CN114684348A - 一种适用于轻中型高速公务机的高阻力发散马赫数层流翼型 - Google Patents

一种适用于轻中型高速公务机的高阻力发散马赫数层流翼型 Download PDF

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Abstract

本发明提出一种适用于轻中型高速公务机的高阻力发散马赫数层流翼型，所述翼型由前缘、后缘以及位于所述前缘和后缘之间的上弧线和下弧线构成；所述翼型的前缘半径r与翼型弦长c之比为r/c＝1.47％，最大厚度a与翼型弦长c之比为a/c＝11.93％，最大厚度位置位于x/c＝37.47％处，最大弯度b与翼型弦长c之比为b/c＝1.17％，最大弯度位置位于x/c＝60.3％处，后缘厚度w与翼型弦长c之比为w/c＝0.146％；x为沿着翼型弦线方向从所述前缘到所述后缘的距离，r/c，a/c，b/c，x/c和w/c的值分别具有±3％的最大误差；翼型上下表面层流区长度均不小于40％弦长；Ma＝0.71时，翼型阻力发散马赫数不小于0.73；Ma＝0.20时，翼型最大升力系数不小于1.75。本发明针对低速和高速巡航状态为层流主控设计，具有高升力、高升阻比、失速特性缓和，高阻力发散马赫数的特点。

Description

一种适用于轻中型高速公务机的高阻力发散马赫数层流翼型
技术领域
本发明属于翼型设计领域，尤其涉及航空飞行器气动外形设计中的层流翼型设计领域，具体为一种适用于轻中型高速涡扇公务机的高阻力发散马赫数层流翼型。
背景技术
公务机是指用于行政事务或者商务活动的专用飞机，其能够为高端客户提供高品质和个性化的服务。作为高效率远程交通工具，公务机具有先进，灵活，快捷，安全，舒适，隐私性强等诸多优点。随着我国经济的高速发展以及低空空域管理改革政策的逐步实施，公务航空市场日益繁荣。轻中型公务机作为高端民用飞机产品，其创造的经济效益被越来越多的企业家及商务人士认可。然而，目前我国的公务航空市场的发展与我国经济发展水平并不匹配，为避免国外公务飞机制造商抢占我国庞大的公务航空市场，便需要致力于提高我国公务机的技术性能。
翼型是机翼设计的基础，翼型性能的优劣能够极大影响全机性能的优劣。一般而言轻中型高速涡扇公务机飞行速度较高，巡航马赫数超过0.8，必须采用先进超临界机翼才能满足气动特性要求。而轻中型高速公务机的翼载高且机翼面积小，在其较高航程的性能指标要求下，必须保证工程设计可接受的内部燃油容积以及机翼内部结构的绝对高度，因此对于翼型相对厚度产生了较高的实际约束。
发明内容
要解决的技术问题
针对公务机项目需求，提出了基于全机0.82巡航马赫数，以及机翼30°后掠角的条件，要求设计出的翼型在设计状态雷诺数为3.63e6，设计马赫数为0.71的工况下，满足如下设计指标：
1、翼型上下表面层流区长度均不小于40％弦长。
2、高速状态下(Ma＝0.71)阻力发散马赫数不小于0.73。
3、考虑到低速状态(Ma＝0.20)的气动性能，最大升力系数不小于1.75。
4、最大厚度不小于11.5％翼型弦长。
而国内目前关于层流翼型的设计较少。其中，申请人单位前期申请了以下专利：以公开号为CN106828875A、名称为一种适用于通用飞行器偏重爬升特性的层流翼型的专利为例。该专利主要针对高空低速多工况条件设计。此外，还有公开号为CN104691739A、名称为一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型的专利，以及，公开号为CN101492090、名称为一种后缘分离涡高升力高速层流翼型的专利。上述两项专利申请主要针对马赫数0.6左右的流动设计，所得翼型在马赫数为0.71的高速流动中激波阻力会显著增大，阻力发散马赫数也无法满足不小于0.73的设计指标，此外由于其未将低速性能作为设计指标，最大升力系数和失速迎角无法满足设计指标要求。
为此，本发明以RAE2822翼型为基础翼型，提出一种适用于轻中型高速公务机的高阻力发散马赫数层流翼型，通过参数化方法和CFD方法进行计算对比与分析设计，给出了翼型关键参数，并进一步以翼型参数化公式以及几何坐标的形式给出满足设计指标的翼型。
本发明的技术方案为：
