CN116729619B - 一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族，翼型族前缘下表面正加载和后缘上表面反加载，实现抬头力矩，缓解飞翼布局外翼段翼型的设计载荷和力矩压力，改善环量分布，提高升阻比，实现设计点的力矩的精准自配平。翼型族的上表面比较平坦，压力分布变化比较和缓，避免出现强的激波，减小翼型设计状态的阻力，提高翼型的阻力发散特性。翼型族具有明显的负弯度特征，减小飞翼布局内翼段的载荷，改善飞翼布局“三角形”环量分布特征，减小诱导阻力，提高飞翼布局的升阻比。与传统的翼型相比，翼型族可以通过改变前加载和后加载来实现力矩的精准控制，在典型设计状态下，升阻比提高了10，阻力发散马赫数提高了0.03，同时翼型的雷达散射截面积减小了0.035m²。

Description

一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼 型族

技术领域

本发明涉及翼型设计技术领域，具体为一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族。

背景技术

飞翼布局以其优异的气动特性和隐身特性成为新型无人作战飞机和轰炸机的首选布局形式，同时飞翼布局还具备良好的结构特性和装载特性。尤其以B2为代表的远程隐身轰炸机的成功研制和优异表现，以及后续的X47系列无人机，RQ180飞翼侦察机的研制，使得飞翼布局称为现代和未来飞行器研究的热点和核心。

尽管具备以上优点，但飞翼布局由于进行了各部分的高度融合，各部件直接紧密耦合，导致在配平和操纵方面出现了很大的缺陷，早期的飞翼布局如XB35和YB49飞机均因为操纵和飞行品质等问题而夭折。随着自动控制技术的进步，飞翼布局的操控问题得到了改善和突破，这才最终导致B2飞机的成功研制。

然而现代军用飞翼布局设计仍然面临着以下严峻的挑战：

第一，由于缺少尾翼，即便是具有自动控制系统的情况下，飞翼布局的在飞行过程中配平仍然非常困难，常常需要牺牲翼尖升力进行配平，从而使得飞翼布局的升阻特性明显的损失，使其优势大幅衰减，因此为了保证飞翼布局的升阻特性和配平特性，与传统布局不同，飞翼布局飞行器需要通过翼型设计配置实现力矩的精准控制。

第二，现代高速飞翼布局通常飞行马赫数比较高，飞机上表面容易出现激波，破坏了飞机的升阻特性，同时在边界特性上由于激波发展过于迅速，通常会导致飞翼飞机的抖震边界比较差，虽然现代超临界翼型可以很好的提高飞机的跨声速性能和抖震特性，但是超临界翼型以其过大的低头力矩，应用在飞翼布局飞机上时，很难在巡航飞行时实现力矩配平。

第三，飞翼布局由于其布局特征，内翼段弦长较长，一般具有后掠特征，因此通常飞机载荷分布呈现三角形分布，这种分布会产生很大的诱导阻力，导致飞翼布局升阻比下降。

第四，现代雷达技术和反隐身技术的快速发展，对飞机的隐身性能要求也越来越高，因此单纯依靠飞翼布局本身很难满足隐身设计要求，因此需要对飞翼的翼型剖面进行优化设计，进一步提升飞机的隐身性能。

发明内容

本发明要解决的技术问题：

飞翼布局飞机具极高的升阻比，优异的结构装载特性，良好的隐身性能，是适应未来作战飞机的最佳气动布局形式，然而由于缺乏尾翼作为配平，使得飞翼布局对翼型的设计提出了极其严苛的要求，需要在巡航等不同状态实现自配平，特别是巡航状态，要求翼型提供精准的俯仰力矩以实现自配平。

为此，本发明从飞翼布局飞机内翼段翼型设计角度出发，提出一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族，翼型族的主要特征为前缘下表面正加载和后缘上表面反加载来实现正的俯仰力矩(抬头力矩)，这样可以缓解飞翼布局外翼段翼型的设计载荷和力矩压力，从而改善环量分布，提高升阻比，同时通过精细的前加载和后缘反加载设计实现设计点的力矩的精准自配平。采用超临界翼型的设计特点，翼型族的上表面比较平坦，这样使得压力分布变化比较和缓，避免出现强的激波，一方面可以减小翼型设计状态的阻力，另一方面可以提高翼型的阻力发散特性。翼型族具有明显的负弯度特征，这样可以减小飞翼布局内翼段的载荷，改善飞翼布局“三角形”环量分布特征，减小诱导阻力，提高飞翼布局的升阻比。采用优化设计对翼型的前缘上下表面进行了精细化设计，使得翼型在拥有良好的气动特性的同时具有很低的雷达可探测性，有利于进一步提升飞机的隐身性能。与传统的翼型相比，发明的翼型可以通过改变前加载和后加载来实现力矩的精准控制，提供0.01，0.03，0.05的抬头力矩，在典型设计状态下，升阻比提高了10，阻力发散马赫数提高了0.03。同时翼型的雷达散射截面积减小了0.035m²。

