CN115649417B - 一种高亚声速自配平高隐身翼型 - Google Patents

Abstract

本发明属于翼型设计领域，公开了一种高亚声速自配平高隐身翼型，所述翼型的最大厚度为8.38%，所述翼型的最大厚度位置为32.6%，所述翼型的最大弯度为1.57%，所述翼型最大弯度位置为30.5%，所述翼型后缘厚度为1.1%。本发明解决了现有的飞翼布局飞行器无法兼顾自配平和高隐身性能以满足高亚音速飞行的问题，适用于飞翼布局飞行器高亚音速巡航。

Description

一种高亚声速自配平高隐身翼型

技术领域

本发明涉及翼型设计领域，尤其涉及一种高亚声速自配平高隐身翼型。

背景技术

翼型是飞行器气动布局设计的基础，直接影响飞行器的飞行性能，特别是高亚音速飞翼布局飞行器对翼型的设计要求更加严格。为了提高飞翼飞行器的高亚音速巡航性能和隐身性能，飞翼布局飞行器通常取消平垂尾，整个飞行器气动布局非常干净，具有极高的气动性能和隐身性能。翼型弯度、前缘半径、尾缘角和翼型厚度等几何参数都会对其隐身特性有重要影响，通过优化设计翼型结构可以改善翼型的隐身特性，翼型隐身重点需要抑制其前向和后向雷达散射截面。需要注意的是：某些翼型参数对气动和隐身性能均有较大影响，但作用相反，应作为综合优化设计的主要设计参数，并采用不同的优化设计策略寻求总体最优结果。

对于飞翼布局飞行器，由于机身长度通常较短，舵面尺寸有限，导致飞翼布局的机动性能比较差，因此为了提高飞行器的操纵能力，翼型设计中通常要求具有自配平能力，减小俯仰舵面配平偏转导致的气动性能和隐身性能下降，同时增加巡航状态下的舵面有效偏转范围。针对高亚音速飞翼布局对翼型的特殊需求，从气动性能、隐身性能和自配平等方面设计出发，急需设计了一种能够实现自配平的高亚音速高隐身翼型。

发明内容

本发明意在提供一种高亚声速自配平高隐身翼型，以解决现有的飞翼布局飞行器无法兼顾自配平和高隐身性能以满足高亚音速飞行的问题。

为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种高亚声速自配平高隐身翼型，所述翼型的最大厚度为8.38%，所述翼型的最大厚度位置为32.6%，所述翼型的最大弯度为1.57%，所述翼型最大弯度位置为30.5%，所述翼型后缘厚度为1.1%。

优选地，所述翼型在以0.8马赫数下巡航时，最大升阻比为14.5，对应的攻角为2°。

优选地，所述翼型在以0.8马赫数下巡航时，失速迎角为16°以上，翼型最大升阻比超过14。

优选地，所述翼型在以0.7马赫数下巡航时，最大升阻比超过54。

优选地，所述翼型的设计方法包括如下步骤：

S1、首先将翼型进行参数化，选择FFD自由变形技术进行翼型表面的参数化；

S2、针对FFD自由变形技术的特点，在均匀控制格点的基础上实现非均匀控制点的网格变形控制方法；

S3、结合CFD数值计算和电磁隐身计算工具得到样本点的气动参数和隐身性能；

S4、基于样本点构建代理模型，根据目标函数选择多目标优化算法；

S5、通过多轮优化得到所需的高亚音速翼型。

优选地，所述网格变形控制方法为：根据翼型型面分布设计翼型非均匀控制点，建立控制点与网格表面节点的对应关系：

其中

是翼型表面网格在局部坐标系中的局部坐标，采用最小二乘法得到翼型表面坐标的局部坐标/>

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是FFD控制点的坐标，/>

是翼型表面的原始坐标，/>

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分别是x方向和y方向的节点数，移动翼型附近的控制点/>

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，由于局部坐标不变，从而可以得到变形后的网格坐标为：

本发明的有益效果：

本方案能够实现自配平的高亚声速高隐身翼型，M=0.8对应的设计升力系数为0.26，M=0.7对应的设计升力系数为0.5，该翼型具有更小的阻力系数和雷达散射截面。优化得到的翼型M=0.8时失速迎角超过16°，具有较缓和的失速特性，最大升阻比为14.5，M=0.7对应的最大升阻比为54，可以满足飞翼布局飞行器高亚音速下的高性能设计需求。

