CN117068362A - 一种增升翼面设计方法及增升翼面及飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种增升翼面设计方法及增升翼面及飞行器，涉及气动外形设计技术领域，该增升翼面设计方法包括以下步骤：S1：在翼面设计平面内从翼根弦前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦。S2：在前掠角弦与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦。S3：在后掠角弦另一端设置与翼根弦平行的翼梢弦，并根据设计翼面积，确定翼根弦和翼梢弦的长度。解决了现有技术中采用三角形翼面或梯形翼面，存在为了获取更大的升力，需要更大的翼面积的问题。

Description

一种增升翼面设计方法及增升翼面及飞行器

技术领域

本发明涉及气动外形设计技术领域，具体涉及一种增升翼面设计方法及增升翼面及飞行器。

背景技术

增升翼面是指飞行器上能够在飞行过程中提高升力的翼面。在高超音速飞行器中，为了在尽可能小的尺寸和翼面面积下提供更高的升力，需要改进翼面的结构设计。

在现有技术中，一般采用三角形翼面或梯形翼面，翼前缘激波发展方向朝飞行器外侧，带走了部分气流能量。存在为了获取更大的升力，需要更大的翼面积的问题。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明的目的在于提供一种增升翼面设计方法及增升翼面及飞行器，能够解决现有技术中采用三角形翼面或梯形翼面，存在为了获取更大的升力，需要更大的翼面积的问题。

为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：

第一方面，本方案提供一种增升翼面设计方法，包括：

在翼面设计平面内从翼根弦前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦；

在前掠角弦与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦；

在后掠角弦另一端设置与翼根弦平行的翼梢弦，并根据设计翼面积，确定翼根弦和翼梢弦的长度。

在一些可选的方案中，在翼面设计平面内从翼根弦前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦之前，根据飞行器设定气流马赫数和飞行器形状，确定最佳升阻比攻角，并根据最佳升阻比攻角确定对应的前体激波面三维形状。

在一些可选的方案中，在前掠角弦与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦之后，对前掠角弦与后掠角弦的交点在满足结构承载和气动防热的要求下进行倒圆。

在一些可选的方案中，在后掠角弦另一端设置与翼根弦平行的翼梢弦，并根据设计翼面积，确定翼根弦和翼梢弦的长度之后，根据翼面压力分布，在增升翼面后掠角弦侧沿等压线去除掉负压区部分。

在一些可选的方案中，根据公式：α＝30+7.5×(ma-3)，确定所述设定前掠角；

其中，α为前掠角，ma为气流马赫数。

在一些可选的方案中，所述设定长度需满足增升翼面后掠角弦侧宽度小于等于增升翼面前掠角弦侧宽度。

在一些可选的方案中，翼面设计平面具有设定角度下反角。

在一些可选的方案中，所述翼根弦前缘点位于飞行器主体距飞行器头部设定距离范围内。

第二方面，本方案还提供一种增升翼面，其利用上述任一项增升翼面设计方法设计。

第三方面，本方案还提供一种飞行器，其包括上述的增升翼面。

与现有技术相比，本发明的优点在于：本方案在翼面设计平面内从翼根弦前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦；在前掠角弦与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦；在后掠角弦另一端设置与翼根弦平行的翼梢弦，并根据设计翼面积，确定翼根弦和翼梢弦的长度。解决了现有技术中采用三角形翼面或梯形翼面，存在为了获取更大的升力，需要更大的翼面积的问题。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例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的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例中增升翼面设计方法的流程示意图；

图2为本发明实施例中增升翼面及飞行器的俯视示意图；

图3为本发明实施例中增升翼面及飞行器的前视示意图；

图4为本发明实施例中常规梯形翼面的示意图；

图5为本发明实施例中增升翼面及飞行器等压线的仰视示意图；

图6为本发明实施例中常规梯形翼面等压线的仰视示意图；

图中：1、前掠角弦；2、后掠角弦；3、翼根弦；4、翼梢弦；5、飞行器主体；6、飞行器头部；7、增升翼面前掠角弦侧；8、增升翼面后掠角弦侧；9、负压区部分。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，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的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。

以下结合附图对本发明的实施例作进一步详细说明。

第一方面，如图1和图2所示，本发明提供一种增升翼面设计方法，包括：

S1：在翼面设计平面内从翼根弦3前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦1。

在本实施例中，翼面设计平面指增升翼面所在的平面。翼根弦3指增升翼面与飞行器主体5接触的弦。前体激波面是指飞行器头部6的超声速气流中的强压缩波的外缘面。

S2：在前掠角弦1与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦2。

在本实施例中，向后指远离飞行器头部6的一侧。

S3：在后掠角弦2另一端设置与翼根弦3平行的翼梢弦4，并根据设计翼面积，确定翼根弦3和翼梢弦4的长度。

在本实施例中，将翼面的前缘，即前掠角弦1和后掠角弦2置于飞行器前体激波压缩区内，确保翼下表面产生较强高压区，同时降低前缘阻力。将翼前缘的高压气流部分导向内侧飞行器下表面，从而提高翼身干扰区的压力，达到增升效果。

在一些可选的实施例中，在翼面设计平面内从翼根弦3前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦1之前，根据飞行器设定气流马赫数和飞行器形状，确定最佳升阻比攻角，并根据最佳升阻比攻角确定对应的前体激波面三维形状。

