[發(fā)明專利]一種機(jī)翼厚度公差對(duì)阻力系數(shù)影響的快速分析方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202011060932.7
• 申請(qǐng)日: 2020-09-30
• 公開（公告）號(hào): CN112362290B
• 公開（公告）日: 2021-08-03
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 陳蕊;陳瑤;程家林;趙艷平;周偉;徐良
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 成都飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司
• 主分類號(hào): G01M9/06
• 分類號(hào): G01M9/06
• 代理公司: 成都君合集專利代理事務(wù)所(普通合伙) 51228
• 代理人: 尹玉

本發(fā)明公開了一種機(jī)翼厚度公差對(duì)阻力系數(shù)影響的快速分析方法，通過CFD仿真的方法獲取第i段機(jī)翼的阻力系數(shù)C_Di以及整段機(jī)翼的阻力系數(shù)C_D，取機(jī)翼厚度變化量，對(duì)第n個(gè)機(jī)翼厚度變化量Δh_n下的外形進(jìn)行CFD仿真獲得第n個(gè)外形的阻力系數(shù)C_Dn,cmp，通過測量數(shù)據(jù)得到第i段機(jī)翼的機(jī)翼厚度超差值Δh_i,mea，通過線性插值得到第i段機(jī)翼在厚度超差Δh_i,mea時(shí)該段機(jī)翼阻力系數(shù)的變化百分比ΔC_D％i,mea；通過風(fēng)洞試驗(yàn)獲取整段機(jī)翼的阻力系數(shù)C_DW及全機(jī)阻力系數(shù)C_DQJ，進(jìn)而計(jì)算得到全機(jī)阻力系數(shù)增量。本發(fā)明同時(shí)具有精度高，速度快的優(yōu)點(diǎn)，能夠滿足無人機(jī)機(jī)翼厚度公差影響快速評(píng)估的需求。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛機(jī)設(shè)計(jì)的技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種機(jī)翼厚度公差對(duì)阻力系數(shù)影響的快速分析方法。

背景技術(shù)

氣動(dòng)外形對(duì)無人機(jī)起著至關(guān)重要的作用，無人機(jī)的氣動(dòng)外形是根據(jù)其任務(wù)剖面設(shè)計(jì)點(diǎn)確定設(shè)計(jì)的，如果外形發(fā)生變化，特別是機(jī)翼外形變化，如機(jī)翼厚度變化，會(huì)影響無人機(jī)性能指標(biāo)。然而在飛機(jī)制造過程中，外形加工不可避免會(huì)出現(xiàn)制造公差，因此需要評(píng)估機(jī)翼厚度公差對(duì)氣動(dòng)特性的影響，保證飛機(jī)滿足性能指標(biāo)。

目前機(jī)翼厚度公差數(shù)據(jù)主要采用CFD仿真計(jì)算和基于風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的估算兩種方法。

CFD仿真方法主要是基于計(jì)算流體力學(xué)技術(shù)(簡稱CFD)，通過對(duì)機(jī)翼測量數(shù)據(jù)進(jìn)行三維建模，對(duì)厚度產(chǎn)生偏差的機(jī)翼模型進(jìn)行CFD仿真，獲取因機(jī)翼厚度公差產(chǎn)生的氣動(dòng)數(shù)據(jù)增量。這種方法對(duì)每次的測量都需要建立三維模型、劃分計(jì)算網(wǎng)格以及完成CFD計(jì)算，整個(gè)過程耗時(shí)長，無法滿足無人機(jī)在制造過程中要求快速分析處理飛機(jī)機(jī)翼厚度測量數(shù)據(jù)的要求。

基于風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的估算方法，改變模型的外形進(jìn)行試驗(yàn)，結(jié)合試驗(yàn)數(shù)據(jù)，獲取產(chǎn)生偏差后的氣動(dòng)數(shù)據(jù)增量。該方法采用估算方法，速度快，但是制造模型成本較高，數(shù)據(jù)處理的精度不夠高。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于提供一種機(jī)翼厚度公差對(duì)阻力系數(shù)影響的快速分析方法，只需要使用CFD計(jì)算一次，獲取機(jī)翼沿展向的阻力分布數(shù)據(jù)及不同機(jī)翼厚度變化后外形的阻力系數(shù)，并總結(jié)形成插值基準(zhǔn)，后續(xù)每次進(jìn)行機(jī)翼厚度公差數(shù)據(jù)分析時(shí)無需再進(jìn)行CFD計(jì)算，直接通過公式快速計(jì)算出分析結(jié)果，大大節(jié)省了分析處理時(shí)間，提高了機(jī)翼厚度公差的分析效率。

本發(fā)明主要通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)：一種機(jī)翼厚度公差對(duì)阻力系數(shù)影響的快速分析方法，通過CFD仿真的方法獲取第i段機(jī)翼的阻力系數(shù)C_Di以及整段機(jī)翼的阻力系數(shù)C_D，進(jìn)而計(jì)算得到第i段機(jī)翼的阻力貢獻(xiàn)值C_i，取機(jī)翼厚度變化量，對(duì)第n個(gè)機(jī)翼厚度變化量Δh_n下的外形進(jìn)行CFD仿真獲得第n個(gè)外形的阻力系數(shù)C_Dn,cmp，進(jìn)而計(jì)算得到第n個(gè)機(jī)翼厚度變化量對(duì)應(yīng)的阻力系數(shù)變化百分比ΔC_D％n,cmp；通過測量數(shù)據(jù)得到第i段機(jī)翼的機(jī)翼厚度超差值Δh_i,mea，通過線性插值得到第i段機(jī)翼在厚度超差Δh_i,mea時(shí)該段機(jī)翼阻力系數(shù)的變化百分比ΔC_D％i,mea；

將每一段機(jī)翼的阻力系數(shù)變化百分比求和，得到整段機(jī)翼的阻力系數(shù)變化百分比ΔC_D％；機(jī)翼的阻力系數(shù)變化百分比為左右機(jī)翼阻力系數(shù)變化百分比之和ΔC_DW％＝ΔC_DZ％+ΔC_DY％；

通過風(fēng)洞試驗(yàn)獲取整段機(jī)翼的阻力系數(shù)C_DW及全機(jī)阻力系數(shù)C_DQJ，得到機(jī)翼阻力系數(shù)貢獻(xiàn)值C_DW％＝C_DW/C_DQJ，得到全機(jī)阻力系數(shù)變化百分比：