附图说明

图1为本发明一种高亚声速自配平高隐身翼型的几何图；

图2为本发明一种高亚声速自配平高隐身翼型的升力系数曲线；

图3为本发明一种高亚声速自配平高隐身翼型的俯仰力矩特性曲线；

图4为本发明一种高亚声速自配平高隐身翼型的升阻比特性曲线；

图5为本发明一种高亚声速自配平高隐身翼型的设计状态的压力系数图；

图6为本发明一种高亚声速自配平高隐身翼型的设计状态的压力云图；

图7为本发明一种高亚声速自配平高隐身翼型在M=0.7时的升阻比曲线；

图8为本发明一种高亚声速自配平高隐身翼型在M=0.7时的俯仰力矩特性曲线。

注：图中X、Y分别指的是翼型沿着x、y方向的坐标，单位为m。AOA指的是翼型的攻角，CL指的是翼型升力系数，CM指的是翼型俯仰力矩系数，K指的是翼型升阻比，cp指的是翼型表面压力系数。

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明：

如图1所示，一种高亚声速自配平高隐身翼型，翼型的最大厚度为8.38%，翼型的最大厚度位置为32.6%，翼型的最大弯度为1.57%，翼型最大弯度位置为30.5%，翼型后缘厚度为1.1%。翼型上表面相对平缓，在翼型后缘采用后卸载的设计，本设计相当于在翼型后缘产生负升力增加抬头力矩，使得翼型在巡航状态下实现力矩自配平，通过调整翼型表面型线的分布改善翼型的隐身特性。

翼型能够实现在M=0.8时，雷诺数百万量级具有较好的气动性能，翼型下表面前半部分相对平缓，翼型前缘曲率半径较小，一方面是减小波阻，一方面是减小雷达散射面积。翼型前半部分设计有一定的弯度，使得翼型在小迎角下具有较大的升力系数，整个翼型的升力贡献主要是由前半部分产生，由于零升迎角的翼型产生的是抬头力矩。高亚音速飞机机翼设计一般有一定的后掠角，同时保证一定的静稳定裕度，因此翼型自身的抬头力矩可以通过静稳定裕度的设计使得飞机达到力矩自配平。

飞翼布局在高亚音速下巡航飞行，如果迎角过大，翼型容易上表面出现较大范围内的超音速区域和表面激波，同时激波也会诱导翼型上表面分离，导致飞翼布局的气动性能明显下降，另外翼型的曲率分布对隐身性能影响较大，特别是翼型前缘半径、翼型弯度和翼型厚度等参数。

本翼型的设计方法包括如下步骤：

S1、选择某基准翼型进行设计，首先将翼型进行参数化，选择FFD自由变形技术进行翼型表面的参数化；对基准翼型进行网格划分，然后根据参数化方法确定FFD框，并选择一定（即从设计的FFD控制节点中选择一部分作为变量）的控制点作为控制变量。

S2、针对FFD自由变形技术的特点，在均匀控制格点的基础上实现非均匀控制点的网格变形控制方法。首先根据翼型型面分布设计翼型非均匀控制点，建立控制点与网格表面节点的对应关系：

