CN109808869A - 一种超声速环形翼设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种超声速环形翼设计方法，涉及航空、航天技术领域；超声速环形翼设计方法是在环形布斯曼翼设计的基础上，结合利歇尔翼的设计提出环形利歇尔翼。利歇尔双翼的设计是将上三角单元的厚度削薄，下三角单元的厚度加厚，使得双翼之间的激波膨胀波位置达到设计状态；四个连接支撑位于与环翼的水平面和垂直面呈45度的位置，四个连接支撑的半径相同，连接支撑用于连接外环翼和内环翼。在巡航阶段，环形利歇尔双翼则可在零度迎角下产生升力，在不同迎角下具有更大的升力；大幅提升升阻比，从而获得更好地飞行性能。

Description

一种超声速环形翼设计方法

技术领域

本发明涉及航空、航天技术领域，具体地说，涉及一种三维的超声速环形变截面翼。

背景技术

飞行器在超声速巡航过程中产生最大的阻力是激波阻力，激波阻力过大将导致减小巡航速度、缩短航程以及增大成本等不良影响；所以，减小激波阻力可以大幅提升超音速飞行器的性能。

在2008年的第38届空气动力学国际大会，以色列空气动力学家易格拉提出环形布斯曼双翼。布斯曼双翼的设计思想是将菱形翼从中一分为两个三角单元并相对放置，采用选定的设计参数，使前缘产生的激波刚好打到翼型最厚处，翼型最厚处产生的膨胀波又恰好打到机翼后缘。理论上，在一定的马赫数下，双翼构型的迎风面和背风面的压强相等，波阻基本等于零，该马赫数为设计马赫数。但在零度迎角下不会产生升力，需要具有一定的迎角才能产生升力。易格拉提出将布斯曼双翼绕一轴线旋转，形成含内外环翼布斯曼双翼，数值模拟结果显示其有效地降低了阻力。

但环形布斯曼翼未考虑产生升力需要一定迎角，此种情况会破坏最佳的设计状态。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种超声速环形翼设计方法；

本发明设计思路是:为减小环形布斯曼翼超声速巡航状态时的阻力，提高在有迎角的情况下的升阻比；利歇尔双翼的设计是将上三角单元的厚度削薄，下三角单元的厚度加厚，使得双翼之间的激波膨胀波位置达到设计状态。在环形布斯曼翼设计的基础上，结合利歇尔翼的设计提出环形利歇尔翼，该利歇尔双翼则可在零度迎角下产生升力，在不同迎角下具有更大的升力，大幅提升升阻比。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:一种超声速环形翼设计方法，其特征在于包括以下步骤:

步骤1.根据设计马赫数和设计迎角设计利歇尔双翼，包括双翼间相对距离，双翼的相对厚度来确定翼型；

步骤2.设计环形变截面利歇尔翼；将双翼绕旋转轴旋转并随旋转角度的变化改变翼面，基于对称性，计算随旋转角度θ变化内外环翼截面的设计参数变化，按以下公式:

式中，α为来流迎角，Ma为来流马赫数，Ma_θ为真实马赫数，α_θ为来流在旋转截面的投影与截面翼型的真实迎角，t₁、t₂分别为旋转角等于90度截面上的布斯曼双翼外侧和内侧厚度，t₁′为旋转角等于0度截面上利歇尔双翼的外侧翼厚度，t₂′为对应的内侧翼厚度，t_θu、t_θd分别为旋转角等于θ截面上的双翼翼型的外侧和内侧翼厚度；

步骤3.设计参数；设计马赫数的范围为1.6～4，翼型的相对厚度为6％～10％，内环翼弦长到旋转中心距离与弦长比为1.3～2.8，设计迎角为0～5度；

内外环翼随旋转角度θ变化的设计参数:

有益效果

本发明提出的一种超声速环形翼设计方法；在环形布斯曼翼设计的基础上，结合利歇尔翼的设计提出环形利歇尔翼，利歇尔双翼的设计是将上三角单元的厚度削薄，下三角单元的厚度加厚，使得双翼之间的激波膨胀波位置达到设计状态。在巡航阶段，环形利歇尔双翼则可在零度迎角下产生升力，在不同迎角下具有更大的升力，大幅提升升阻比，从而获得更好地飞行性能。

比对设计马赫数相等周长相等的环形利歇尔翼、环形布斯曼翼及菱形翼的阻力系数和升力系数。在相同攻角下环形利歇尔翼与菱形翼比有更小的阻力系数。在相同阻力系数下环形利歇尔双翼与环形布斯曼翼、菱形翼相比有更优的升阻比。这说明在巡航阶段，相比环形布斯曼翼相同迎角和阻力系数下环形利歇尔翼拥有更大的升阻比，从而获得更好地飞行性能。

