阻力系数cdα及零升迎角α0随转捩位置变化规律曲线上进行插值，得到如图9、图10所示的对应的新的最小阻力系数cdα_强制转捩_常压试验及零升迎角α0_强制转捩_常压试验，即可求出最小阻力系数cdα_强制转捩_常压试验与最小阻力系数cdα_自由转捩_常压试验的差量δcdα_强制转捩，零升迎角α0_强制转捩_常压试验与零升迎角α0_自由转捩_常压试验的差量δα0_强制转捩；

步骤b6：由零升迎角差量δα0_强制转捩、巡航迎角α、零升迎角α0_自由转捩_常压试验、最小阻力系数差量δcdα_强制转捩、最小阻力系数cdα_自由转捩_常压试验计算出最小阻力系数cd的修正量δcd_强制转捩，

即δcd_强制转捩＝-δα0_强制转捩×cdα_自由转捩_常压试验+δcdα_强制转捩×(α-α0_自由转捩_常压试验)；

步骤b7：叠加步骤b1中的基准状态的最小阻力系数cd_增压和步骤b6中的最小阻力系数cd的修正量δcd_强制转捩，即cd_re＝cd_增压+δcd_强制转捩；得到修正后的最小阻力系数cd_re，完成最小阻力系数的修正。

本实施例的其他部分与实施例1相同，故不再赘述。

实施例4：

同理，纵向力矩系数cm的修正可沿用实施例2或实施例3中步骤，运用公式(4)和公式(5)修正得到纵向力矩系数cm_re。

cm_re＝cm_增压+δcm_强制转捩公式(4)；

δcm_强制转捩＝δcm(α＝0)_强制转捩+δcmα_强制转捩×α公式(5)。

具体的，所述纵向力矩系数cm修正的具体步骤如下：

步骤c1：在试验过程中增加适当压力将试验re数提高到临界re数或更接近临界re数，获取基准状态的纵向力矩系数cm_增压；

步骤c2：确定修正的飞行高度、飞行m数，计算对应的真实re数，结合真实飞行状态下机翼上表面层流区域随re数的变化曲线，获取真实re数对应的自由转捩位置xn_自由转捩_cfd，同时获取临界re数对应的自由转捩位置xn_自由转捩_临界，求出自由转捩位置xn_自由转捩_cfd与自由转捩位置xn_自由转捩_临界的差量δxn；

步骤c3：对层流翼型飞机进行常压风洞试验，获取自由转捩状态下飞机的气动力特性，得到对应的纵向力矩系数cmα_自由转捩_常压试验和零升力矩系数cm(α＝0)_自由转捩_常压试验；

步骤c4：在常压风洞试验状态下，通过在机翼表面不同弦向位置贴转捩带进行强制转捩，获取纵向力矩系数cmα及零升力矩系数cm(α＝0)随转捩位置变化规律曲线；再通过将步骤c3获取的对应纵向力矩系数cmα_自由转捩_常压试验及零升力矩系数cm(α＝0)_自由转捩_常压试验带入本步骤中获取的纵向力矩系数cmα随转捩位置变化规律曲线进行插值，得到自由转捩位置xn_自由转捩_常压试验，该位置即可视为临界re数对应的自由转捩位置；

步骤c5：用步骤c4获取的自由转捩位置xn_自由转捩_常压试验加上步骤c2获取的差量δxn，得到新的自由转捩位置xn_强制转捩_常压试验，该位置即为真实飞行高度、飞行m数下对应的自由转捩位置；通过将新的自由转捩位置xn_强制转捩_常压试验在纵向力矩系数cmα随转捩位置变化规律曲线上进行插值，得到如图11、图12所示的对应的新的纵向力矩系数cmα_强制转捩_常压试验和新的零升力矩cm(α＝0)_强制转捩_常压试验，即可求出纵向力矩系数cmα_强制转捩_常压试验与纵向力矩系数cmα_自由转捩_常压试验的差量δcmα_强制转捩；同时得到零升力矩系数cm(α＝0)_强制转捩_常压试验与零升力矩系数cm(α＝0)_自由转捩_常压试验的差量δcm(α＝0)_强制转捩

步骤c6：由巡航迎角α、零升力矩系数差量δcm(α＝0)_强制转捩、纵向力矩系数差量δcmα_强制转捩计算出纵向力矩系数cm的修正量δcm_强制转捩，

即δcm_强制转捩＝δcm(α＝0)_强制转捩+δcmα_强制转捩×α；

步骤c7：叠加步骤c1中的基准状态的纵向力矩系数cm_增压和步骤c6中的纵向力矩系数cm的修正量δcm_强制转捩，即cm_re＝cm_增压+δcm_强制转捩；得到修正后的纵向力矩系数cm_re，完成纵向力矩系数的修正。

本实施例的其他部分与实施例1或实施例2或实施例3相同，故不再赘述。

实施例5：

本实施例在实施例1-4任一项的基础上进行优化，将所述re数效应修正方法应用与超临界层流复合翼型飞机。

一种基于流动转捩的超临界层流复合翼型re数效应修正方法，主要分为机翼特性分析和数据修正两个步骤；具体是指，先运用cfd仿真技术获取层流翼型飞机全re数范围内的气动特性，确定层流翼型飞机的临界re，进行机翼特性分析；再通过增压试验与强制转捩试验相结合的手段，分步获取层流翼型飞机re数效应修正量；最后根据re数效应修正量完成风洞试验数据的re数效应修正。

本实施例的其他部分与实施例1-4任一项相同，故不再赘述。

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。