CN109484623A - 宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法及翼型 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法及翼型，采用CST参数化方法对翼型上表面进行参数化描述；定义与翼型上表面对称的翼型下表面，并对翼型前缘进行直接倒圆处理，由此得到初始翼型；确定设计变量；设计目标函数；设计变量约束条件；采用优化算法对翼型进行优化设计。具有此种设计方法得到的翼型，能够在跨声速下形成大范围的下表面高压区，提高跨声速时的升力，并兼顾亚声速和高超声速下的升力特性。翼型在跨声速状态下的升力线斜率明显高于常规高超声速舵面翼型，而在亚声速和高超声速状态下升力线斜率与常规翼型相当，可满足空天飞行器在不同速域下对舵面效率的要求。

Description

宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法及翼型

技术领域

本发明属于翼型设计技术领域，具体涉及一种宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法及翼型。

背景技术

随着日益频繁的空间应用与空间探索活动，人类需要廉价、快速、机动和可靠的天地往返运输的空天飞行器，以满足各种航天运输任务日趋迫切的需求。空天飞行器需要经历地面起飞、爬升、加速直至高超声速巡航等多个飞行阶段，其在不同速域下的机动能力和操纵特性对于宽速域飞行来说至关重要。这也就要求空天飞行器舵面在不同速域(亚声速、跨声速和高超声速)下都能有较高的舵面控制效率。

为了提高空天飞行器的舵面控制效率，舵面采用的剖面翼型需要在不同速域下具有较大的升力线斜率(对应单位偏角产生的力和力矩)。同时，出于防热的考虑和舵面正偏和负偏的要求，舵面的剖面翼型应当是一个具有足够前缘半径的对称薄翼型。然而，传统的对称翼型难以兼顾亚、跨和高超声速下对升力线斜率的要求。因此，如何在保持前缘半径以及满足几何对称约束的同时提高薄翼型的升力线斜率成为一个关键技术问题。

国内外关于空天飞行器舵面翼型设计的研究较少，在涉及到空天飞行器舵面的相关研究中，大都直接采用简单的多边形翼型，目前最常见的高超声速舵面剖面外形就是四边形翼型以及NACA0003，如图1所示，为NACA0003翼型(横纵坐标等比例)的几何外形图；如图2所示，为四边形翼型(横纵坐标等比例)的几何外形图。

国内外也没有提高宽速域下对称薄翼型的升力线斜率的相关专利。目前与本发明最接近的专利是NPU-Hyper-04翼型[专利号：ZL2016102469291]，该翼型较好的兼顾了跨声速和高超声速气动性能，然而由于其具有较大弯度不满足翼型上下表面几何对称的要求，配置到舵面上以后存在正偏和负偏舵面效率不同的问题。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法及翼型，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法，包括以下步骤：

步骤1，采用CST参数化方法对翼型上表面进行参数化描述，翼型上表面用CST表示，CST函数表达式为：

y＝C(x)·S(x)+x·y_TE

其中：

y为翼型纵坐标，x为翼型横坐标；y_TE为翼型上表面后缘的纵坐标；

C(x)为类函数，C(x)定义如下：

C(x)＝x^N1·(1-x)^N2

N1、N2是翼型几何相关的参数，为常量，分别取0.5和1.0；

S(x)为型函数，S(x)定义如下：

其中：S_i(x)是伯恩斯坦多项式，i是伯恩斯坦多项式序号，同时也是伯恩斯坦多项式中的变量，N是型函数的阶数，取8；A_i为待定系数，一共有9个待定系数，分别为：A₀,A₁,A₂,A₃,A₄,A₅,A₆,A₇,A₈；

步骤2，定义与翼型上表面对称的翼型下表面，并对翼型前缘进行直接倒圆处理，由此得到初始翼型；

步骤3，确定型函数S(x)中的9个系数A₀,A₁,A₂,A₃,A₄,A₅,A₆,A₇,A₈作为优化设计的变量，由此确定设计变量为：X＝(A₀,A₁,A₂,A₃,A₄,A₅,A₆,A₇,A₈)；