所述一种适用于轻中型高速公务机的高阻力发散马赫数层流翼型，所述翼型由前缘、后缘以及位于所述前缘和后缘之间的上弧线和下弧线构成；所述翼型的前缘半径r与翼型弦长c之比为r/c＝1.47％，最大厚度a与翼型弦长c之比为a/c＝11.93％，最大厚度位置位于x/c＝37.47％处，最大弯度b与翼型弦长c之比为b/c＝1.17％，最大弯度位置位于x/c＝60.3％处，后缘厚度w与翼型弦长c之比为w/c＝0.146％；x为沿着翼型弦线方向从所述前缘到所述后缘的距离，r/c，a/c，b/c，x/c和w/c的值分别具有±3％的最大误差；翼型上下表面层流区长度均不小于40％弦长；Ma＝0.71时，翼型阻力发散马赫数不小于0.73；Ma＝0.20时，翼型最大升力系数不小于1.75。
进一步的，所述翼型上弧线的参数化公式如下：
y(x)＝a0+a1*cos(x*w)+b1*sin(x*w)+a2*cos(2*x*w)+b2*sin(2*x*w)+a3*cos(3*x*w)+b3*sin(3*x*w)+a4*cos(4*x*w)+b4*sin(4*x*w)+a5*cos(5*x*w)+b5*sin(5*x*w)+a6*cos(6*x*w)+b6*sin(6*x*w)+a7*cos(7*x*w)+b7*sin(7*x*w)+a8*cos(8*x*w)+b8*sin(8*x*w)
其中
w＝1.049*(1±0.03)；a0＝(-3.398e+09)*(1±0.03)；
a1＝(5.201e+09)*(1±0.03)；b1＝(3.123e+09)*(1±0.03)；
a2＝(-2.022e+09)*(1±0.03)；b2＝(-3.797e+09)*(1±0.03)；
a3＝(-1.23e+08)*(1±0.03)；b3＝(2.395e+09)*(1±0.03)；
a4＝(5.747e+08)*(1±0.03)；b4＝(-8.545e+08)*(1±0.03)；
a5＝(-2.984e+08)*(1±0.03)；b5＝(1.397e+08)*(1±0.03)；
a6＝(7.366e+07)*(1±0.03)；b6＝(7.616e+06)*(1±0.03)；
a7＝(-8.356e+06)*(1±0.03)；b7＝(-6.274e+06)*(1±0.03)；
a8＝(2.623e+05)*(1±0.03)；b8＝(6.462e+05)*(1±0.03)。
进一步的，所述翼型下弧线的参数化公式如下：
y(x)＝A0+A1*cos(x*w)+B1*sin(x*w)+A2*cos(2*x*w)+B2*sin(2*x*w)+A3*cos(3*x*w)+B3*sin(3*x*w)+A4*cos(4*x*w)+B4*sin(4*x*w)+A5*cos(5*x*w)+B5*sin(5*x*w)+A6*cos(6*x*w)+B6*sin(6*x*w)+A7*cos(7*x*w)+B7*sin(7*x*w)+A8*cos(8*x*w)+B8*sin(8*x*w)
其中
w＝1.049*(1±0.03)；A0＝(3.295e+09)*(1±0.03)；
A1＝(-5.046e+09)*(1±0.03)；B1＝(-3.025e+09)*(1±0.03)；
A2＝(1.965e+09)*(1±0.03)；B2＝(3.68e+09)*(1±0.03)；
A3＝(1.155e+08)*(1±0.03)；B3＝(-2.322e+09)*(1±0.03)；
A4＝(-5.554e+08)*(1±0.03)；B4＝(8.297e+08)*(1±0.03)；
A5＝(2.889e+08)*(1±0.03)；B5＝(-1.362e+08)*(1±0.03)；
A6＝(-7.143e+07)*(1±0.03)；B6＝(-7.148e+06)*(1±0.03)；
A7＝(8.123e+06)*(1±0.03)；B7＝(6.05e+06)*(1±0.03)；
A8＝(-2.57e+05)*(1±0.03)；B8＝(-6.251e+05)*(1±0.03)；
进一步的，所述翼型上弧线的几何坐标数值对x/c和yu/c为：
Figure BDA0003578198930000031
Figure BDA0003578198930000041
Figure BDA0003578198930000051
其中yu为上弧线坐标点与弦线的垂直距离，几何坐标数值对的最大误差为±3％。
