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)機翼設(shè)計

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）

針對高亞音速飛行器設(shè)計要求，在滿足特定位置翼型厚度的前提下，對二維翼型及三維機翼進行優(yōu)化設(shè)計，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CFD數(shù)值計算對優(yōu)化設(shè)計前后翼身組合體氣動特性進行計算分析，結(jié)果表明，優(yōu)化設(shè)計后機翼滿足設(shè)計要求。

阻力發(fā)散馬赫數(shù)；機翼優(yōu)化；氣動特性

0 引言

機翼是飛行器產(chǎn)生升力和阻力的主要部件，而構(gòu)成機翼的翼型對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，本文對翼型及機翼進行了優(yōu)化設(shè)計。

1 機翼優(yōu)化設(shè)計

1.1 設(shè)計要求

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

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

3）翼型弦向77.8%處的相對厚度大于6.3%；

4）翼型在馬赫數(shù)0.85時可以正常使用。

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

1.2翼型優(yōu)化設(shè)計

基礎(chǔ)翼型滿足在弦向77.8%處6.3%的相對厚度，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)計點1壓力分布，該翼型在設(shè)計點1及較高馬赫數(shù)下激波較強，激波位置比較靠前，阻力發(fā)散馬赫數(shù)相對較??；圖2為基礎(chǔ)翼型設(shè)計點2壓力分布，在設(shè)計點2翼型上、下表面壓力分布會出現(xiàn)較大的負壓力峰值，轉(zhuǎn)捩點前移，層流附面層范圍較小，摩擦阻力相對較大。

圖1 基礎(chǔ)翼型設(shè)計點1壓力分布

圖2 基礎(chǔ)翼型設(shè)計點2壓力分布

根據(jù)特定位置所需的絕對厚度要求，在滿足絕對厚度的前提下，適當?shù)臏p小內(nèi)翼翼型的相對厚度及前緣鈍度，并將最大厚度位置適當后移，增加上下翼面的層流區(qū)范圍。通過優(yōu)化改進設(shè)計，翼型表面壓力分布變得較為平坦，有利于減小激波強度及提高臨界馬赫數(shù)。翼根及翼稍處翼型后部適當加大后加載程度以彌補翼型升力。圖3為各控制剖面翼型示意，圖4～圖9為機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)計點2壓力分布

1.3 機翼扭轉(zhuǎn)設(shè)計

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

翼根剖面：展向0%處，安裝角為0.2°，相對厚度為8.3%。

翼中剖面：展向65.9%處，安裝角為0.1°，相對厚度為8.73%。

翼稍剖面：展向100.0%處，安裝角為-0.2°，相對厚度為8.73%。

圖5 翼根翼型設(shè)計點1壓力分布

圖6 展向65.9%處翼型設(shè)計點2壓力分布

圖7 展向65.9%處翼型設(shè)計點1壓力分布

圖8 翼稍翼型設(shè)計點2壓力分布

圖9 翼稍翼型設(shè)計點1壓力分布

2 氣動特性對比分析

對基礎(chǔ)機翼翼身組合體及優(yōu)化機翼翼身組合體氣動特性進行CFD計算分析，采用FLUENT數(shù)值計算軟件進行計算，邊界條件選用壓力遠場條件,湍流模型采用S-A模型，計算馬赫數(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 計算模型及網(wǎng)格

圖10、圖11分別為基礎(chǔ)機翼、優(yōu)化機翼翼身組合體計算模型。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、對稱面網(wǎng)格、機翼弦向截面網(wǎng)格和機翼展向截面網(wǎng)格。

2.2 翼身組合體氣動特性分析

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

圖10 基礎(chǔ)機翼翼身組合體計算模型

圖11 優(yōu)化機翼翼身組合體計算模型

圖12 表面網(wǎng)格

圖14 機翼弦向截面網(wǎng)格

圖16 設(shè)計點1升力特性曲線

圖13 對稱面網(wǎng)格

圖15 機翼展向截面網(wǎng)格

圖17設(shè)計點1升力隨阻力變化曲線

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

圖20、圖21分別為基礎(chǔ)機翼、優(yōu)化機翼阻力隨馬赫數(shù)變化曲線。優(yōu)化機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)計點2升力特性曲線

圖20 基礎(chǔ)機翼阻力隨馬赫數(shù)變化曲線

圖19 設(shè)計點2升力隨阻力變化曲線

圖21 優(yōu)化機翼阻力隨馬赫數(shù)變化曲線

表1 基礎(chǔ)機翼設(shè)計點1氣動特性計算結(jié)果

表2 優(yōu)化機翼設(shè)計點1氣動特性計算結(jié)果

表3 基礎(chǔ)機翼設(shè)計點2氣動特性計算結(jié)果

表4 優(yōu)化機翼設(shè)計點2氣動特性計算結(jié)果

3 結(jié)論

1）優(yōu)化設(shè)計后，機翼在滿足結(jié)構(gòu)設(shè)計絕對厚度的前提、且在相同攻角下具有更大的升力；

2）大大減小了設(shè)計點1及設(shè)計點2狀態(tài)下的阻力；

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

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

[2]韓占中，王敬，等.FLUENT流體工程仿真計算實例與應用.北京：北京理工大學出版社，2004.

>>>作者簡介

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

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）