高阻力發(fā)散馬赫數(shù)機(jī)翼設(shè)計(jì)

李娟娟，張輝，方明恩，羅帥，綦龍，張巖

（中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）

高阻力發(fā)散馬赫數(shù)機(jī)翼設(shè)計(jì)

李娟娟，張輝，方明恩，羅帥，綦龍，張巖

（中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）

針對(duì)高亞音速飛行器設(shè)計(jì)要求，在滿足特定位置翼型厚度的前提下，對(duì)二維翼型及三維機(jī)翼進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，確保飛行器具有良好的高速巡航特性及較大的阻力發(fā)散馬赫數(shù)。通過(guò)CFD數(shù)值計(jì)算對(duì)優(yōu)化設(shè)計(jì)前后翼身組合體氣動(dòng)特性進(jìn)行計(jì)算分析，結(jié)果表明，優(yōu)化設(shè)計(jì)后機(jī)翼滿足設(shè)計(jì)要求。

阻力發(fā)散馬赫數(shù)；機(jī)翼優(yōu)化；氣動(dòng)特性

0 引言

機(jī)翼是飛行器產(chǎn)生升力和阻力的主要部件，而構(gòu)成機(jī)翼的翼型對(duì)飛行器性能有很大影響。高亞音速飛行器在滿足特定位置翼型厚度的前提下，需保證其具有良好的高速巡航特性，同時(shí)具有較大的阻力發(fā)散馬赫數(shù)，確保飛行器在馬赫數(shù)0.85可以正常使用，本文對(duì)翼型及機(jī)翼進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。

1 機(jī)翼優(yōu)化設(shè)計(jì)

1.1 設(shè)計(jì)要求

1）設(shè)計(jì)點(diǎn)1：設(shè)計(jì)速度為Ma=0.8，翼型阻力較基礎(chǔ)翼型減小，翼型的設(shè)計(jì)升力系數(shù)為0.12，翼型的雷諾數(shù)為：Re1；

2）設(shè)計(jì)點(diǎn)2：設(shè)計(jì)速度為Ma=0.65，翼型阻力較基礎(chǔ)翼型減小，翼型的設(shè)計(jì)升力系數(shù)為0.18，翼型的雷諾數(shù)為：Re2；

3）翼型弦向77.8%處的相對(duì)厚度大于6.3%；

4）翼型在馬赫數(shù)0.85時(shí)可以正常使用。

在考慮特定位置絕對(duì)厚度的前提下，首先對(duì)設(shè)計(jì)點(diǎn)1、設(shè)計(jì)點(diǎn)2以及阻力發(fā)散馬赫數(shù)要求進(jìn)行權(quán)衡考慮，采用反設(shè)計(jì)程序優(yōu)化設(shè)計(jì)基礎(chǔ)翼型；按約束條件下的最小誘導(dǎo)阻力準(zhǔn)則，合理確定機(jī)翼設(shè)計(jì)狀態(tài)的最佳目標(biāo)展向升力分布，以及機(jī)翼各順流剖面的幾何扭轉(zhuǎn)角分布，按結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求配置厚度分布構(gòu)成初始機(jī)翼外形；計(jì)算初始機(jī)翼外形在設(shè)計(jì)狀態(tài)下的壓力分布及氣動(dòng)力特性，權(quán)衡不同設(shè)計(jì)點(diǎn)要求以及機(jī)翼的升阻特性、阻力發(fā)散特性，對(duì)翼型配置及扭轉(zhuǎn)角分布進(jìn)行適當(dāng)優(yōu)化，并對(duì)此機(jī)翼的氣動(dòng)性能進(jìn)行全面分析。

1.2翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)

基礎(chǔ)翼型滿足在弦向77.8%處6.3%的相對(duì)厚度，但是翼型的前緣鈍度較大且翼型最大厚度位置靠前。圖1為基礎(chǔ)翼型設(shè)計(jì)點(diǎn)1壓力分布，該翼型在設(shè)計(jì)點(diǎn)1及較高馬赫數(shù)下激波較強(qiáng)，激波位置比較靠前，阻力發(fā)散馬赫數(shù)相對(duì)較小；圖2為基礎(chǔ)翼型設(shè)計(jì)點(diǎn)2壓力分布，在設(shè)計(jì)點(diǎn)2翼型上、下表面壓力分布會(huì)出現(xiàn)較大的負(fù)壓力峰值，轉(zhuǎn)捩點(diǎn)前移，層流附面層范圍較小，摩擦阻力相對(duì)較大。

