[發明專利]一種考慮升力匹配的寬速域高升阻比機翼優化設計方法

有效

• 申請號: 202010734140.7
• 申請日: 2020-07-27
• 公開（公告）號: CN111859545B
• 公開（公告）日: 2022-09-02
• 發明（設計）人: 韓忠華;張陽;張科施;宋科;許建華;宋文萍
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/28;G06F30/23;G06F113/08;G06F113/28;G06F119/14
• 代理公司: 北京市盛峰律師事務所 11337
• 代理人: 席小東

本發明提供一種考慮升力匹配的寬速域高升阻比機翼優化設計方法，包括以下步驟：確定基準機翼；對基準機翼的平面外形進行參數化描述；采用CST參數化方法對每個站位的剖面翼型進行參數化描述；確定機翼設計變量；進行第一次機翼平面外形優化設計；進行第二次機翼不同站位處的剖面翼型優化設計；進行第三次機翼平面剖面一體化優化設計；本發明通過依次進行機翼平面外形優化設計、機翼剖面外形優化設計和平面剖面一體化優化設計，在保證起飛升力不減小的前提下，顯著提升寬速域升力匹配時的可用升阻比。改善寬速域氣動性能，能更好地滿足飛行器的寬域飛行需求。

技術領域

本發明屬于機翼氣動設計優化技術領域，具體涉及一種考慮升力匹配的寬速域高升阻比機翼優化設計方法。

背景技術

空天飛機又稱航空航天飛機，是一種能從地面零速滑跑起飛，直至進入地球軌道的飛行器。這類飛行器由于能夠重復使用、效費比高，已成為21世紀航空航天領域的前沿研究熱點和各國搶占的新的戰略制高點。在空天飛機飛行過程中，經歷亞聲速起飛、超聲速爬升、直至高超聲速巡航等多個飛行階段。其飛行速域之寬，空域之廣，對氣動外形設計提出了巨大的挑戰。除需要保證高超聲速飛行性能以外，單/兩級入軌空天飛機還必須兼顧滿足工程需求的亞聲速和超聲速氣動特性。因此，具備優良的寬速域氣動性能，在不同飛行速域下具有較大的升阻比，是此類飛行器設計的基礎和體現其優勢的決定性因素。

空天飛機從零速起飛、加速爬升直至高超聲速巡航的過程中，隨燃料消耗，其自身重力按一定規律不斷減小。在飛行過程中，機翼產生的升力與機翼的重力大致平衡，由于機翼自身重力變化，機翼的升力也會隨之變化，進而導致機翼的實際升力系數變化，使機翼的實際升力系數偏離設計升力系數，使飛行升阻比下降。

對于速域單一的機翼，通過某些措施可以有效控制由于實際升力系數偏離設計升力系數引起的升阻比減小量。如民航客機在飛行過程中，可以一定的爬升率緩慢增加飛行高度，使空氣密度下降，那么相同飛行速度下來流動壓減小，盡管客機自身重力減小，可以控制實際升力系數不偏離設計升力系數太遠，進而保證良好的升阻比特性。然而，寬速域機翼需要同時經歷極寬的速域和極廣的空域，由于不同速域下的飛行環境和空氣流動特性具有顯著差異，寬速域機翼在不同速域下的升阻比特性曲線差異巨大，部分速域下升力與重力匹配時的升阻比嚴重惡化，導致寬速域飛行性能低下的問題。

如圖1所示，以Sanger號空天飛機的機翼布局為例，說明寬速域機翼設計中考慮寬速域升力匹配的重要性。考察三個典型設計狀態：綜合考慮擦地角等各因素，亞聲速典型起飛狀態的迎角規定為10度；超聲速設計狀態(Ma＝2.0,H＝10km)下機翼在4度迎角左右取得最大升阻比；高超聲速設計狀態 (Ma＝6.0,H＝25km)下在4.5度迎角左右取得最大升阻比。超聲速與高超聲速下最大升阻比狀態對應的升力如表1所示。

表1 Sanger機翼(半模)各飛行狀態下的氣動特性

在表1中，L代表起飛升力，即：亞聲速狀態下的升力。從表1可以看出，機翼在超聲速最大升阻比狀態時，升力為192.21噸，是起飛升力的3.0倍；機翼在高超聲速最大升阻比狀態時，升力為70.31噸，是起飛升力的1.1倍。Sanger 機翼在超聲速最大升阻比狀態的升力遠大于起飛升力，說明在超聲速下機翼無法以最大升阻比狀態飛行，且實際飛行狀態偏離最大升阻比狀態較遠。

假設寬速域機翼飛行過程中自身重力逐漸減小的規律如下：在超聲速設計點時(Ma＝2.0,H＝10km)的重力減少為起飛重力的0.85倍，在高超聲速設計點 (Ma＝6.0,H＝25km)時的重力進一步減小至起飛重力的0.7倍。

如表2所示，為各設計狀態升力與重力相等時機翼的升阻比，也就是超聲速升力匹配狀態和高超聲速升力匹配狀態時的升阻比。其中，本發明中，升力匹配狀態是指升力與重力相等時的狀態。

表2 Sanger機翼(半模)各飛行狀態下的氣動特性