其中

是翼型表面网格在局部坐标系中的局部坐标，采用最小二乘法得到翼型表面坐标的局部坐标/>

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，由于局部坐标不变，从而可以得到变形后的网格坐标为：

其中

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变形后的全局坐标，通过以上方法实现对翼型的参数化描述。

S3、结合CFD数值计算和电磁隐身计算工具得到样本点（即所有控制点变形状态的组合）的气动参数和隐身性能。

S4、基于样本点构建代理模型，根据目标函数选择多目标优化算法，以巡航状态点升力系数为气动约束，阻力最小和雷达散射截面最小为优化目标，建立翼型优化设计流程。

S5、通过多轮优化得到所需的高亚音速翼型。

图1中X和Y为无量纲的数值，x,y是翼型沿横轴纵轴的坐标。

图2给出的是本翼型在M=0.8时的升力系数，最大升力系数达到0.8以上，当迎角较小时升力线斜率较大，当迎角继续增大时升力线斜率变小，但是翼型仍没有失速，最大失速迎角在16°以上。

图3可以看出在小迎角范围内翼型的力矩基本保持不变，翼型产生的是抬头力矩。

图4可以看出最大升阻比出现在2°左右，最大升阻比为14.5左右。

图5是M=0.8设计点下的翼型上下表面压力系数对比，可以看出在设计状态下，翼型上表面50%区域出现了明显的压力增加过程，说明翼型表面出现了激波，由于升力产生的主要区域是翼型前半部分，翼型尾部区域出现了负升力，负升力产生的是抬头力矩，前半部分压力作用和尾部共同产生了翼型的抬头力矩。

图6是翼型设计点下的压力云图，翼型下表面的压力分布相对平缓，翼型上表面出现了明显的激波，这也是高亚音速翼型阻力增加的主要原因。

图7和图8给出了翼型在马赫数为0.7时的气动性能，可以看出本翼型在M=0.7也具有较好的气动性能，且在一定范围内翼型能够实现力矩自配平，升阻比也出现了明显的增加，原因主要是在M=0.7时翼型表面出现的超音速区域很小且激波较弱，证明了本专利设计的翼型具有较好的宽速度适应范围。

以上所述的仅是本发明的实施例，实施方案中公知的具体技术方案或特性等常识在此未作过多描述。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明技术方案的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本发明的保护范围，这些都不会影响本发明实施的效果和专利的实用性。本申请要求的保护范围应当以其权利要求的内容为准，说明书中的具体实施方式等记载可以用于解释权利要求的内容。

Claims (4)

1.一种高亚声速自配平高隐身翼型，其特征在于：所述翼型的最大厚度为8.38％，所述翼型的最大厚度位置为32.6％，所述翼型的最大弯度为1.57％，所述翼型最大弯度位置为30.5％，所述翼型后缘厚度为1.1％；

所述翼型的设计方法包括如下步骤：

S1、首先将翼型进行参数化，选择FFD自由变形技术进行翼型表面的参数化；

S2、针对FFD自由变形技术的特点，在均匀控制格点的基础上实现非均匀控制点的网格变形控制方法；

S3、结合CFD数值计算和电磁隐身计算工具得到样本点的气动参数和隐身性能；

S4、基于样本点构建代理模型，根据目标函数选择多目标优化算法；

S5、通过多轮优化得到所需的高亚音速翼型；

所述网格变形控制方法为：根据翼型型面分布设计翼型非均控制点，建立控制点与网格表面节点的对应关系：

其中s,t是翼型表面网格在局部坐标系中的局部坐标，采用最小二乘法得到翼型表面坐标的局部坐标s,t，l,m表示FFD框的节点个数，

是FFD控制点的坐标，X₁是翼型表面的原始坐标，/>

是贝塞尔基函数，i,j分别是x方向和y方向的节点数，移动翼型附近的控制点/>

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由于局部坐标不变，从而可以得到变形后的网格坐标为：

2.根据权利要求1所述的一种高亚声速自配平高隐身翼型，其特征在于：所述翼型在以0.8马赫数下巡航时，最大升阻比为14.5，对应的攻角为2°。

3.根据权利要求1所述的一种高亚声速自配平高隐身翼型，其特征在于：所述翼型在以0.8马赫数下巡航时，失速迎角为16°以上，翼型最大升阻比超过14。

4.根据权利要求1所述的一种高亚声速自配平高隐身翼型，其特征在于：所述翼型在以0.7马赫数下巡航时，最大升阻比超过54。

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