本发明的技术方案为：

所述一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族，包括俯仰力矩系数分别为0.01，0.03，0.05的三个翼型；

三个翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为：

其中z_u(x)和z_l(x)分别为单位翼型上、下表面纵坐标位置，x为单位翼型外形点横坐标位置，A_u,i和A_l,i分别为上述翼型表达式中翼型上、下表面拟合系数；

俯仰力矩系数为0.01的第一翼型上、下表面拟合系数为

俯仰力矩系数为0.03的第二翼型上、下表面拟合系数为

俯仰力矩系数为0.05的第三翼型上、下表面拟合系数为

进一步的，俯仰力矩系数为0.01的第一翼型上、下表面拟合系数为

俯仰力矩系数为0.03的第二翼型上、下表面拟合系数为

俯仰力矩系数为0.05的第三翼型上、下表面拟合系数为

进一步的，俯仰力矩系数为0.01的第一翼型上、下表面数据在下表给出：第一翼型上表面数据：

第一翼型下表面数据：

俯仰力矩系数为0.03的第二翼型上、下表面数据在下表给出：第二翼型上表面数据：

第二翼型下表面数据：

俯仰力矩系数为0.05的第三翼型上、下表面数据在下表给出：第三翼型上表面数据：

第三翼型下表面数据：

进一步的，所述翼型族用于飞翼布局飞机内翼段。

上面设计的飞翼布局飞机翼型族前缘半径小，保证了前缘下表面的前加载特性和好的前向隐身特性。下表面20％左右弦长位置具有明显的收缩(前加载)，使得翼型前部产生一定的正的阻力载荷，从而保证翼型具有正的俯仰力矩特征(抬头力矩)；为了提供不同的抬头力矩，翼型下表收缩程度不同，抬头力矩越大，收缩越明显，前加载越明显；翼型后缘80％位置之后具有明显的下弯，又称作反加载，这样会在后缘产生负的压力，使得翼型进一步抬头。为了精准地产生足够多的抬头力矩，使得外翼段可以具有更大的升力和载荷，三个翼型分担了外翼段的力矩配平压力，给外翼段提供了更大的设计自由度和空间，使得飞机具有更高的升阻比和良好的自配平能力。

而且相较于常规的内翼段翼型，上述翼型族上表面比较平坦，具有明显的超临界翼型特征，这样在高亚声速和跨声速状态下，翼型上表面不会产生太强的激波，使翼型具有较低的激波阻力，同时翼型表面曲率平滑，随着马赫数增加，激波发展变化也比较平稳，使得设计翼型具有更高的阻力发散马赫数，而对于这种内翼段的厚翼型，阻力发散是非常关键的设计指标。

此外，对比弯度分布，可知上述翼型族的具有明显的负弯度，这样可以使内翼段的载荷减小，一方面防止过早出现激波，提高翼型的升阻比，另一方面使得载荷外移(内翼段弦长一般比较长，因此整体的环量和载荷过大)，增加外翼段的环量，从而使得诱导阻力减小，提高飞机的升阻比。

上述翼型族的前缘半径较常规翼型要小，这样有利于前向的雷达隐身特性，前缘半径越小，反射回去的电磁波信号越弱，范围越小；同时对比相对厚度分布，可以看出上述翼型族的厚度分布呈现在最大厚度位置之前较薄，而在最大厚度位置之后较厚。前面厚度薄有利于隐身特性，同时内翼段翼型攻角一般较小，因而前部越薄则气流加速缓慢，吸力峰值不会太高，因此不会产生过强的激波。后侧厚度变厚后利于压力的进一步恢复，对阻力发散特征有利。

