本發(fā)明涉及飛機翼型設計領域。更具體地說，本發(fā)明涉及一種乘波剖面與低速翼型融合的寬速域翼型設計方法。

背景技術：

1、翼型通常是指飛機機翼、尾翼、導彈翼面、直升機旋翼葉片和螺旋槳葉片上平行于飛行器對稱面或垂直于前緣（或?1/4弦長點連線）的剖面形狀，也稱翼剖面或葉剖面。

2、寬速域飛行器是航空航天技術與多門學科的高度集成和融合，具有飛行速度快、響應時間短、航程大航時短等特點，而先進氣動布局設計是飛行器設計的先行官，也是寬速域飛行器設計的關鍵核心技術。具體來說，氣動性能是影響航程的重要因素，是飛行器總體設計中的關鍵環(huán)節(jié)，升阻比是實現(xiàn)飛行器航程指標的重要參數(shù)，如何提高升阻比特性是飛行器設計中面臨的關鍵問題，故高速飛行器的先進氣動布局設計面臨巨大困難，存在“升阻比屏障”。

3、乘波構(gòu)型是追求高升阻比、突破“升阻比屏障”的一種有效嘗試，其原理是將激波后的高壓氣流限制在飛行器的下表面，不允許繞過前緣邊泄漏到飛行器的上表面，實現(xiàn)上下表面壓力封閉，從而在設計狀態(tài)下獲得比普通外形高得多的升阻比。寬速域飛行器在低速階段既要滿足較大的升力系數(shù)，也需要在升重平衡時飛行器具有較大的升阻比，較小的飛行阻力不但可以減小發(fā)動機尺寸和重量，也有助于飛行器低速階段的加速爬升，減小爬升過程中的油耗和飛行時間。

4、但是采用乘波體在低速飛行時面臨如下的兩大問題：

5、一是低速升阻比較低，飛行器飛行阻力大（雖然低速時的升力系數(shù)較大）；

6、二是低速飛行時的失速迎角較小，高速飛機低速飛行容易出現(xiàn)失速。而低速飛行器設計的優(yōu)良氣動性能通常需要大展弦比機翼和合適的低速翼型。因此，高速飛行器對氣動布局的要求與低速飛行器存在較大的矛盾，是實現(xiàn)寬速域飛行器設計的技術瓶頸，如何實現(xiàn)高低速兼顧的氣動布局一直是飛行器設計的前沿技術，而目前并未有人提出一種翼型氣動布局設計能使飛行器同時兼顧高速飛行和低速飛行的需要。

技術實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的一個目的是解決至少上述問題和/或缺陷，并提供至少后面將說明的優(yōu)點。

2、為了實現(xiàn)本發(fā)明的這些目的和其它優(yōu)點，提供了一種乘波剖面與低速翼型融合的寬速域翼型設計方法，包括：

3、s1、基于高速階段乘波壓縮特性以及低速階段繞流特性的升力產(chǎn)生機理，將翼型前段取高速翼型乘波剖面，翼型后段取低速翼型后半部分；

4、s2、根據(jù)飛行器的任務特性，采用非線性權(quán)重方法對乘波剖面和低速翼型的分配比例進行計算，以得到基礎翼型；

5、s3、選取基礎翼型最大厚度位置前后預定區(qū)域進行網(wǎng)格參數(shù)化變形，以針對不同的寬速域飛行要求完成寬速域翼型優(yōu)化設計。

6、優(yōu)選的是，在s1中，翼型前段的設計流程包括：

7、s10、在預定工況下提取乘波流線的迎風面；

8、s11、通過流線追蹤得到迎風面上的圓錐流線，將所述圓錐流線作為翼型前段的下表面；

9、s12、采用馮卡門曲線作為翼型前段的上表面。

10、優(yōu)選的是，在s2中，所述非線性權(quán)重方法是通過構(gòu)造如下的翼型比例目標函數(shù)來分解控制高速翼型和低速翼型的影響：

11、

12、上式中，ez為評價高速翼型的參考函數(shù)，評價低速翼型的參考函數(shù)， z為自變量， f( z)為權(quán)重系數(shù)，且 f( z)通過以下的非線性加權(quán)函數(shù)對高速翼型、低速翼型分配比例進行設計：