步骤4，设计目标函数：

以马赫数为0.3、雷诺数为1.75×10⁷的状态为亚声速设计状态；以马赫数为1.2、雷诺数为2.54×10⁷的状态为跨声速设计状态；以马赫数为6.0、雷诺数为7.56×10⁶的状态为高超声速设计状态；

在一定权重下，在亚声速、跨声速和高超声速设计状态下的升力系数的和的最大值作为目标函数，目标函数f(x)表达式为：

f(x)＝W₁·A₁·C_{l,α,ma＝0.3}+W₂·A₂·C_{l,α,ma＝1.2}+W₃·A₃·C_{l,α,ma＝6.0}

其中：

C_{l,α,Ma＝0.3}，C_{l,α,Ma＝1.2}，C_{l,α,Ma＝6.0}分别为在亚声速、跨声速和高超声速设计状态下的升力线斜率；

分别为在亚声速、跨声速和高超声速设计状态下的归一化系数；其中分别为基准翼型，即四边形翼型亚声速、跨声速和高超声速设计状态下的升力线斜率；

W₁，W₂，W₃分别为亚声速、跨声速和高超声速设计状态的权重系数，取W₁＝0.2，W₂＝0.8，W₃＝0.2；

步骤5，设计变量约束条件为：

t＞t₀

R＞R₀

其中：t为优化翼型的最大厚度，t₀为设计厚度，R为优化翼型的前缘半径，R₀为设计前缘半径；

步骤6，采用优化算法对翼型进行优化设计，输出满足约束条件且使目标函数最大时的A₀,A₁,A₂,A₃,A₄,A₅,A₆,A₇,A₈值，从而最终确定设计的翼型型线。

优选的，步骤6中，采用的优化算法为代理优化算法，代理优化算法的设置为：

代理模型：kriging模型；

加点准则：Expected Improvement加点准则；

初始样本点：20个；

总样本点：300个。

本发明还提供一种采用宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法设计得到的宽速域大升力线斜率对称翼型，所述宽速域大升力线斜率对称翼型的上下表面对称，翼型在其最大厚度位置前向内凹陷，翼型最大厚度2％C-5％C，最大厚度位置为60％C-75％C；翼型前缘通过直接倒圆处理，前缘半径控制在0.4％C-0.5％C；翼型在其最大厚度位置以前的最大内凹点位置为20％C-25％C，最大内凹点高度为0.4％C-0.6％C；其中，C为翼型弦长；翼型下表面前部凹陷位置有范围较大且压强较高的前加载，以在跨声速下产生大范围的下表面高压区，提高跨声速时的升力线斜率。

优选的，所述宽速域大升力线斜率对称翼型的翼型最大厚度为3.0％C，最大厚度位置为68.2％C；翼前缘半径控制在0.4％C，最大内凹点位置为20.4％C，最大内凹点高度为0.48％C。

优选的，所述宽速域大升力线斜率对称翼型的翼型上表面的几何坐标数据见下表；翼型下表面的几何坐标数据与所述翼型上表面的几何坐标数据对称：

翼型上表面几何坐标数据

其中，X/C_up表示翼型的上表面横坐标；Y/C_up表示翼型的上表面纵坐标。

本发明提供的宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法及翼型具有以下优点：

本发明设计出的宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法及翼型，在跨声速状态下的升力线斜率明显高于常规的高超声速舵面翼型，而在亚声速和高超声速状态下升力线斜率与常规翼型相当，可以满足空天飞行器在不同速域下对舵面效率的要求。