在本实施例中，飞行器设定气流马赫数根据飞行器实际飞行需要确定，在本发明实施例中，3≤飞行器设定气流马赫数≤7。根据飞行器设定气流马赫数和飞行器形状通过CFD(计算流体力学，Computational Fluid Dynamics)或工程方法确定最佳升阻比攻角，并根据最佳升阻比攻角确定对应的前体激波面三维形状。

在一些可选的实施例中，在前掠角弦1与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦2之后，对前掠角弦1与后掠角弦2的交点在满足结构承载和气动防热的要求下进行倒圆。

在本实施例中，倒圆半径应在满足结构承载和气动防热的前提下尽可能小，以获取更好的增升效果。

在一些可选的实施例中，在后掠角弦2另一端设置与翼根弦3平行的翼梢弦4，并根据设计翼面积，确定翼根弦3和翼梢弦4的长度之后，根据翼面压力分布，在增升翼面后掠角弦侧8沿等压线去除掉负压区部分9。

在本实施例中，过前掠角弦1与后掠角弦2的交点并与翼根弦3平行的直线将增升翼面分为两部分。其中前掠角弦1所在的部分为增升翼面前掠角弦侧7，后掠角弦2所在的部分为增升翼面后掠角弦侧8。根据翼面压力分布，在增升翼面后掠角弦侧8沿等压线去除掉负压区部分9，提高了增升翼面的气动效率。若不存在负压区，则无需处理。

在一些可选的实施例中，根据公式：α＝30+7.5×(ma-3)，确定所述设定前掠角；

其中，α为前掠角，ma为气流马赫数。

在本实施例中，设定前掠角取值在30°≤α≤60°范围内。

在一些可选的实施例中，所述设定长度需满足增升翼面后掠角弦侧8宽度小于等于增升翼面前掠角弦侧7宽度。

在本实施例中，增升翼面后掠角弦侧8宽度小于等于增升翼面前掠角弦侧7宽度能够使增升翼面具有更好的气动效果。

如图3所示，在一些可选的实施例中，翼面设计平面具有设定角度下反角。

在本实施例中，设定角度为20度。通过给增升翼面设置下反角，提高了前掠角弦1和后掠角弦2的激波牵引效果。

在一些可选的实施例中，所述翼根弦3前缘点位于飞行器主体5距飞行器头部6设定距离范围内。

在翼面面积相等，飞行器设定气流马赫数为5马赫时，如图5和图6所示，通过CFD仿真可以得到，如图4所示的常规梯形翼面的翼身干扰区压强为58571.4pa，带前掠角增升翼面翼身干扰区的压强为63928.6pa。压强提升了9％，相应的最佳升阻比和对应的升力均提高约5％。

综上所述，本发明在翼面设计平面内从翼根弦前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦；在前掠角弦与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦；在后掠角弦另一端设置与翼根弦平行的翼梢弦，并根据设计翼面积，确定翼根弦和翼梢弦的长度。解决了现有技术中采用三角形翼面或梯形翼面，存在为了获取更大的升力，需要更大的翼面积的问题。

本发明能够使飞行器在同等翼面积下，具备比常规三角翼和梯形翼更高的升力和升阻比。在同样的根弦长度和展长约束下，采用带前掠角的激波牵引增升翼面能够获得更大的翼面积，从而提供更大的升力。利用本发明设计的增升翼面结构和工艺简单，适用于采用平板翼面增升的超声速、高超声速飞行器。

第二方面，本发明还提供一种增升翼面，其利用上述任一项增升翼面设计方法设计。

第三方面，本发明还提供一种飞行器，其包括上述的增升翼面。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

1.一种增升翼面设计方法，其特征在于，包括：

在翼面设计平面内从翼根弦前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦；

在前掠角弦与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦；

在后掠角弦另一端设置与翼根弦平行的翼梢弦，并根据设计翼面积，确定翼根弦和翼梢弦的长度。

2.如权利要求1所述的增升翼面设计方法，其特征在于，在翼面设计平面内从翼根弦前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦之前，根据飞行器设定气流马赫数和飞行器形状，确定最佳升阻比攻角，并根据最佳升阻比攻角确定对应的前体激波面三维形状。

3.如权利要求1所述的增升翼面设计方法，其特征在于，在前掠角弦与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦之后，对前掠角弦与后掠角弦的交点在满足结构承载和气动防热的要求下进行倒圆。

4.如权利要求1所述的增升翼面设计方法，其特征在于，在后掠角弦另一端设置与翼根弦平行的翼梢弦，并根据设计翼面积，确定翼根弦和翼梢弦的长度之后，根据翼面压力分布，在增升翼面后掠角弦侧沿等压线去除掉负压区部分。

5.如权利要求1所述的增升翼面设计方法，其特征在于，根据公式：α＝30+7.5×(ma-3)，确定所述设定前掠角；

其中，α为前掠角，ma为气流马赫数。

6.如权利要求1所述的增升翼面设计方法，其特征在于，所述设定长度需满足增升翼面后掠角弦侧宽度小于等于增升翼面前掠角弦侧宽度。

7.如权利要求1所述的增升翼面设计方法，其特征在于，翼面设计平面具有设定角度下反角。

8.如权利要求1所述的增升翼面设计方法，其特征在于，所述翼根弦前缘点位于飞行器主体距飞行器头部设定距离范围内。

9.一种增升翼面，其特征在于，其利用如权利要求1-8任一项增升翼面设计方法设计。

10.一种飞行器，其特征在于，其包括如权利要求9所述的增升翼面。