附图说明

下面结合附图和实施方式对本发明一种超声速环形翼设计方法作进一步详细说明。

图1为本发明翼型示意图。

图2为环形利歇尔双翼的截面变化示意图。

图3为环形翼A-A截面示意图。

图4为环形翼B-B截面示意图。

图5为环形翼C-C截面示意图。

图6为不同翼型在改变迎角时的阻力系数比对。

图7为不同翼型的升力系数及阻力系数比对。

图中

1.内环翼 2.外环翼 3.连接支撑

具体实施方案

本实施例是一种超声速环形翼设计方法。

参阅图1～图7，本实施例超声速环形翼设计方法，采用计算流体力学技术数值模拟翼型的飞行状况；控制方程为欧拉方程。

翼型为环形变截面利歇尔翼，具体设计方案如下：

首先设计出翼型的相对厚度，得到锲角ε，再通过给定设计马赫数M_a得到激波角β，由激波角得到双翼间距离z，得到布斯曼双翼构型，此时t₁＝t₂＝t，c为弦长，t为双翼厚度。

然后设计巡航时的翼型迎角α，计算设计的利歇尔翼的设计参数。

式中，上翼的气流偏转角为δ₁，激波角为β₁，下翼的气流偏转角为δ₂，激波角为β₂，来流迎角为α，上翼厚度为t₁，下翼厚度为t₂，双翼距离为z，弦长为c。

最后，设计环形变截面利歇尔翼。以环形双翼的轴为中轴，按顺时针方向旋转与纵向对称面成θ角得到截面，当旋转角为0度时，截面的翼型使用按照来流马赫数和迎角设计的利歇尔双翼。当旋转角增大时，由于来流在旋转截面上投影的速度和迎角减小，需要对利歇尔双翼的厚度作出相应的调整。调整方式是逐渐将利歇尔双翼的上翼增厚，将下翼削薄。当旋转角到90度时，截面的翼型是按照来流马赫数设计的布斯曼双翼。旋转角从90度到180度之间，双翼厚度作出调整，将上翼削薄，下翼增厚，直至180度截面翼型又变为按来流马赫数设计的利歇尔双翼。

基于对称性，仅计算随旋转角度θ变化内外环翼截面的设计参数变化：

式中，α为来流迎角，Ma为来流马赫数，Ma_θ为真实马赫数，

α_θ为来流在旋转截面的投影与截面翼型的真实迎角，

t₁和t₂分别为旋转角等于90度截面上的布斯曼双翼外侧和内侧厚度，t₁′为旋转角等于0度截面上利歇尔双翼的外侧翼厚度，t₂′为对应的内侧翼厚度，t_θu和t_θd分别为旋转角等于θ截面上的双翼翼型的外侧和内侧翼厚度。

内环翼弦长到旋转中心距离视具体的飞行载体而定。

本实施例中，翼型设计时，翼的形状为环形变截面利歇尔翼，在旋转角度为0度时为利歇尔翼，随角度变化外环翼增厚，内环翼削薄。在旋转到90度时，翼型剖面刚好为布斯曼构型。在旋转到0度和180度时，翼型剖面均为利歇尔翼。

设计参数时满足:设计马赫数的范围为1.6～4，翼型的相对厚度为6％～10％，内环翼弦长到旋转中心距离与弦长比为1.3～2.8，设计迎角为0～5度。

以给出的本实施例中设计参数:弦长为350mm，相对厚度为0.1，设计马赫数为2.5，内环翼弦长、外环翼弦长之间距离与弦长的比值为0.32，内环翼弦长到旋转中心距离与弦长比为2.5，设计迎角为2度，四个连接支撑位于与环翼的水平面和垂直面呈45度的位置，四个连接支撑的半径为5mm，连接支撑用于连接外环翼和内环翼。

内外环翼随旋转角度θ变化的设计参数

与设计马赫数相等周长相等的环形布斯曼翼及菱形翼相比，环形变截面利歇尔翼在改变迎角时阻力系数与环形布斯曼翼相近，但优于菱形翼；在相同的阻力系数下环形变截面利歇尔翼的升力系数比明显优于后两者。综上，环形变截面利歇尔翼在保留环形布斯曼翼阻力系数小的优点的同时，提高了升阻比。

Claims (1)

1.一种超声速环形翼设计方法，其特征在于包括以下步骤:

步骤1.根据设计马赫数和设计迎角设计利歇尔双翼，包括双翼间相对距离，双翼的相对厚度来确定翼型；

步骤2.设计环形变截面利歇尔翼；将双翼绕旋转轴旋转并随旋转角度的变化改变翼面，基于对称性，计算随旋转角度θ变化内外环翼截面的设计参数变化，按以下公式:

式中，α为来流迎角，Ma为来流马赫数，Ma_θ为真实马赫数，α_θ为来流在旋转截面的投影与截面翼型的真实迎角，t₁、t₂分别为旋转角等于90度截面上的布斯曼双翼外侧和内侧厚度，t₁′为旋转角等于0度截面上利歇尔双翼的外侧翼厚度，t₂′为对应的内侧翼厚度，t_θu、t_θd分别为旋转角等于θ截面上的双翼翼型的外侧和内侧翼厚度；

步骤3.设计参数；设计马赫数的范围为1.6～4，翼型的相对厚度为6％～10％，内环翼弦长到旋转中心距离与弦长比为1.3～2.8，设计迎角为0～5度；

内外环翼随旋转角度θ变化的设计参数: