CN114987735A - 宽速域低声爆低阻翼型的确定方法和状态构型 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种宽速域低声爆低阻翼型的确定方法和状态构型，通过确定在低速状态下的初始翼型构件；其中，初始翼型构件至少包括初始翼型的前缘半径小于第一预设值，初始翼型构件的下表面为平直板状态，初始翼型构件的上表面为预设弯度值；根据预先设置的分割规则，将初始翼型构件分割为主翼和副翼。通过本发明实施例提供的宽速域低声爆低阻翼型的确定方法确定的机翼，实现超声速飞行状态下低声爆低阻力特性，同时有效兼顾低速飞行状态的气动特性，在宽速域范围内提高飞行器综合特性。

Description

宽速域低声爆低阻翼型的确定方法和状态构型

技术领域

本申请属于飞行器技术领域，尤其涉及一种宽速域低声爆低阻翼型的确定方法和状态构型。

背景技术

超声速民机飞行速度快，可以大幅度缩短远程航线的飞行时间，尤其给越洋或跨洲际飞行带来极大便利。激波是超声速飞行无法避免的流动现象，造成飞行器阻力激增、气动效率大幅下降、操稳特性恶化等不利影响，同时还会引起巨大的声爆，引发一系列环境问题。第一代超声速客机正是因为运行经济性、环保等问题退出了商业运营。近年来，世界各国又纷纷开始了新一波超声速民机的研究计划。

超声速飞行时的激波无法避免，但是可以通过气动外形设计充分利用超声速有益干扰效应，大幅减小激阻和声爆。现有技术中有一种超声速双翼构型，该构型由上下对称的三角翼构成，在设计点条件下产生超声速波系有益干扰效应，理论上可以将波阻减为零。双翼间形成类似于超声速进气道的通道，也具有此类构型具有的缺点，如在非设计点形成壅塞效应，导致阻力急剧增大。另外，此类翼型在低速状态气动特性较差，严重影响飞机起降特性及低速巡航特性。尽管可以对超声速双翼进行精细化设计，提升非设计点的气动性能，但是双翼固定的结构特点决定了非设计点特性不能显著提升。

发明内容

本发明意在提供一种宽速域低声爆低阻翼型的确定方法、低速飞行状态构型和超声速飞行状态构型，以解决现有技术中存在的不足，本发明要解决的技术问题通过以下技术方案来实现。

第一个方面，本发明实施例提供一种宽速域低声爆低阻翼型的确定方法，所述方法包括：

确定超声机在低速状态下的初始翼型构件；其中，所述初始翼型构件至少包括初始翼型的前缘半径小于第一预设值，所述初始翼型构件的下表面为平直板状态，所述初始翼型构件的上表面为预设弯度值；

根据预先设置的分割规则，将所述初始翼型构件分割为主翼和副翼。

可选地，所述根据预先设置的分割规则，将所述初始翼型构件分割为主翼和副翼，包括：

获取所述初始翼型构件的下表面平直段靠近前缘的第一端点;

确定主翼前缘角度；

确定以所述第一端点为起点，与下表面平直段夹角的射线；

根据所述射线将所述初始翼型构件分割为主翼和副翼。

可选地，所述副翼包括所述射线与所述初始翼型构件的前缘部分；所述主翼包括所述射线与所述初始翼型构件的下表面构成的部分。

可选地，所述方法还包括：

在超声速飞行状态的情况下，确定所述主翼和副翼的相对位置。

可选地，在超声速飞行状态的情况下，确定所述主翼和副翼的相对位置，包括：

在超声速飞行状态的情况下，所述主翼保持固定状态，所述副翼通过旋转运动到相对于主翼的预设位置。

可选地，所述副翼通过旋转运动到相对于主翼的预设位置，包括：

根据超声速巡航马赫数和主翼前缘角度，确定主翼斜激波位置；

基于副翼外形生成流体力学计算网格，根据马赫数和流场控制方程，确定副翼斜激波角度。

根据主翼前缘点和副翼前缘点的位置信息，确定副翼位置。

可选地，所述方法还包括：在超声速飞行状态的情况下，所述主翼与所述副翼之间的间隔小于第二预设值。

第二个方面，本发明实施例提供一种低速飞行状态构型，所述低速飞行状态构型包括根据如第一方面所述的宽速域低声爆低阻翼型的确定方法得到的主翼和副翼，且主翼与所述副翼之间的间隔小于第二预设值。

第三个方面，本发明实施例提供一种超声速飞行状态构型，其特征在于，所述超声速飞行状态构型包括：如第一方面所述的宽速域低声爆低阻翼型的确定方法得到的主翼和副翼，且所述主翼保持固定状态，所述副翼通过旋转运动到相对于主翼的预设位置。

本发明实施例包括以下优点：

本发明实施例提供的宽速域低声爆低阻翼型的确定方法、低速飞行状态构型和超声速飞行状态构型，通过确定在低速状态下的初始翼型构件；其中，初始翼型构件至少包括初始翼型的前缘半径小于第一预设值，初始翼型构件的下表面为平直板状态，初始翼型构件的上表面为预设弯度值；根据预先设置的分割规则，将初始翼型构件分割为主翼和副翼。通过本发明实施例提供的宽速域低声爆低阻翼型的确定方法确定的机翼，实现超声速飞行状态下低声爆低阻力特性，同时有效兼顾低速飞行状态的气动特性，在宽速域范围内提高飞行器综合特性。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请一实施例中一种宽速域低声爆低阻翼型的确定方法的流程示意图；

图2为本申请实施例中低速状态翼型构型的结构示意图；

图3为本申请实施例中超声速状态翼型构型的结构示意图 ；

图4为本申请又一实施例中翼型的结构示意图；

附图标记为：

1-主翼； 2-副翼； 3-主翼底部； 4-副翼底部；

5-主翼前缘；6-副翼前缘；7-主翼后缘； 8-副翼后缘；

9-超声速流动激波。

具体实施方式

为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合具体实施例及相应的附图对本申请的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

本发明一实施例提供一种宽速域低声爆低阻翼型的确定方法，用于确定超声速机翼的主翼和副翼。本实施例的执行主体为宽速域低声爆低阻翼型的确定装置，设置在终端设备上，例如，终端设备至少包括计算机终端等。

参照图1，示出了本发明的一种宽速域低声爆低阻翼型的确定方法实施例的步骤流程图，该方法具体可以包括如下步骤：

S101、确定在低速状态下的初始翼型构件；其中，初始翼型构件至少包括初始翼型的前缘半径小于第一预设值，初始翼型构件的下表面为平直板状态，初始翼型构件的上表面为预设弯度值；

具体地，若在低速状态下气动特性较差，严重影响的起降特性，对于此，本申请对的机翼的形状进行重新设定，例如重新设定主翼和副翼，不仅可以适应超声速运行，还可以适应低速飞行状态，先确定低速状态基本翼型构型，该构型为兼顾高速状态，需要具备以下特征：①小前缘半径。尽管低速状态下希望翼型具有大的前缘半径，以提供良好的升力以及良好的失速特性，然而大前缘半径在超声速状态产生强的激波，导致阻力急剧增大，综合考虑选用小前缘半径的翼型；②下表面平底。超声速流动状态下，平直的板具有最小的阻力，因此下表面取为平直段；③上表面带弯度。带弯度的上表面在低速状态为翼型提供良好的升力，并且保证翼型一定的厚度，为结构布置提供空间。

S102、根据预先设置的分割规则，将初始翼型构件分割为主翼和副翼。

其中，该预先设置的分割规则包括：

获取初始翼型构件的下表面平直段靠近前缘的第一端点;

确定主翼前缘角度；

确定以第一端点为起点，与下表面平直段夹角的射线；

根据射线将初始翼型构件分割为主翼和副翼。

具体地，取初始翼型构件下表面平直段靠近前缘的端点为x0,给定主翼前缘角度θ1，以x0为起点，与下表面平直段夹角为θ1的射线将基本翼型构型分割为两部分，射线与翼型上表面交点为P，P在翼型弦长上的投影坐标为c，翼型前缘部分与射线构成副翼，其余部分为主翼。

本申请实施例中通过重新设定主翼和副翼，当主翼和副翼呈现不同状态时，可以适应低速飞行或超声速飞行。当低速飞行时，兼顾了低速巡航特性。低速状态主翼与副翼连接为整体，形成常规低速翼型构型，相比超声速翼型具有更好的升阻特性，提高了飞行经济性；当超声速飞行时，超声速巡航状态具有低阻低声爆特性。在超声速状态，主翼与副翼之间的激波相互干扰抵消，显著减小了巡航激波阻力，同时避免了强激波传递至地面，引起强烈的声爆。

本发明又一实施例对上述实施例提供的宽速域低声爆低阻翼型的确定方法做进一步补充说明。

可选地，根据预先设置的分割规则，将初始翼型构件分割为主翼和副翼，包括：

获取初始翼型构件的下表面平直段靠近前缘的第一端点;

确定主翼前缘角度；

确定以第一端点为起点，与下表面平直段夹角的射线；

根据射线将初始翼型构件分割为主翼和副翼。

可选地，副翼包括射线与初始翼型构件的前缘部分；主翼包括射线与初始翼型构件的下表面构成的部分。

可选地，该方法还包括：

在为超声速飞行状态的情况下，确定主翼和副翼的相对位置。

可选地，在超声速飞行状态的情况下，确定主翼和副翼的相对位置，包括：

在超声速飞行状态的情况下，主翼保持固定状态，副翼通过旋转运动到相对于主翼的预设位置。

可选地，副翼通过旋转运动到相对于主翼的预设位置，包括：

根据超声速巡航马赫数和主翼前缘角度，确定主翼斜激波位置；

基于副翼外形生成流体力学计算网格，根据马赫数和流场控制方程，确定副翼斜激波角度。

根据主翼前缘点和副翼前缘点的位置信息，确定副翼位置。

具体的，超声速状态主翼副翼相对位置确定。在低速飞行状态，主翼与副翼紧密连接在一起；在超声速飞行状态，主翼保持固定，副翼通过旋转运动到特定位置。需要通过解析方程分析或数值方法求解确定两者相对位置。更详细步骤如下：

①主翼斜激波位置计算，给定超声速巡航马赫数M，已知主翼前缘角度θ₁ ，主翼产生的斜激波角度β₁与M、θ₁有如下关系：

tanθ₁=2*cotβ₁*(M²*sin²β₁-1)/(M²*(γ+cos²β₁)+2 （1）

其中cot，sin，cos分别为余切、正弦、余弦函数，γ=1.4。

将M和θ₁代入可求得斜激波角度β₁。

②副翼斜激波位置计算。由于副翼前缘为钝形，不能利用步骤①的公式求解，因此利用数值分析方法求解。基于斜激波外形生成流体力学计算网格，给定马赫数M，求解流场控制方程得到副翼斜激波角度β₂。

③副翼位置确定。以主翼前缘点为参考点，副翼前缘点流向坐标x1,纵向坐标y1，可由以下公式求得：

x1=c₁*(tanβ₁tan(β₂-θ₁)+tanβ₁tan(θ₁))/(tanβ₁+tan(β₂-θ₁))

y1=x1/tanβ₁ （2）

可选地，该方法还包括：在超声速飞行状态的情况下，主翼与副翼之间的间隔小于第二预设值。

本申请实施例提供的主翼和副翼，可以实现超声速巡航状态的低阻低声爆特性。在超声速状态，主翼与副翼之间的激波相互干扰抵消，显著减小了巡航激波阻力，同时避免了强激波传递至地面，引起强烈的声爆。兼顾了低速巡航特性。低速状态主翼与副翼连接为整体，形成常规低速翼型构型，相比超声速翼型具有更好的升阻特性，提高了飞行经济性。

图2为本申请实施例中低速状态翼型构型的结构示意图；在低速飞行状态下，包括飞机起飞、爬升、降落等阶段，主翼1和副翼2紧密连接在一起，形成典型的低速翼型构型。

图3为本申请实施施例中超声速状态翼型构型的结构示意图；在超声速巡航阶段，副翼2通过旋转运动，到达特定位置。主翼1和副翼2产生的激波互相干扰、互相抵消，大大减小了激波阻力，同时避免高强度激波传播到地面，引发声爆现象。

图4为本申请又一实施例中翼型的结构示意图。步骤一：进行低速翼型构型的选择，需综合考虑高低速特性。主翼底部3作为该低速翼型构型的下底，为平直段，前缘半径较小。

步骤二：选取主翼前缘角θ₁=7°，在低速基本翼型的前缘平直段的端点做射线，与低速基本翼型上表面相交。射线将低速基本翼型分割为主翼1和副翼2。

步骤三：根据上述公式（1），给定巡航马赫数M=2.0，将M和θ1代入，求得主翼1产生的斜激波角度β₁，约为36°。

单独对副翼进行流场数值模拟，观察流场特征，得到副翼在来流M=2.0时的斜激波角度β₂约为38°。

将所得的θ₁，β₁，β₂代入公式（2），得到副翼前缘坐标（x1,y1）,至此副翼2相对与主翼1的位置确定。

本发明实施例提供一种低速飞行状态构型，低速飞行状态构型包括上述的宽速域低声爆低阻翼型的确定方法得到的主翼和副翼，且主翼与副翼之间的间隔小于第二预设值。

本发明实施例提供一种超声速飞行状态构型，超声速飞行状态构型包括：上述的宽速域低声爆低阻翼型的确定方法得到的主翼和副翼，且主翼保持固定状态，副翼通过旋转运动到相对于主翼的预设位置。

需要说明的是，对于方法实施例，为了简单描述，故将其都表述为一系列的动作组合，但是本领域技术人员应该知悉，本发明实施例并不受所描述的动作顺序的限制，因为依据本发明实施例，某些步骤可以采用其他顺序或者同时进行。其次，本领域技术人员也应该知悉，说明书中所描述的实施例均属于优选实施例，所涉及的动作并不一定是本发明实施例所必须的。

本发明实施例提供的宽速域低声爆低阻翼型的确定方法、低速飞行状态构型和超声速飞行状态构型，通过确定在低速状态下的初始翼型构件；其中，初始翼型构件至少包括初始翼型的前缘半径小于第一预设值，初始翼型构件的下表面为平直板状态，初始翼型构件的上表面为预设弯度值；根据预先设置的分割规则，将初始翼型构件分割为主翼和副翼。通过本发明实施例提供的宽速域低声爆低阻翼型的确定方法确定的机翼，实现超声速飞行状态下低声爆低阻力特性，同时有效兼顾低速飞行状态的气动特性，在宽速域范围内提高飞行器综合特性。

应该指出，上述详细说明都是示例性的，旨在对本申请提供进一步的说明。除非另有指明，本文使用的所有技术和科学术语均具有与本申请所属技术领域的普通技术人员的通常理解所相同的含义。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式。此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的术语在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施方式能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。

此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位，如旋转90度或处于其他方位，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

在上面详细的说明中，参考了附图，附图形成本文的一部分。在附图中，类似的符号典型地确定类似的部件，除非上下文以其他方式指明。在详细的说明书、附图及权利要求书中所描述的图示说明的实施方案不意味是限制性的。在不脱离本文所呈现的主题的精神或范围下，其他实施方案可以被使用，并且可以作其他改变。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种宽速域低声爆低阻翼型的确定方法，其特征在于，所述方法包括：

确定超声机在低速状态下的初始翼型构件；其中，所述初始翼型构件初始翼型的前缘半径小于第一预设值，所述初始翼型构件的下表面为平直板状态，所述初始翼型构件的上表面为预设弯度值；

根据预先设置的分割规则，将所述初始翼型构件分割为主翼和副翼。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据预先设置的分割规则，将所述初始翼型构件分割为主翼和副翼，包括：

获取所述初始翼型构件的下表面平直段靠近前缘的第一端点;

确定主翼前缘角度；

确定以所述第一端点为起点，与下表面平直段夹角的射线；

根据所述射线将所述初始翼型构件分割为主翼和副翼。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述副翼包括所述射线与所述初始翼型构件的前缘部分；所述主翼包括所述射线与所述初始翼型构件的下表面构成的部分。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

在超声速飞行状态的情况下，确定所述主翼和副翼的相对位置。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述在超声速飞行状态的情况下，确定所述主翼和副翼的相对位置，包括：

在超声速飞行状态的情况下，所述主翼保持固定状态，所述副翼通过旋转运动到相对于主翼的预设位置。

6.根据权利要求3的方法，其特征在于，所述副翼通过旋转运动到相对于主翼的预设位置，包括：

根据超声速巡航马赫数和主翼前缘角度，确定主翼斜激波位置；

基于副翼外形生成流体力学计算网格，根据马赫数和流场控制方程，确定副翼斜激波角度；

根据主翼前缘点和副翼前缘点的位置信息，确定副翼位置。

7.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：在超声速飞行状态的情况下，所述主翼与所述副翼之间的间隔小于第二预设值。

8.一种低速飞行状态构型，其特征在于，所述低速飞行状态构型包括根据如权利要求1-7所述的宽速域低声爆低阻翼型的确定方法得到的主翼和副翼，且主翼与所述副翼之间的间隔小于第二预设值。

9.一种超声速飞行状态构型，其特征在于，所述超声速飞行状态构型包括：如权利要求1-7所述的宽速域低声爆低阻翼型的确定方法得到的主翼和副翼，且所述主翼保持固定状态，所述副翼通过旋转运动到相对于主翼的预设位置。

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