CN116451343A - 考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种考虑背负式进气道影响的飞翼布局翼型设计方法，针对背负式进气道内流场品质不佳造成飞行器进气道性能损失的问题，该方法解决了传统设计方法中未考虑进气道前部外形对内外流场耦合影响的问题，对飞翼布局内外流一体化进行了二维处理，建立考虑背负式进气道影响的二维翼型设计模型，通过高效的数值优化设计，得到考虑背负式进气道影响的飞翼布局翼型。通过CFD方法分析，该方法设计的翼型气动性能优于传统翼型，进气道内部流场基本消除分离，进气道内流场品质大大提升，翼型升阻特性显著提高。

Description

考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计方法
技术领域
本发明涉及飞行器设计领域，具体为一种考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计方法。
背景技术
飞翼布局也是全无尾布局的一种，因其外形扁平，很难分辨出机身与机翼的分界面，如同一个巨大的机翼，因此被称为飞翼布局。飞翼布局满足超长航时、超高度、低可探测性的要求，飞翼布局飞机没有传统布局飞机的桶状机身，它的装载区完全浸没在巨大的飞翼内，因此其外形可以完全按照气动最优的条件进行设计，整个机体都成为一个升力面，同时去除了平尾、垂尾等外形突起部件，有效降低了浸润面积，有助于阻力的减少，大大提高了升阻比。据统计分析，飞翼布局能够减少15％的起飞重量，升阻比可提升20％，燃油消耗减少约27％。因此它在速度、航程和飞行经济性上相对于传统结构的飞机有着无可比拟的优势，著名的飞翼布局就是美国空军的B-2隐身轰炸机。
为了进一步提升飞翼布局飞行器的隐身性能，通常需要保证下表面的完整性，避免出现缝隙和开口等强散射源。因此，飞翼布局军用飞机大多采用背负式S弯进气道，如X-47B、B-2等。虽然背负式S弯进气道可以大幅提升飞翼布局飞机的隐身特性，但由于飞机上表面流动变化比较剧烈，存在着强的吸力峰值和流动加速等现象，因此背负式进气道内流场和上表面外流场存在复杂的耦合现象，这一方面对飞翼布局飞机的气动特性产生了较大的破坏，另一方面也导致进气道内流场出现分离，使得进气道性能大幅下降。针对这个问题，以往设计者主要针对S弯进气道的外形进行设计，以改善进气道内流场品质，但这种设计思路忽略了进气道前部外形对内外流耦合效应的影响，导致设计效果不理想。
发明内容
采用传统方法设计的翼型在飞翼布局飞机背负式进气道附近气动特性被严重破坏，导致其难以在实际中工程应用，针对这个问题，本发明提出了考虑背负式进气道影响的飞翼布局翼型设计方法，由于进气道前方外形具有显著的二维特征，二维设计对于三维布局的气动特性有着至关重要的影响，因此该方法能够充分发挥翼型优化设计的优势，在翼型设计阶段考虑背负式进气道的影响，使得设计的翼型更加符合工程实际，提高设计翼型的工程实际应用价值。
本发明的技术方案为：
所述一种考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计方法，包括以下步骤：
步骤1：根据飞翼布局飞机的整体设计要求，对翼型整体进行全局设计；
步骤2：根据设定的背负式S弯进气道形状和位置，在步骤1基于全局设计得到的翼型上构造背负式S弯进气道，得到进行局部修型设计的初始翼型；
步骤3：针对步骤2得到的初始翼型，以翼型前缘至进气道入口的翼型上表面外形部分作为设计对象进行优化设计，得到最终的考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型。
进一步的，步骤3中，进行优化设计时，进气道出口位置的边界条件设为压力出口边界条件p/p∞以模拟进气情况，其中p为出口压力系数，p∞为自由来流压力系数。
进一步的，步骤1中，对翼型整体进行全局设计的过程为：
设定初始翼型，按照设定的设计状态，以阻力最小为设计目标，以翼型最大厚度不减小以及力矩系数不小于设定值为约束，以翼型上下表面的外形为设计对象，实现翼型整体的全局优化设计。
进一步的，步骤1中，设计状态为马赫数0.66，升力系数0.25，雷诺数为2.0e7，约束条件中，力矩系数不小于0.02。
进一步的，步骤3中进行优化设计时，仅考虑进气道内流场的存在对于翼型外流场的影响，在积分气动力时，不考虑进气道内流场的力。
进一步的，步骤3中进行优化设计的过程为：
根据步骤2得到的初始翼型，按照设定的设计状态，以升阻比最大为设计目标，以翼型最大厚度不减小以及力矩系数不小于设定值为约束，以翼型前缘至进气道入口的翼型上表面外形部分作为设计对象，实现翼型局部修型优化设计，得到最终的考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型。
进一步的，步骤3中，设计状态为马赫数0.66，设计攻角alpha＝3°，雷诺数为2.0e7，约束条件中，力矩系数不小于0.02。
有益效果
本发明提供了一种考虑背负式进气道影响的飞翼布局翼型设计方法，针对背负式进气道内流场品质不佳造成飞行器进气道性能损失的问题，该方法解决了传统设计方法中未考虑进气道前部外形对内外流场耦合影响的问题，对飞翼布局内外流一体化进行了二维处理，建立考虑背负式进气道影响的二维翼型设计模型，通过高效的数值优化设计，得到考虑背负式进气道影响的飞翼布局翼型。通过CFD方法分析，该方法设计的翼型气动性能优于传统翼型，进气道内部流场基本消除分离，进气道内流场品质大大提升，翼型升阻特性显著提高。该方法充分发挥数值优化方法的优势，结合进气道二维特征，在翼型设计阶段考虑进气道的翼型，使得设计的翼型在充分保持气动优势的同时，更加符合工程实际，为飞翼布局飞机设计奠定了基础。
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为本发明考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计方法流程图。
图2为本发明全局方法设计翼型几何模型
图3为本发明带进气道翼型几何模型。
图4为本发明带进气道翼型设计对象。
图5为本发明带进气道翼型计算模型边界条件设置。
图6为设计翼型与初始翼型几何外形对比示意。
图7为初始翼型流场云图(M＝0.66，alpha＝3)。
图8为设计翼型流场云图(M＝0.66，alpha＝3)。
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。
本实施例针对考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机的翼型设计需求，采用“全局+局部”的设计方法，首先根据翼型设计要求，使用传统方法对翼型整体进行“全局”设计。然后在初步设计结果的基础上，进行“局部”修型设计。即结合工程要求，通过Bspline参数化方法在初步设计结果得到的翼型上表面构造背负式进气道剖面，将进气道出口位置的边界条件设为压力出口边界条件模拟进气情况。由于进气道内流场与其唇口前缘部分的外流场直接相关，因此“局部”修型设计的设计对象为翼型上表面前缘至进气道入口部分。而且结合工程实际，考虑设计目的为设计攻角下，消除翼型进气道内流场分离现象，在设计过程中仅考虑进气道内流场的存在对于翼型外流场的影响，即在积分气动力的时候内流场的力并不考虑在内。
基于此，参阅图1，本实施例中的考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计方法，包括以下步骤：
步骤1：根据飞翼布局飞机的整体设计要求，采用基于代理模型的气动优化设计方法对翼型整体进行全局设计；设计过程为：
利用给定的初始翼型，按照设定的设计状态：马赫数0.66，升力系数0.25，雷诺数为2.0e7，以阻力最小为设计目标，以翼型最大厚度不减小以及力矩系数不小于0.02为约束，以翼型上下表面的外形为设计对象，实现翼型整体的全局优化设计，设计结果如图2所示。
设计模型如下式所示：
min Cd
s.t.Cl＝0.25
Cm≥0.02
t/copt≥t/cinitial
xi,low≤xi≤xi,up
其中Cd为阻力系数，Cl为升力系数，Cm为力矩系数，t/copt为设计翼型的相对厚度，t/cinitial为初始翼型的相对厚度，xi为翼型设计变量。
接下来在全局设计的基础上，结合背负式进气道这一工程实际约束，建立考虑进气道影响的翼型设计模型，对翼型从前缘到进气道唇口部分进行“局部”修型设计。
步骤2：根据实际工程要求的背负式S弯进气道形状和位置，利用Bspline参数化方法，在步骤1基于全局设计得到的翼型上构造背负式S弯进气道，得到进行局部修型设计的初始翼型，如图3所示。
步骤3：针对步骤2得到的初始翼型，以翼型前缘至进气道入口的翼型上表面外形部分作为设计对象进行优化设计，如图4所示，得到最终的考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型。
进行优化设计时，进气道出口位置的边界条件设为压力出口边界条件p/p∞以模拟进气情况，其中p为出口压力系数，p∞为自由来流压力系数，如图5所示。而且仅考虑进气道内流场的存在对于翼型外流场的影响，在积分气动力时，不考虑进气道内流场的力。
进行考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计的主要目的是提高背负式进气道内流场品质，在设定攻角下，消除翼型进气道内流场的分离现象，而此时翼型的升阻比会有明显提高，因此“局部”修型的设计过程为：
根据步骤2得到的初始翼型，按照设定的设计状态：马赫数0.66，设计攻角alpha＝3°，雷诺数为2.0e7，以升阻比最大为设计目标，以翼型最大厚度不减小以及力矩系数不小于0.02为约束，以翼型前缘至进气道入口的翼型上表面外形部分作为设计对象，实现翼型局部修型优化设计，得到最终的考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型。
设计模型如下式所示：
max Cl/Cd
s.t.alpha＝3°
Cm≥0.02
t/copt≥t/cinitial
xi,low≤xi≤xi,up
其中Cd为阻力系数，Cl为升力系数，alpha为设计攻角，Cm为力矩系数，t/copt为设计翼型的相对厚度，t/cinitial为初始翼型的相对厚度，xi为翼型设计变量。
下面给出仿真验证结果：
最终设计翼型与步骤2得到的初始翼型对比如图6所示，相较于初始翼型，设计翼型上表面进气道之前的气动外形较为明显的凸起，唇口附近的翼型保持较为平坦的外形。平坦的外形使翼型上表面前缘的流场更加和缓，有利于改善进气道入口流动环境。图7和图8为设计翼型与初始翼型在设计马赫数0.66下，3度攻角时进气道内流场的状态，初始翼型在进气道内部发生了明显的分离现象，而设计翼型已将进气道内部的分离现象完全消除。
表为3度攻角时候初始翼型和设计翼型的升阻特性对比，可以看出，设计翼型升阻比明显提高。
表1气动特性对比
Ma Alpha Cl Cd Cl/Cd
Baseline 0.66 3 0.42 0.0110 38.18
Opt 0.66 3 0.51 0.0115 44.34
本发明提供了一种考虑背负式进气道影响的飞翼布局翼型设计方法，利用代理模型优化设计方法，从翼型全局角度，设计出满足飞翼布局要求的翼型；利用参数化方法，构造满足项目要求的带进气道翼型几何模型；建立适用于带进气道的翼型的计算模型，设置压力出口条件，进行二维进气道内流场数值模拟；建立带进气道翼型局部设计模型，完成带进气道翼型设计，解决内外流场复杂耦合导致进气道流场品质低的问题，并提高翼型升阻特性。
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 (7)

1.一种考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：根据飞翼布局飞机的整体设计要求，对翼型整体进行全局设计；
步骤2：根据设定的背负式S弯进气道形状和位置，在步骤1基于全局设计得到的翼型上构造背负式S弯进气道，得到进行局部修型设计的初始翼型；
步骤3：针对步骤2得到的初始翼型，以翼型前缘至进气道入口的翼型上表面外形部分作为设计对象进行优化设计，得到最终的考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型。
2.根据权利要求1所述一种考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计方法，其特征在于：步骤3中，进行优化设计时，进气道出口位置的边界条件设为压力出口边界条件p/p∞以模拟进气情况，其中p为出口压力系数，p∞为自由来流压力系数。
3.根据权利要求1所述一种考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计方法，其特征在于：步骤1中，对翼型整体进行全局设计的过程为：
设定初始翼型，按照设定的设计状态，以阻力最小为设计目标，以翼型最大厚度不减小以及力矩系数不小于设定值为约束，以翼型上下表面的外形为设计对象，实现翼型整体的全局优化设计。
4.根据权利要求3所述一种考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计方法，其特征在于：步骤1中，设计状态为马赫数0.66，升力系数0.25，雷诺数为2.0e7，约束条件中，力矩系数不小于0.02。
5.根据权利要求1所述一种考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计方法，其特征在于：步骤3中进行优化设计时，仅考虑进气道内流场的存在对于翼型外流场的影响，在积分气动力时，不考虑进气道内流场的力。
6.根据权利要求1所述一种考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计方法，其特征在于：步骤3中进行优化设计的过程为：
根据步骤2得到的初始翼型，按照设定的设计状态，以升阻比最大为设计目标，以翼型最大厚度不减小以及力矩系数不小于设定值为约束，以翼型前缘至进气道入口的翼型上表面外形部分作为设计对象，实现翼型局部修型优化设计，得到最终的考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型。
7.根据权利要求6所述一种考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计方法，其特征在于：步骤3中，设计状态为马赫数0.66，设计攻角alpha＝3°，雷诺数为2.0e7，约束条件中，力矩系数不小于0.02。
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