13、

14、上式中， α、 β為控制分布形態(tài)的形狀參數(shù)，且。

15、優(yōu)選的是，在s3中，所述網(wǎng)格參數(shù)化變形的處理流程包括：

16、s30、選取基礎翼型最大厚度位置前后15%區(qū)域，采用非均勻ffd控制節(jié)點構(gòu)建控制區(qū)域，通過控制節(jié)點的變化實現(xiàn)翼型參數(shù)化；

17、s31、明確控制區(qū)域節(jié)點的變化范圍，采用doe方法抽取控制節(jié)點的樣本，在cfd仿真模擬軟件中，采用ffd參數(shù)化的方式改變控制節(jié)點，進而實現(xiàn)對網(wǎng)格區(qū)域的變形設計。

18、優(yōu)選的是，在s31中，在ffd參數(shù)化中，采取如下式的b-樣條函數(shù)進行網(wǎng)格變形參數(shù)化：

19、

20、上式中，c(s,t)為翼型表面坐標， i為x方向控制節(jié)點序號， l為x方向控制節(jié)點個數(shù)， j為y方向控制節(jié)點序號， m為y方向控制節(jié)點個數(shù)， p i, j為ffd初始翼型坐標， n i, p為 x方向上的基函數(shù)， n j, q為 y方向上的基函數(shù)，( s, t)為經(jīng)計算得到的控制節(jié)點局部坐標，且， p、 q分別是 x、 y方向上對應的階數(shù)。

21、優(yōu)選的是，在s3中，通過寬速域翼型優(yōu)化設計后，優(yōu)化翼型的各參數(shù)如下：

22、最大厚度為8.59%，最大厚度位于翼型的61.09%處；

23、翼型彎度為0.995%，翼型前緣半徑為3mm。

24、優(yōu)選的是，在s3中，通過寬速域翼型優(yōu)化設計后，優(yōu)化翼型的各參數(shù)如下：

25、最大厚度為4.64%，最大厚度位于翼型的64.1%處；

26、最大彎度為1.01%，最大彎度位于翼型的49.1%處；

27、前緣鈍化半徑隨著前緣曲線逐漸增加，且翼型駐點的半徑為1.908mm，翼型前緣區(qū)域除駐點以外的其他地方曲率半徑在3mm左右。

28、優(yōu)選的是，在s3中，通過寬速域翼型優(yōu)化設計后，優(yōu)化翼型的各參數(shù)如下：

29、最大厚度為4.0%，最大厚度位于翼型的63.4%處；

30、最大彎度為1.01%，最大彎度位于翼型的48.6%處；

31、翼型前緣鈍化半徑隨著前緣曲線逐漸增加，翼型駐點的半徑為1.6mm，翼型前緣區(qū)域除駐點以外的其他地方曲率半徑在3mm左右。

32、本發(fā)明至少包括以下有益效果：本發(fā)明提出的寬速域翼型設計方法，充分結(jié)合高速乘波翼型的高升阻比和低速翼型的高升力系數(shù)，通過合理選取乘波翼型的比例和低速翼型的比例組合成滿足寬速域飛行器設計的翼型要求，為寬速域翼型優(yōu)化設計提供了一種新的設計方法。

33、進一步地，本發(fā)明的翼型設計方法具有明顯的設計機理，不是通過參數(shù)化優(yōu)化的盲目尋優(yōu)，可以根據(jù)寬速域飛行的具體需求調(diào)整兩種基本翼型的比例，通過調(diào)整比例來對翼型厚度、彎度等的局部優(yōu)化設計，也可以直接通過優(yōu)化得到翼型的彎度和厚度，設計的翼型具有較好的高速和低速氣動性能，可以兼顧寬速域飛行的設計要求。

34、本發(fā)明的其它優(yōu)點、目標和特征將部分通過下面的說明體現(xiàn)，部分還將通過對本發(fā)明的研究和實踐而為本領域的技術人員所理解。