有益效果

本发明提供了一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族，通过前方正加载后部负加载的设计理念，在设计的宽马赫数、宽升力系数范围内，本发明提出的翼型族能够精确地提供抬头力矩，为飞翼布局外翼段设计优化提供足够的力矩裕度，保证飞翼飞机力矩自配平；翼型族通过负弯度设计减小了飞翼布局内翼段的载荷，从而改善飞翼布局不利的环量分布，提高了升阻比；同时本发明提出的翼型族上表面平坦设计以及厚度分布前薄后厚的设计提供了高的阻力发散马赫数、低的零升阻力系数，进一步提升了飞翼布局的气动性能。最后较小的前缘半径以及最大厚度位置之前减小相对厚度的几何设计提高了翼型族的隐身特性，有利于提高飞翼布局的生存性和突防能力。

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为第一翼型FW_foil1与基础翼型NACA65,3-016几何外形对比图。

图2为第二翼型FW_foil2与基础翼型NACA65,3-016几何外形对比图。

图3为第三翼型FW_foil3与基础翼型NACA65,3-016几何外形对比图。

图4为第一翼型FW_foil1与基础翼型NACA65,3-016在设计点处的压力形态分布对比图。

图5为第二翼型FW_foil2与基础翼型NACA65,3-016在设计点处的压力形态分布对比图。

图6为第三翼型FW_foil3与基础翼型NACA65,3-016在设计点处的压力形态分布对比图。

图7为第一翼型FW_foil1与基础翼型NACA65,3-016的几何外形弯度对比图。

图8为第二翼型FW_foil2与基础翼型NACA65,3-016的几何外形弯度对比图。

图9为第三翼型FW_foil3与基础翼型NACA65,3-016的几何外形弯度对比图。

图10为第一翼型FW_foil1与基础翼型NACA65,3-016的几何外形厚度对比图。

图11为第二翼型FW_foil2与基础翼型NACA65,3-016的几何外形厚度对比图。

图12为第三翼型FW_foil3与基础翼型NACA65,3-016的几何外形厚度对比图。

图13为第一翼型FW_foil1与基础翼型NACA65,3-016的阻力发散曲线对比图。

图14为第二翼型FW_foil2与基础翼型NACA65,3-016的阻力发散曲线对比图。

图15为第三翼型FW_foil3与基础翼型NACA65,3-016的阻力发散曲线对比图。

图16为第一翼型FW_foil1与基础翼型NACA65,3-016的力矩特性曲线对比图。

图17为第二翼型FW_foil2与基础翼型NACA65,3-016的力矩特性曲线对比图。

图18为第三翼型FW_foil3与基础翼型NACA65,3-016的力矩特性曲线对比图。

图19为第一翼型FW_foil1与基础翼型NACA65,3-016的升阻比曲线对比图。

图20为第二翼型FW_foil2与基础翼型NACA65,3-016的升阻比曲线对比图。

图21为第三翼型FW_foil3与基础翼型NACA65,3-016的升阻比曲线对比图。

图22为第一翼型FW_foil1与基础翼型NACA65,3-016的RCS曲线对比图。

图23为第二翼型FW_foil2与基础翼型NACA65,3-016的RCS曲线对比图。

图24为第三翼型FW_foil3与基础翼型NACA65,3-016的RCS曲线对比图。

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。

本实施例为所发明的一套抬头力矩精确控制高升阻比低可探测性飞翼翼型族，其设计状态为马赫数为0.71，升力系数为0.25，雷诺数为2.0×10⁷。

根据飞翼布局设计特点建立了如下的设计模型：

其中，σ为翼型的雷达散射特性，c_d为翼型的阻力系数，X为设计变量矢量，c_l为翼型升力系数，c_m为翼型力矩系数，c_m-e为期望的力矩系数，t为翼型最大厚度。与传统的翼型设计模型不同，本发明所采用的模型为力矩系数等式约束模型，为了满足不同的力矩要求，需要调整期望力矩系数。根据以上设计模型，采用优化搜索算法开展了翼型族的设计，得到了俯仰力矩系数分别为0.01，0.03，0.05的翼型族，如图1所示。

本实施例翼型采用CST参数化方法得到，CST参数化方法的数学表达式为：

其中，为类函数，是用来表述参数化对象几何形状拓扑的解析函数，不同的类函数描述不同的几何拓扑结构；S(ψ)为形函数，其形式为线性加权的Bernstein多项式，用来在类函数的几何形状上对外形进行进一步调整，使CST参数化方法具有精细化的几何变形能力。

CST参数化方法中，类函数表达式为：

其中，N1＝0.5，N2＝1。

在类函数确定以后，采用形函数S(ψ)来进一步控制曲线的外形，其表达式为：

S_i(ψ)为形函数的基函数，即Bernstein多项式，Ai为基函数的系数。通过改变系数Ai的大小就可以实现对曲线几何外形的控制，Bernstein多项式的定义为：