进一步的，所述翼型下弧线的几何坐标数值对x/c和yl/c为：
Figure BDA0003578198930000052
Figure BDA0003578198930000061
Figure BDA0003578198930000071
其中yl为下弧线坐标点与弦线的垂直距离，几何坐标数值对的最大误差为±3％。
有益效果
本发明提供的高阻力发散马赫数层流翼型(KTR)在RAE2822翼型的基础上，针对低速和高速巡航状态为层流主控设计，具有高升力、高升阻比、失速特性缓和，高阻力发散马赫数的特点。其中，翼型的最大厚度为11.93％单位弦长，满足不小于11.5％单位弦长的指标；在巡航点阻力系数小幅下降，升阻比得到一定提升，巡航力矩系数减小，可减小巡航配平阻力，阻力发散马赫数为0.73，具备高阻力发散马赫数的特征。低速性能得到较大的提升，低速最大升力系数可达到1.867，失速迎角增大至17度，表明该翼型具高升力和失速特性缓和的特征。满足设计指标要求。巡航状态下，上下表面层流区均不小于40％弦长。
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KTR翼型与RAE2822翼型几何外形对比图；
图2：本发明设计的KTR翼型与RAE2822翼型低速状态下(Ma＝0.20)升力系数曲线对比；
图3：本发明设计的KTR翼型在巡航状态下(0.71马赫数，1.125度迎角)压力系数分布曲线；
图4：本发明设计的KTR翼型在巡航状态下(0.71马赫数，1.125度迎角)表面摩擦系数分布曲线；
图5：本发明设计的KTR翼型与RAE2822翼型在设计点0.71马赫状态下升力系数曲线对比；
图6：本发明设计的KTR翼型与RAE2822翼型巡航状态下阻力系数曲线对比；
图7：本发明设计的KTR翼型与RAE2822翼型阻力蠕增曲线对比。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
本实施例提出的适用于轻中型高速公务机的层流翼型，在满足低速性能设计要求的同时更加注重翼型的巡航特性。
针对高速巡航状态为层流主控的情况，在满足低速性能设计要求的前提下，对翼型的高速特性进行改善，开展翼型设计，指标要求为：
1、翼型上下表面层流区长度均不小于40％弦长。
2、高速状态下(Ma＝0.71)阻力发散马赫数不小于0.73。
3、考虑到低速状态(Ma＝0.20)的气动性能，最大升力系数不小于1.75。
4、最大厚度不小于11.5％翼型弦长。
本实施例通过使用先进的翼型设计和优化技术，以RAE2822翼型为基础翼型，设计得到高阻力发散马赫数层流翼型(KTR)，使得翼型能够在较高的飞行马赫数下，具有较高的升阻比，从而提高巡航效率。
所述KTR翼型由前缘、后缘以及位于所述前缘和后缘之间的上弧线和下弧线构成；所述翼型的前缘半径r与翼型弦长c之比为r/c＝1.47％，最大厚度a与翼型弦长c之比为a/c＝11.93％，最大厚度位置位于x/c＝37.47％处，最大弯度b与翼型弦长c之比为b/c＝1.17％，最大弯度位置位于x/c＝60.3％处，后缘厚度w与翼型弦长c之比为w/c＝0.146％；x为沿着翼型弦线方向从所述前缘到所述后缘的距离，r/c，a/c，b/c，x/c和w/c的值分别允许具有自身数值±3％的最大误差。
若采用参数化公式描述，则所述翼型上弧线的参数化公式如下：
y(x)＝a0+a1*cos(x*w)+b1*sin(x*w)+a2*cos(2*x*w)+b2*sin(2*x*w)+a3*cos(3*x*w)+b3*sin(3*x*w)+a4*cos(4*x*w)+b4*sin(4*x*w)+a5*cos(5*x*w)+b5*sin(5*x*w)+a6*cos(6*x*w)+b6*sin(6*x*w)+a7*cos(7*x*w)+b7*sin(7*x*w)+a8*cos(8*x*w)+b8*sin(8*x*w)
其中
w＝1.049*(1±0.03)；a0＝(-3.398e+09)*(1±0.03)；
a1＝(5.201e+09)*(1±0.03)；b1＝(3.123e+09)*(1±0.03)；
a2＝(-2.022e+09)*(1±0.03)；b2＝(-3.797e+09)*(1±0.03)；
a3＝(-1.23e+08)*(1±0.03)；b3＝(2.395e+09)*(1±0.03)；
a4＝(5.747e+08)*(1±0.03)；b4＝(-8.545e+08)*(1±0.03)；
a5＝(-2.984e+08)*(1±0.03)；b5＝(1.397e+08)*(1±0.03)；
a6＝(7.366e+07)*(1±0.03)；b6＝(7.616e+06)*(1±0.03)；
a7＝(-8.356e+06)*(1±0.03)；b7＝(-6.274e+06)*(1±0.03)；
a8＝(2.623e+05)*(1±0.03)；b8＝(6.462e+05)*(1±0.03)。
所述翼型下弧线的参数化公式如下：
y(x)＝A0+A1*cos(x*w)+B1*sin(x*w)+A2*cos(2*x*w)+B2*sin(2*x*w)+A3*cos(3*x*w)+B3*sin(3*x*w)+A4*cos(4*x*w)+B4*sin(4*x*w)+A5*cos(5*x*w)+B5*sin(5*x*w)+A6*cos(6*x*w)+B6*sin(6*x*w)+A7*cos(7*x*w)+B7*sin(7*x*w)+A8*cos(8*x*w)+B8*sin(8*x*w)
其中
w＝1.049*(1±0.03)；A0＝(3.295e+09)*(1±0.03)；
A1＝(-5.046e+09)*(1±0.03)；B1＝(-3.025e+09)*(1±0.03)；
A2＝(1.965e+09)*(1±0.03)；B2＝(3.68e+09)*(1±0.03)；
A3＝(1.155e+08)*(1±0.03)；B3＝(-2.322e+09)*(1±0.03)；
A4＝(-5.554e+08)*(1±0.03)；B4＝(8.297e+08)*(1±0.03)；
A5＝(2.889e+08)*(1±0.03)；B5＝(-1.362e+08)*(1±0.03)；
A6＝(-7.143e+07)*(1±0.03)；B6＝(-7.148e+06)*(1±0.03)；
A7＝(8.123e+06)*(1±0.03)；B7＝(6.05e+06)*(1±0.03)；
A8＝(-2.57e+05)*(1±0.03)；B8＝(-6.251e+05)*(1±0.03)；
而采用几何数据参数表示，则所述翼型上弧线的几何坐标数值对x/c和yu/c为：
Figure BDA0003578198930000101
Figure BDA0003578198930000111
Figure BDA0003578198930000121
其中yu为上弧线坐标点与弦线的垂直距离，几何坐标数值对的最大误差为±3％。
所述翼型下弧线的几何坐标数值对x/c和yl/c为：
Figure BDA0003578198930000122
Figure BDA0003578198930000131
Figure BDA0003578198930000141
其中yl为下弧线坐标点与弦线的垂直距离，几何坐标数值对的最大误差为±3％。
通过计算表明，本发明翼型的性能满足设计要求。其低速最大升力系数为1.867，失速迎角为17度。阻力发散马赫数为0.73。在巡航状态下，该翼型层流区长度达到40％-50％，满足技术指标的要求。
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 (5)

1.一种适用于轻中型高速公务机的高阻力发散马赫数层流翼型，所述翼型由前缘、后缘以及位于所述前缘和后缘之间的上弧线和下弧线构成；其特征在于：所述翼型的前缘半径r与翼型弦长c之比为r/c＝1.47％，最大厚度a与翼型弦长c之比为a/c＝11.93％，最大厚度位置位于x/c＝37.47％处，最大弯度b与翼型弦长c之比为b/c＝1.17％，最大弯度位置位于x/c＝60.3％处，后缘厚度w与翼型弦长c之比为w/c＝0.146％；x为沿着翼型弦线方向从所述前缘到所述后缘的距离，r/c，a/c，b/c，x/c和w/c的值分别具有±3％的最大误差；翼型上下表面层流区长度均不小于40％弦长；Ma＝0.71时，翼型阻力发散马赫数不小于0.73；Ma＝0.20时，翼型最大升力系数不小于1.75。
2.根据权利要求1所述一种适用于轻中型高速公务机的高阻力发散马赫数层流翼型，其特征在于：所述翼型上弧线的参数化公式如下：
y(x)＝a0+a1*cos(x*w)+b1*sin(x*w)+a2*cos(2*x*w)+b2*sin(2*x*w)+a3*cos(3*x*w)+b3*sin(3*x*w)+a4*cos(4*x*w)+b4*sin(4*x*w)+a5*cos(5*x*w)+b5*sin(5*x*w)+a6*cos(6*x*w)+b6*sin(6*x*w)+a7*cos(7*x*w)+b7*sin(7*x*w)+a8*cos(8*x*w)+b8*sin(8*x*w)
其中
w＝1.049*(1±0.03)；a0＝(-3.398e+09)*(1±0.03)；
a1＝(5.201e+09)*(1±0.03)；b1＝(3.123e+09)*(1±0.03)；
a2＝(-2.022e+09)*(1±0.03)；b2＝(-3.797e+09)*(1±0.03)；
a3＝(-1.23e+08)*(1±0.03)；b3＝(2.395e+09)*(1±0.03)；
a4＝(5.747e+08)*(1±0.03)；b4＝(-8.545e+08)*(1±0.03)；
a5＝(-2.984e+08)*(1±0.03)；b5＝(1.397e+08)*(1±0.03)；
a6＝(7.366e+07)*(1±0.03)；b6＝(7.616e+06)*(1±0.03)；
a7＝(-8.356e+06)*(1±0.03)；b7＝(-6.274e+06)*(1±0.03)；
a8＝(2.623e+05)*(1±0.03)；b8＝(6.462e+05)*(1±0.03)。
3.根据权利要求1或2所述一种适用于轻中型高速公务机的高阻力发散马赫数层流翼型，其特征在于：所述翼型下弧线的参数化公式如下：
y(x)＝A0+A1*cos(x*w)+B1*sin(x*w)+A2*cos(2*x*w)+B2*sin(2*x*w)+A3*cos(3*x*w)+B3*sin(3*x*w)+A4*cos(4*x*w)+B4*sin(4*x*w)+A5*cos(5*x*w)+B5*sin(5*x*w)+A6*cos(6*x*w)+B6*sin(6*x*w)+A7*cos(7*x*w)+B7*sin(7*x*w)+A8*cos(8*x*w)+B8*sin(8*x*w)
其中
w＝1.049*(1±0.03)；A0＝(3.295e+09)*(1±0.03)；
A1＝(-5.046e+09)*(1±0.03)；B1＝(-3.025e+09)*(1±0.03)；
A2＝(1.965e+09)*(1±0.03)；B2＝(3.68e+09)*(1±0.03)；
A3＝(1.155e+08)*(1±0.03)；B3＝(-2.322e+09)*(1±0.03)；
A4＝(-5.554e+08)*(1±0.03)；B4＝(8.297e+08)*(1±0.03)；
A5＝(2.889e+08)*(1±0.03)；B5＝(-1.362e+08)*(1±0.03)；
A6＝(-7.143e+07)*(1±0.03)；B6＝(-7.148e+06)*(1±0.03)；
A7＝(8.123e+06)*(1±0.03)；B7＝(6.05e+06)*(1±0.03)；
A8＝(-2.57e+05)*(1±0.03)；B8＝(-6.251e+05)*(1±0.03)。
4.根据权利要求1所述一种适用于轻中型高速公务机的高阻力发散马赫数层流翼型，其特征在于：所述翼型上弧线的几何坐标数值对x/c和yu/c为：
Figure FDA0003578198920000021
Figure FDA0003578198920000031
Figure FDA0003578198920000041
其中yu为上弧线坐标点与弦线的垂直距离，几何坐标数值对的最大误差为±3％。
5.根据权利要求1所述一种适用于轻中型高速公务机的高阻力发散马赫数层流翼型，其特征在于：所述翼型下弧线的几何坐标数值对x/c和yl/c为：
Figure FDA0003578198920000042
Figure FDA0003578198920000051
Figure FDA0003578198920000061
其中yl为下弧线坐标点与弦线的垂直距离，几何坐标数值对的最大误差为±3％。
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