CN109878757B

CN109878757B - 一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型

Info

Publication number: CN109878757B
Application number: CN201910158141.9A
Authority: CN
Inventors: 白俊强; 李立; 屈峰; 马世伟; 张煜; 杨一雄
Original assignee: Northwestern Polytechnical University
Current assignee: Northwestern Polytechnical University
Priority date: 2019-03-03
Filing date: 2019-03-03
Publication date: 2022-03-29
Anticipated expiration: 2039-03-03
Also published as: CN109878757A

Abstract

本发明提供的适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型，翼型前缘半径为0.13％C，最大厚度为5％C，最大厚度位置25.8％C，最大弯度1.26％C，最大弯度位置24.9％C，后缘厚度0.17％C。本发明的特点是：首先，其在超声速状态时，在保证升阻比的前提下提升了可使用升力系数，可有效增强超声速靶机的超声速机动特性；其次，其在跨声速状态下，升阻比特性和可使用升力系数均得到了一定改善，能够提升超声速靶机在跨声速状态巡航时的升阻特性和机动动作时的过载性能；此外，其在低速状态下的可使用最大升力系数、失速性能和升阻比也都得到了提升，从而满足超声速靶机在起降阶段的性能需要。

Description

一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型

技术领域

本发明涉及航空飞行器机翼气动外形设计中的翼型设计领域，具体为一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型。

背景技术

靶机是一种特殊的有动力无人航空器，通常被用来作为空对空、地对空等导弹武器系统的测试，能够检验当下追踪探测系统的目标识别能力，为军用战机提供模拟作战环境和敌对目标，以及能够通过多用途转型作为侦察打击类无人机等。目前，国外如美国、英国、俄罗斯等，都已经发展了较为完备的靶机类型和体系，从低空、低速到高空、高速的覆盖和应用比较全面。而为了充分发挥我们国家更加全面的靶机体系，能够为军用四代战机甚至五代战机、各类型先进火炮或导弹系统等提供更加性能良好的模拟作战目标，就需要完善超声速靶机的发展及其性能的全面提升。

中国从20世纪60年代开始研制靶机，经过了几十年的积累发展，陆续研制成功了B-2型、B-7型、II-70型、II-150型和HB-170B型等靶机，从低速到亚声速，从跨声速到高亚声速，都取得了显著的成果和巨大的成功，为我国国防事业的进步和提升做出了巨大贡献。但是超声速靶机的研制规模依然较小，技术成熟度相对落后。

机翼设计的好坏直接决定了气动设计的成败，因此机翼设计非常重要。而翼型是飞机机翼设计的基础，机翼翼型的设计影响着飞机的巡航速度、起飞着陆性能、失速速度、操纵品质(特别是接近失速时)和空气动力效率。

针对超声速靶机，通常选用的翼型多为双弧形、菱形和六面型等剖面形状的小厚度翼型，多为实现减小超声速阶段的激波阻力，因此，设计的全机在低速时会有前缘分离，低速起降性能不好的问题；在跨声速时大过载机动能力不够，达不到较高的模拟作战目标需要。

从现有的资料和文献来看，至今为止，国内仍没有系统地针对超声速靶机这种涉及多速域飞行器的翼型设计。国内关于超声速设计的翼型或者兼顾多速域性能的翼型研究较少。西北工业大学设计并申请了以下两项专利：专利公布号为CN105752315A和CN105752315B，名称均为兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，旨在满足高超声速飞行器的跨声速爬升阶段和高超声速巡航阶段的性能需要，虽然面向高超声速飞行器涉及了跨声速和高超声速两个速域的飞行工况，但是没有兼顾从低速到跨声速再到超声速的多速域性能过渡。中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所设计并申请了一项专利：专利公布号为CN203306221U，名称为一种兼顾增升结构的超声速飞机机翼翼型，主要是为减小跨超声速阻力，该设计虽然针对了超声速飞机兼顾考虑了增升装置的影响，但其主要是进行超声速单速域下的翼型设计，并未考虑翼型的低速性能和跨声速性能。

发明内容

在现有技术和研究水平下，针对超声速靶机这种超声速飞行器的翼型设计，既需要实现超声速工况下的巡航效率和机动性能，又要能够考虑低速时满足飞行器的起降阶段性能需求，且能够兼顾跨声速的巡航效率和过载指标要求。所以，本发明正是基于这种技术难点和考虑，开展了一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型设计。本发明采用计算机流体力学方法和翼型参数化方法，提出了一种最大相对厚度为0.05C(C为翼型弦长)，适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型。

本发明的技术方案为：

所述一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型，其特征在于：翼型设计时，采用以下三种工作状态：

低速状态：高度0.1km，Ma＝0.2，Re＝4.62×10⁶

跨声速状态：高度8km，Ma＝0.8，Re＝8.49×10⁶

超声速状态：高度11km，Ma＝1.2，Re＝9.08×10⁶

翼型前缘半径为0.13％C，最大厚度为5％C，最大厚度位置25.8％C，最大弯度1.26％C，最大弯度位置24.9％C，后缘厚度0.17％C，其中C为翼型弦长。

所述一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型，其特征在于：

翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为

其中y_up(x)表示翼型的上表面纵坐标，y_low(x)表示翼型的下表面纵坐标，y_0up(x)表示基础翼型的上表面纵坐标，y_0low(x)表示基础翼型的下表面纵坐标，A_ui代表翼型上表面几何坐标的表达式系数，A_li代表翼型下表面几何坐标的表达式系数，x表示单位翼型的表面横坐标；

翼型几何坐标的表达式系数为：

进一步的优选方案，所述一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型，其特征在于：基础翼型为NACA64A205。

进一步的优选方案，所述一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型，其特征在于：翼型点几何数据为：

其中XU、YU是翼型上表面的坐标值，XL、YL是翼型下表面的坐标值。

有益效果

本发明提供的适用于超声速靶机兼顾多速域性能的BJLTS1翼型，首先，其在超声速状态时，在保证升阻比的前提下提升了可使用升力系数，可有效增强超声速靶机的超声速机动特性；其次，其在跨声速状态下，升阻比特性和可使用升力系数均得到了一定改善，能够提升超声速靶机在跨声速状态巡航时的升阻特性和机动动作时的过载性能；此外，其在低速状态下的可使用最大升力系数、失速性能和升阻比也都得到了提升，从而满足超声速靶机在起降阶段的性能需要。

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：本发明设计的BJLTS1翼型与NACA64A205翼型几何外形对比图；

图2：本发明设计的BJLTS1翼型与NACA64A205翼型在跨声速设计状态下压力分布曲线对比图(Ma＝0.8，Alpha＝1°)；

图3：本发明设计的BJLTS1翼型与NACA64A205翼型在超声速设计状态下压力分布曲线对比图(Ma＝1.2，Alpha＝2°)；

图4：本发明设计的BJLTS1翼型与NACA64A205翼型在低速状态下升力曲线对比；

图5：本发明设计的BJLTS1翼型与NACA64A205翼型在跨声速状态下升力曲线对比；

图6：本发明设计的BJLTS1翼型与NACA64A205翼型在超声速状态下升力曲线对比；

图7：本发明设计的BJLTS1翼型与NACA64A205翼型在低速状态下升阻比曲线对比；

图8：本发明设计的BJLTS1翼型与NACA64A205翼型在跨声速状态下升阻比曲线对比；

图9：本发明设计的BJLTS1翼型与NACA64A205翼型在超声速状态下升阻比曲线对比。

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。

本发明是一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型，在满足基本性能设计要求的同时更加注重兼顾多速域不同飞行状态下的性能需求。通过使用先进的翼型设计和优化技术，使得翼型能够在低速状态下有较大的可使用升力系数、升阻比和良好的失速性能；在跨声速状态下具有较高的升阻比提高巡航效率和较大的可使用升力系数改善机动性能；超声速飞行时，在保证升阻比的前提下提升可使用升力系数增强超声速飞行时的机动特性。针对这些设计思路，开展翼型设计，指标要求为：

1、低速状态：高度0.1km，Ma＝0.2，Re＝4.62×10⁶，在低速状态下，具有较大的可使用升力系数，且最大可使用升力系数不小于0.8；

2、跨声速巡航状态：高度8km，Ma＝0.8，Re＝8.49×10⁶，Alpha＝1°，设计攻角下的升阻比不小于30；在跨声速状态下，最大可使用升力系数不小于1.2；

3、超声速巡航状态：高度11km，Ma＝1.2，Re＝9.08×10⁶，Alpha＝2°，设计攻角下的升阻比不小于4.5；在7°攻角时，升力系数不小于0.8；

4、翼型最大相对厚度维持在0.05C附近。

本发明设计的BJLTS1翼型与NACA64A205翼型几何外形对比如图1所示。设计翼型前缘半径为0.13％C，最大厚度为5％C，最大厚度位置25.8％C，最大弯度1.26％C，最大弯度位置24.9％C，后缘厚度0.17％C，其中C为翼型弦长。

该翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为

其中，y_up(x)表示翼型的上表面纵坐标；y_low(x)表示翼型的下表面纵坐标；y_0up(x)表示基础翼型NACA64A205的上表面纵坐标；y_0low(x)表示基础翼型NACA64A205的下表面纵坐标；A_ui代表翼型上表面几何坐标的表达式系数；A_li代表翼型下表面几何坐标的表达式系数；x表示单位翼型的表面横坐标。

A_ui和A_li的值见下表。

BJLTS1翼型点几何数据如下所示。XU、YU是翼型上表面的坐标值，XL、YL是翼型下表面的坐标值，翼型上下表面定义点均为80个。

参阅图2-图9，BJLTS1翼型在低速状态下，不同攻角下的升力系数均有所提升，在6°攻角下的可使用升力系数为0.8579，优于初始翼型的0.6985，满足设计指标要求的大于0.8，且最大升阻比也有比较明显的改善，从初始翼型的55.07提升到了69.98；在跨声速状态下，翼型失速前不同攻角下的升力系数均有所提升，且在6°攻角下达到最大升力系数，为1.2997，优于初始翼型同攻角下的1.0225，满足设计指标要求的大于1.2，设计攻角下的升阻比为32.5，也满足设计指标要求，其失速攻角相较于NACA64A205略有下降；在超声速状态下，设计攻角下的升阻比虽然相较NACA64A205小幅减小，从初始翼型的5.23减到了4.76，但依然满足不小于4.5的设计指标，且不同攻角下的升力系数均有所提升，在7°攻角时，升力系数为0.8004,满足设计指标要求的大于0.8。

本发明提供的BJLTS1翼型是针对超声速靶机多速域不同飞行工况兼顾设计的，能够有效满足多速域多设计指标的性能要求，在低速状态下有较大的可使用升力系数、升阻比和良好的失速性能；在跨声速状态下具有较高的升阻比提高巡航效率和较大的可使用升力系数改善机动性能；超声速飞行时，在保证升阻比的前提下提升可使用升力系数增强超声速下的机动特性。

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。

Claims

1.一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型，其特征在于：

翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为

翼型几何坐标的表达式系数为：

2.根据权利要求1所述一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型，其特征在于：基础翼型为NACA64A205。

3.根据权利要求2所述一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型，其特征在于：翼型点几何数据为：