附图说明

图1是现有技术提供的NACA0003翼型(横纵坐标等比例)的几何外形图；

图2是现有技术提供的四边形翼型(横纵坐标等比例)的几何外形图；

图3是本发明设计翼型(横纵坐标等比例)的几何外形图；

图4是NACA0003翼型在跨声速设计状态的压力云图(Ma＝1.2)；

图5是四边形翼型在跨声速设计状态的压力云图(Ma＝1.2)；

图6是本发明设计翼型在跨声速设计状态的压力云图(Ma＝1.2)；

图7是本发明设计翼型(横纵坐标非等比例)的几何外形图；

图8为本发明设计翼型在亚声速设计状态的压力分布曲线图(Ma＝0.3)；

图9为本发明设计翼型在跨声速设计状态的压力分布曲线图(Ma＝1.2)；

图10为本发明设计翼型在高超声速设计状态的压力分布曲线图(Ma＝6.0)；

图11是本发明设计翼型的几何外形与四边形翼型的对比图；

图12是本发明设计翼型的几何外形与NACA0003翼型的对比图；

图13是本发明设计翼型在亚声速设计状态的压力分布与同类翼型的对比图；

图14是本发明设计翼型在跨声速设计状态的压力分布与同类翼型的对比图；

图15是本发明设计翼型在高超声速设计状态的压力分布与同类翼型的对比图；

图16是本发明设计翼型在跨声速设计状态的升力线与同类翼型的对比图；

图17为本发明提供的宽速域大升力线斜率对称翼型的设计方法流程图；

其中：

A为翼型前缘；

B为翼型前部凹陷；

C为翼型最大厚度位置；

D为翼型后部；

1为本发明设计翼型；

2为与本发明设计翼型对比的四边形翼型；

3为与本发明设计翼型对比的NACA0003翼型；

其中：亚声速设计状态为高度0千米，马赫数0.3，雷诺数1.75×10⁷，攻角4°；跨声速设计状态为高度10千米，马赫数1.2，雷诺数2.54×10⁷，攻角4°；高超声速设计状态为高度28千米，马赫数6.0，雷诺数7.56×10⁶，攻角4°。

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

常规的高超声速舵面翼型在跨声速下的升力线斜率较低，无法很好的满足空天飞行器在跨声速飞行状态下的操纵特性。适用于空天飞行器舵面的宽速域翼型设计仍然是一个技术难题，国内外基本为空白。目前国内外还没有应用于空天飞行器舵面的能够兼顾亚声速、跨声速和高超声速性能的对称薄翼型。而能够兼顾跨声速和高超声速气动特性的NPU-Hyper-04[专利号：ZL2016102469291]翼型又不满足几何对称的要求，无法使用在舵面上。

本发明主要针对单级入轨空天飞行器，解决宽速域条件下舵面采用的传统翼型在跨声速(Ma＝1.2)下升力线斜率较低，从而导致舵面控制效率低的问题。本发明的目的是：提出一种增大对称薄翼型跨声速升力线斜率的设计思想和设计方法，并设计出一种兼顾亚声速、跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型。该翼型在跨声速状态下的升力线斜率明显高于常规的高超声速舵面翼型，而在亚声速和高超声速状态下升力线斜率与常规翼型相当，可以满足空天飞行器在不同速域下对舵面效率的要求。

具体的，本发明提供的宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法，包括以下步骤：

步骤1，采用CST(Class function/Shape function Transformation)参数化方法对翼型上表面进行参数化描述，翼型上表面用CST表示，CST函数表达式为：

y＝C(x)·S(x)+x·y_TE

其中：

y为翼型纵坐标，x为翼型横坐标；y_TE为翼型上表面后缘的纵坐标；

C(x)为类函数，C(x)定义如下：

C(x)＝x^N1·(1-x)^N2

N1、N2是翼型几何相关的参数，为常量，分别取0.5和1.0；

S(x)为型函数，S(x)定义如下：

其中：S_i(x)是伯恩斯坦多项式，i是伯恩斯坦多项式序号，同时也是伯恩斯坦多项式中的变量，N是型函数的阶数，取8；A_i为待定系数，一共有9个待定系数，分别为：A₀,A₁,A₂,A₃,A₄,A₅,A₆,A₇,A₈；

翼型的外形由9个待定系数能够确定，通过改变9个待定系数的数值，即可得到不同形状和性能的翼型。

步骤2，定义与翼型上表面对称的翼型下表面，并对翼型前缘进行直接倒圆处理，由此得到初始翼型；

步骤3，确定型函数S(x)中的9个系数A₀,A₁,A₂,A₃,A₄,A₅,A₆,A₇,A₈作为优化设计的变量，由此确定设计变量为：X＝(A₀,A₁,A₂,A₃,A₄,A₅,A₆,A₇,A₈)；

步骤4，设计目标函数：

以马赫数为0.3、雷诺数为1.75×10⁷的状态为亚声速设计状态；以马赫数为1.2、雷诺数为2.54×10⁷的状态为跨声速设计状态；以马赫数为6.0、雷诺数为7.56×10⁶的状态为高超声速设计状态；

在一定权重下，在亚声速、跨声速和高超声速设计状态下的升力系数的和的最大值作为目标函数，目标函数f(x)表达式为：

f(x)＝W₁·A₁·C_{l,α,ma＝0.3}+W₂·A₂·C_{l,α,ma＝1.2}+W₃·A₃·C_{l,α,ma＝6.0}

其中：

C_{l,α,Ma＝0.3}，C_{l,α,Ma＝1.2}，C_{l,α,Ma＝6.0}分别为在亚声速、跨声速和高超声速设计状态下的升力线斜率；

分别为在亚声速、跨声速和高超声速设计状态下的归一化系数；其中分别为基准翼型，即四边形翼型亚声速、跨声速和高超声速设计状态下的升力线斜率；

W₁，W₂，W₃分别为亚声速、跨声速和高超声速设计状态的权重系数，取W₁＝0.2，W₂＝0.8，W₃＝0.2；

步骤5，设计变量约束条件为：

t＞t₀

R＞R₀

其中：t为优化翼型的最大厚度，t₀为设计厚度，R为优化翼型的前缘半径，R₀为设计前缘半径；

步骤6，采用优化算法对翼型进行优化设计，输出满足约束条件且使目标函数最大时的A₀,A₁,A₂,A₃,A₄,A₅,A₆,A₇,A₈值，从而最终确定设计的翼型型线。本步骤中，采用的优化算法为代理优化算法，代理优化算法的设置为：

代理模型：kriging模型；

加点准则：Expected Improvement加点准则；

初始样本点：20个；

总样本点：300个。

采用上述宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法设计得到的宽速域大升力线斜率对称翼型，对称薄翼型的最大厚度位置后移、翼型前部内凹以在跨声速下产生大范围的下表面高压区，从而增大跨声速升力线斜率，提高升力系数。

具体的，本发明提供的宽速域大升力线斜率对称翼型，所述宽速域大升力线斜率对称翼型的上下表面对称，翼型在其最大厚度位置前向内凹陷，翼型最大厚度2％C-5％C，最大厚度位置为60％C-75％C；翼型前缘通过直接倒圆处理，前缘半径控制在0.4％C-0.5％C；翼型在其最大厚度位置以前的最大内凹点位置为20％C-25％C，最大内凹点高度为0.4％C-6％C；其中，C为翼型弦长；翼型下表面前部凹陷位置有范围较大且压强较高的前加载，以在跨声速下产生大范围的下表面高压区，提高跨声速时的升力。