圖1 基礎(chǔ)翼型設(shè)計(jì)點(diǎn)1壓力分布

圖2 基礎(chǔ)翼型設(shè)計(jì)點(diǎn)2壓力分布

根據(jù)特定位置所需的絕對(duì)厚度要求，在滿足絕對(duì)厚度的前提下，適當(dāng)?shù)臏p小內(nèi)翼翼型的相對(duì)厚度及前緣鈍度，并將最大厚度位置適當(dāng)后移，增加上下翼面的層流區(qū)范圍。通過(guò)優(yōu)化改進(jìn)設(shè)計(jì)，翼型表面壓力分布變得較為平坦，有利于減小激波強(qiáng)度及提高臨界馬赫數(shù)。翼根及翼稍處翼型后部適當(dāng)加大后加載程度以彌補(bǔ)翼型升力。圖3為各控制剖面翼型示意，圖4～圖9為機(jī)翼展向不同位置翼型壓力分布曲線。

圖3 各控制剖面翼型

圖4 翼根翼型設(shè)計(jì)點(diǎn)2壓力分布

1.3 機(jī)翼扭轉(zhuǎn)設(shè)計(jì)

在考慮結(jié)構(gòu)絕對(duì)厚度要求的前提下，根據(jù)設(shè)計(jì)點(diǎn)1、設(shè)計(jì)點(diǎn)2及阻力發(fā)散馬赫數(shù)要求，經(jīng)多次優(yōu)化設(shè)計(jì)，三維機(jī)翼各控制剖面參數(shù)如下：

翼根剖面：展向0%處，安裝角為0.2°，相對(duì)厚度為8.3%。

翼中剖面：展向65.9%處，安裝角為0.1°，相對(duì)厚度為8.73%。

翼稍剖面：展向100.0%處，安裝角為-0.2°，相對(duì)厚度為8.73%。

圖5 翼根翼型設(shè)計(jì)點(diǎn)1壓力分布

圖6 展向65.9%處翼型設(shè)計(jì)點(diǎn)2壓力分布

圖7 展向65.9%處翼型設(shè)計(jì)點(diǎn)1壓力分布

圖8 翼稍翼型設(shè)計(jì)點(diǎn)2壓力分布

圖9 翼稍翼型設(shè)計(jì)點(diǎn)1壓力分布

2 氣動(dòng)特性對(duì)比分析

對(duì)基礎(chǔ)機(jī)翼翼身組合體及優(yōu)化機(jī)翼翼身組合體氣動(dòng)特性進(jìn)行CFD計(jì)算分析，采用FLUENT數(shù)值計(jì)算軟件進(jìn)行計(jì)算，邊界條件選用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件,湍流模型采用S-A模型，計(jì)算馬赫數(shù)為0.65、0.8、0.81、0.82、0.83、0.84、0.85，攻角0°～4°，側(cè)滑角0°。

2.1 計(jì)算模型及網(wǎng)格

圖10、圖11分別為基礎(chǔ)機(jī)翼、優(yōu)化機(jī)翼翼身組合體計(jì)算模型。采用ICEM軟件生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，圖12～圖15分別為模型表面網(wǎng)格、對(duì)稱面網(wǎng)格、機(jī)翼弦向截面網(wǎng)格和機(jī)翼展向截面網(wǎng)格。

2.2 翼身組合體氣動(dòng)特性分析

圖16、圖17分別為設(shè)計(jì)點(diǎn)1升力特性曲線和升力隨阻力變化曲線。優(yōu)化機(jī)翼升力增加阻力減小，在設(shè)計(jì)點(diǎn)1馬赫數(shù)Ma=0.8、CL=0.12時(shí)，基礎(chǔ)機(jī)翼阻力系數(shù)為0.02385，優(yōu)化設(shè)計(jì)機(jī)翼阻力系數(shù)為0.02298，阻力系數(shù)減小約3.66%。表1、表2分別為設(shè)計(jì)點(diǎn)1基礎(chǔ)機(jī)翼和優(yōu)化機(jī)翼氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果。