最终采用7阶Bernstein多项式分别表示翼型的上下表面：

其中z_u(x)和z_l(x)分别为单位翼型上、下表面纵坐标位置，x为单位翼型外形点横坐标位置，A_u,i和A_l,i分别为上述翼型表达式中翼型上、下表面拟合系数；

俯仰力矩系数为0.01的第一翼型FW_foil1上、下表面拟合系数为

俯仰力矩系数为0.03的第二翼型FW_foil2上、下表面拟合系数为

俯仰力矩系数为0.05的第三翼型FW_foil3上、下表面拟合系数为

对应的翼型数据如下：

俯仰力矩系数为0.01的第一翼型FW_foil1上、下表面数据在下表给出：

第一翼型FW_foil1上表面数据：

第一翼型FW_foil1下表面数据：

俯仰力矩系数为0.03的第二翼型FW foil2上、下表面数据在下表给出：第二翼型FW_foil2上表面数据：

第二翼型FW_foil2下表面数据：

俯仰力矩系数为0.05的第三翼型FW_foil3上、下表面数据在下表给出：第三翼型FW_foil3上表面数据：

第三翼型FW_foil3下表面数据：

如图1～图3所示，本实施例中的翼型具有较小的前缘半径(A)，使翼型前缘下表面外形上凹(B)，使得前缘部分产生正的升力(B’)，从而产生抬头力矩。翼型族后部整体上翘(C)，产生负的加载效应(C’)，可以产生负的升力，进一步加强了抬头力矩；翼型族具有负的弯度，这使得整体的载荷下降，应用到飞翼布局内翼段可以减小内翼段的载荷，使得飞翼布局的载荷更加趋于椭圆环量分布，提升了飞翼布局的升阻比。翼型族在上表面D处比较平坦，有助于上表面压力的缓慢稳定变化，从而减小了上表面激波，控制了上表面激波的发展，从而提高翼型和飞机的阻力发散特性。翼型族厚度分布前面薄后面厚，与小的前缘半径相结合，可以提升翼型的前向RCS特性，从而提高了翼型和飞机的隐身性能。计算表明，在设计雷诺数(2.0×10⁷)下，发明翼型族在设计点(CL＝0.25，Ma＝0.71)附近，具有大的低阻范围和低的阻力系数，相对于对比翼型NACA65,3-016阻力发散马赫数提高0.03，能够明显提升飞机的跨声速性能。同时翼型族能够精准地提供抬头力矩：0.01,0.03,0.05，可以为飞翼布局设计提供精准的力矩控制；相较于NACA65,3-016翼型最大升阻比大幅提升，设计点升阻比也明显的提高，有利于飞机的升阻特性；最后由隐身对比曲线可见，翼型族的前向RCS值大幅减小，减小了0.035m²，有利于进一步提升飞翼布局的隐身性能。

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 (4)

1.一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族，其特征在于：包括俯仰力矩系数分别为0.01，0.03，0.05的三个翼型；

三个翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为：

其中z_u(x)和z_l(x)分别为单位翼型上、下表面纵坐标位置，x为单位翼型外形点横坐标位置，A_u,i和A_l,i分别为上述翼型表达式中翼型上、下表面拟合系数；

俯仰力矩系数为0.01的第一翼型上、下表面拟合系数为

俯仰力矩系数为0.03的第二翼型上、下表面拟合系数为

俯仰力矩系数为0.05的第三翼型上、下表面拟合系数为

2.根据权利要求1所述一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族，其特征在于：俯仰力矩系数为0.01的第一翼型上、下表面拟合系数为

俯仰力矩系数为0.03的第二翼型上、下表面拟合系数为

俯仰力矩系数为0.05的第三翼型上、下表面拟合系数为

3.根据权利要求1或2所述一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族，其特征在于：俯仰力矩系数为0.01的第一翼型上、下表面数据在下表给出：

第一翼型上表面数据：

第一翼型下表面数据：

俯仰力矩系数为0.03的第二翼型上、下表面数据在下表给出：

第二翼型上表面数据：

第二翼型下表面数据：

俯仰力矩系数为0.05的第三翼型上、下表面数据在下表给出：

第三翼型上表面数据：

第三翼型下表面数据：

4.根据权利要求1所述一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族，其特征在于：所述翼型族用于飞翼布局飞机内翼段。