经发明人多次尝试，作为一种优选方式设计出一种具体的优选翼型，其突出特点是：翼型上下表面对称，翼型最大厚度为3.0％C，最大厚度位置为68.2％C；翼型前缘通过直接倒圆处理，前缘半径控制在0.4％C，以保证翼型在高超声速下的气动热防护要求；翼型在其最大厚度位置以前的几何外形向内凹陷，最大内凹点位置为20.4％C，最大内凹点高度为0.48％C，使得翼型下表面的前部凹陷位置有范围较大并且压强较高的前加载，以在跨声速下产生大范围的下表面高压区，从而提高跨声速时的升力；翼型最大厚度位置到后缘几何平直过渡；其中，C为翼型弦长。

优选翼型具体几何特征参数如表1所示。翼型上表面的几何坐标数据如表2所示，翼型下表面几何坐标数据与翼型上表面几何坐标数据对称。

表1优选翼型的几何特征

表2优选翼型的上表面数据点坐标

其中，X/C_up表示翼型的上表面横坐标；Y/C_up表示翼型的上表面纵坐标。

优选翼型，其在亚声速设计状态时的升力系数为0.44377，升力线斜率为0.1109；其在跨声速设计状态时的升力系数为0.48113，升力线斜率为0.1203；其在高超声速设计状态时的升力系数为0.04630，升力线斜率为0.0116；其中，亚声速设计状态为高度0千米，马赫数0.3，雷诺数1.75×10⁷，攻角4°；跨声速设计状态为高度10千米，马赫数1.2，雷诺数2.54×10⁷，攻角4°；高超声速设计状态为高度28千米，马赫数6.0，雷诺数7.56×10⁶，攻角4°。

本发明提供的宽速域大升力线斜率对称翼型，主要设计方法如图17所示。发明人对现有的高超声速舵面翼型(NACA0003和四边形翼型)进行跨声速流动机理研究。对比两者的几何外形和压力云图，参考图4，为NACA0003翼型在跨声速设计状态下的压力云图；参考图5，为四边形翼型在跨声速设计状态下的压力云图；可以发现：NACA0003翼型前部钝度较大，因此前缘下表面脱体激波后流动加速更快，使得压力降低更快；四边形翼型和NACA0003翼型的最大厚度位置分别为42％C和30％C，这使得四边形翼型前部下表面的高压区范围更大。由以上分析，对称的薄翼型要增大跨声速升力可以从减小前部钝度和适当后移最大厚度位置来实现。

在已经明确增升机理的基础上，本发明提出了一种宽速域大升力线斜率对称翼型的设计思想和设计方法，参考图17，设计出了一种具有大范围下表面高压区的对称薄翼型。接着采用了优化设计的方法来改进外形。优化设计采用的三个设计状态如下：亚声速设计状态为高度0千米，马赫数0.3，雷诺数1.75×10⁷，攻角4°；跨声速设计状态为高度10千米，马赫数1.2，雷诺数2.54×10⁷，攻角4°；高超声速设计状态为高度28千米，马赫数6.0，雷诺数7.56×10⁶，攻角4°。优化设计中采用的具体设计指标为：

1.亚声速状态下，升力线斜率不低于0.11/deg；

2.跨声速状态下，升力线斜率最大；

3.高超声速状态下，升力线斜率不低于0.0118/deg；

4.前缘半径为0.4％C；

5.翼型厚度在3％C±0.02％C范围内。

图3为最后设计出的翼型几何外形图，图6是本发明翼型在跨声速设计状态下的压力云图，可见其典型特点是：具有大范围的下表面波后高压区。图7到图10是本发明翼型几何外形和不同设计状态的翼型表面压力系数分布，可见：本发明翼型前缘A半径控制在0.4％C，以保证翼型在高超声速下的气动热防护要求。翼型在其最大厚度位置以前的几何外形向内凹陷，并且翼型最大厚度位置位于68％C左右。这种几何外形特点使得翼型下表面的前部凹陷位置有范围较大并且压强较高的前加载，跨声速(Ma＝1.2)时增加升力；翼型的最大厚度位置到后缘处几乎平直过度。

现有的高超声速舵面翼型大多只针对高超声速流动，使用本发明中的设计思想设计出的翼型能够在保证亚声速(Ma＝0.3)和高超声速(Ma＝6.0)状态下的升力线斜率的同时，显著提高跨声速(Ma＝1.2)升力线斜率。

检测例：

发明人使用数值方法计算了使用本发明设计思想设计出的优选翼型的气动性能。求解器采用格心有限体积法在结构化网格上求解RANS方程，时间推进采用隐式格式，湍流模型采用SA模型，亚声速和跨声速计算状态下，空间离散格式采用中心格式，高超声速状态下采用高阶迎风AUSM+_up格式。其计算状态为：亚声速设计状态为高度0千米，马赫数0.3，雷诺数1.75×10⁷，攻角4°；跨声速设计状态为高度10千米，马赫数1.2，雷诺数2.54×10⁷，攻角4°；高超声速设计状态为高度28千米，马赫数6.0，雷诺数7.56×10⁶，攻角4°。计算结果如表3所示。

表3优选翼型的计算结果

由结果可以看出，设计翼型保证了一定的前缘半径和相对厚度，满足气动热和结构需求；而在跨声速状态下，设计翼型具有较高的升力线斜率；在亚声速和高超声速状态下升力线斜率满足需求。

比较例：

将本发明设计翼型与两种现有技术中常用的空天飞行器舵面翼型(NACA0003翼型和四边形翼型)进行对比，分析比较其宽速域流动条件下的升力线斜率。

选取的四边形翼型的翼型厚度为3％C，最大厚度位置为50％C，前倒圆半径为0.4％C。亚声速设计状态为高度0千米，马赫数0.3，雷诺数1.75×10⁷，攻角4°；跨声速设计状态为高度10千米，马赫数1.2，雷诺数2.54×10⁷，攻角4°；高超声速设计状态为高度28千米，马赫数6.0，雷诺数7.56×10⁶，攻角4°。

本发明设计翼型与对比翼型在三个设计状态的升力系数与升力线斜率计算结果见表4所示，跨声速升力线对比见图16。

表4优选翼型与对比翼型的气动性能

计算表明，在亚声速(Ma＝0.3)下，本发明翼型具有和NACA0003翼型和四边形翼型相近的升力系数；在跨声速(Ma＝1.2)下，本发明翼型升力系数显著提高，比NACA0003翼型提高了16.32％，比四边形翼型提高了9.48％；在高超声速(Ma＝6.0)下，由于NACA0003翼型前缘半径未约束，导致本发明翼型升力系数较NACA0003翼型降低了6.12％，不过仍然比四边形翼型提高了1.69％。

由以上分析可以看出，使用本发明提出的具有典型前加载的新概念翼型设计思想和方法所设计出的翼型在跨声速状态下具有较高的升力线斜率，同时能较好的兼顾亚声速和高超声速状态下的升力特性。本发明的设计方法能够设计出满足空天飞行器在宽速域飞行条件下对于跨声速舵面效率要求的翼型。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。

Claims (5)

1.宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，采用CST参数化方法对翼型上表面进行参数化描述，翼型上表面用CST表示，CST函数表达式为：

y＝C(x)·S(x)+x·y_TE

其中：

y为翼型纵坐标，x为翼型横坐标；y_TE为翼型上表面后缘的纵坐标；

C(x)为类函数，C(x)定义如下：

C(x)＝x^N1·(1-x)^N2

N1、N2是翼型几何相关的参数，为常量，分别取0.5和1.0；

S(x)为型函数，S(x)定义如下：

其中：S_i(x)是伯恩斯坦多项式，i是伯恩斯坦多项式序号，同时也是伯恩斯坦多项式中的变量，N是型函数的阶数，取8；A_i为待定系数，一共有9个待定系数，分别为：A₀,A₁,A₂,A₃,A₄,A₅,A₆,A₇,A₈；

步骤2，定义与翼型上表面对称的翼型下表面，并对翼型前缘进行直接倒圆处理，由此得到初始翼型；

步骤3，确定型函数S(x)中的9个系数A₀,A₁,A₂,A₃,A₄,A₅,A₆,A₇,A₈作为优化设计的变量，由此确定设计变量为：X＝(A₀,A₁,A₂,A₃,A₄,A₅,A₆,A₇,A₈)；

步骤4，设计目标函数：

以马赫数为0.3、雷诺数为1.75×10⁷的状态为亚声速设计状态；以马赫数为1.2、雷诺数为2.54×10⁷的状态为跨声速设计状态；以马赫数为6.0、雷诺数为7.56×10⁶的状态为高超声速设计状态；

在一定权重下，在亚声速、跨声速和高超声速设计状态下的升力系数的和的最大值作为目标函数，目标函数f(x)表达式为：

f(x)＝W₁·A₁·C_{l,α,ma＝0.3}+W₂·A₂·C_{l,α,ma＝1.2}+W₃·A₃·C_{l,α,ma＝6.0}

其中：

C_{l,α,Ma＝0.3}，C_{l,α,Ma＝1.2}，C_{l,α,Ma＝6.0}分别为在亚声速、跨声速和高超声速设计状态下的升力线斜率；

分别为在亚声速、跨声速和高超声速设计状态下的归一化系数；其中分别为基准翼型，即四边形翼型亚声速、跨声速和高超声速设计状态下的升力线斜率；

W₁，W₂，W₃分别为亚声速、跨声速和高超声速设计状态的权重系数，取W₁＝0.2，W₂＝0.8，W₃＝0.2；

步骤5，设计变量约束条件为：

t＞t₀

R＞R₀

其中：t为优化翼型的最大厚度，t₀为设计厚度，R为优化翼型的前缘半径，R₀为设计前缘半径；

步骤6，采用优化算法对翼型进行优化设计，输出满足约束条件且使目标函数最大时的A₀,A₁,A₂,A₃,A₄,A₅,A₆,A₇,A₈值，从而最终确定设计的翼型型线。

2.根据权利要求1所述的一种宽速域大升力线斜率对称翼型的设计方法，其特征在于，步骤6中，采用的优化算法为代理优化算法，代理优化算法的设置为：

代理模型：kriging模型；

加点准则：Expected Improvement加点准则；

初始样本点：20个；

总样本点：300个。

3.一种采用权利要求1的宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法设计得到的宽速域大升力线斜率对称翼型，其特征在于，所述宽速域大升力线斜率对称翼型的上下表面对称，翼型在其最大厚度位置前向内凹陷，翼型最大厚度2％C-5％C，最大厚度位置为60％C-75％C；翼型前缘通过直接倒圆处理，前缘半径控制在0.4％C-0.5％C；翼型在其最大厚度位置以前的最大内凹点位置为20％C-25％C，最大内凹点高度为0.4％C-0.6％C；其中，C为翼型弦长；翼型下表面前部凹陷位置有范围较大且压强较高的前加载，以在跨声速下产生大范围的下表面高压区，提高跨声速时的升力线斜率。

4.根据权利要求3所述的宽速域大升力线斜率对称翼型，其特征在于，所述宽速域大升力线斜率对称翼型的翼型最大厚度为3.0％C，最大厚度位置为68.2％C；翼型前缘半径控制在0.4％C，最大内凹点位置为20.4％C，最大内凹点高度为0.48％C。

5.根据权利要求3所述的宽速域大升力线斜率对称翼型，其特征在于，所述宽速域大升力线斜率对称翼型的翼型上表面的几何坐标数据见下表；翼型下表面的几何坐标数据与所述翼型上表面的几何坐标数据对称：

翼型上表面几何坐标数据

其中，X/C_up表示翼型的上表面横坐标；Y/C_up表示翼型的上表面纵坐标。