圖10 基礎(chǔ)機(jī)翼翼身組合體計(jì)算模型

圖11 優(yōu)化機(jī)翼翼身組合體計(jì)算模型

圖12 表面網(wǎng)格

圖14 機(jī)翼弦向截面網(wǎng)格

圖16 設(shè)計(jì)點(diǎn)1升力特性曲線

圖13 對(duì)稱面網(wǎng)格

圖15 機(jī)翼展向截面網(wǎng)格

圖17設(shè)計(jì)點(diǎn)1升力隨阻力變化曲線

圖18 、圖19分別為設(shè)計(jì)點(diǎn)2升力特性曲線和升力隨阻力變化曲線。優(yōu)化機(jī)翼升力增加阻力減小，在設(shè)計(jì)點(diǎn)2馬赫數(shù)Ma=0.65、CL=0.18時(shí)，基礎(chǔ)機(jī)翼阻力系數(shù)為0.02624，優(yōu)化設(shè)計(jì)機(jī)翼阻力系數(shù)為0.02539，阻力系數(shù)減小約3.24%。表3、表4分別為設(shè)計(jì)點(diǎn)2基礎(chǔ)機(jī)翼和優(yōu)化機(jī)翼氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果。

圖20、圖21分別為基礎(chǔ)機(jī)翼、優(yōu)化機(jī)翼阻力隨馬赫數(shù)變化曲線。優(yōu)化機(jī)翼翼身組合體具有更大的阻力發(fā)散馬赫數(shù)，在馬赫數(shù)0.85情況下可以正常飛行。

圖18 設(shè)計(jì)點(diǎn)2升力特性曲線

圖20 基礎(chǔ)機(jī)翼阻力隨馬赫數(shù)變化曲線

圖19 設(shè)計(jì)點(diǎn)2升力隨阻力變化曲線

圖21 優(yōu)化機(jī)翼阻力隨馬赫數(shù)變化曲線

表1 基礎(chǔ)機(jī)翼設(shè)計(jì)點(diǎn)1氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果

表2 優(yōu)化機(jī)翼設(shè)計(jì)點(diǎn)1氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果

表3 基礎(chǔ)機(jī)翼設(shè)計(jì)點(diǎn)2氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果

表4 優(yōu)化機(jī)翼設(shè)計(jì)點(diǎn)2氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果

3 結(jié)論

1）優(yōu)化設(shè)計(jì)后，機(jī)翼在滿足結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)絕對(duì)厚度的前提、且在相同攻角下具有更大的升力；

2）大大減小了設(shè)計(jì)點(diǎn)1及設(shè)計(jì)點(diǎn)2狀態(tài)下的阻力；

3）優(yōu)化設(shè)計(jì)后具有更大的阻力發(fā)散馬赫數(shù)，在馬赫數(shù)0.85時(shí)可以正常飛行。

[1]方寶瑞.飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì).北京：航空工業(yè)出版社，1997.

[2]韓占中，王敬，等.FLUENT流體工程仿真計(jì)算實(shí)例與應(yīng)用.北京：北京理工大學(xué)出版社，2004.

>>>作者簡(jiǎn)介

李娟娟，女，1982年10月出生，2006年畢業(yè)于西北工業(yè)大學(xué)，工程師，現(xiàn)主要從事氣動(dòng)設(shè)計(jì)工作。

Wing Design with High-Drag Divergence M-Number

Li Juanjuan,Zhang Hui,Fang Mingen,Luo Shuai,Qi Long,Zhang Yan
（AVIC-HONGDU,Nanchang,Jianxi,330024）

Considering the design requirement for the high subsonic flying vehicle,the optimization design on 2D and 3D wings has been accomplished under condition of satisfying the profile thickness requirement at specific location,purposing to ensure that the flying vehicle is possessed with excellent high-speed cruising characteristics and greater drag divergence M-number.The calculation analysis has been conducted respectively on aerodynamic characteristics of wing-fuselage blended body before and after the optimization design via CFD numeric calculation, and the result shows that the wing after optimization design can satisfy the design requirement.

Drag divergence M-number;Wing optimization;Aerodynamic characteristic

2016-06-30）