高阻力發散馬赫數機翼設計

李娟娟，張輝，方明恩，羅帥，綦龍，張巖

（中航工業洪都，江西南昌330024）

高阻力發散馬赫數機翼設計

李娟娟，張輝，方明恩，羅帥，綦龍，張巖

（中航工業洪都，江西南昌330024）

針對高亞音速飛行器設計要求，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化設計，確保飛行器具有良好的高速巡航特性及較大的阻力發散馬赫數。通過CFD數值計算對優化設計前后翼身組合體氣動特性進行計算分析，結果表明，優化設計后機翼滿足設計要求。

阻力發散馬赫數；機翼優化；氣動特性

0 引言

機翼是飛行器產生升力和阻力的主要部件，而構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散馬赫數，確保飛行器在馬赫數0.85可以正常使用，本文對翼型及機翼進行了優化設計。

1 機翼優化設計

1.1 設計要求

1）設計點1：設計速度為Ma=0.8，翼型阻力較基礎翼型減小，翼型的設計升力系數為0.12，翼型的雷諾數為：Re1；

2）設計點2：設計速度為Ma=0.65，翼型阻力較基礎翼型減小，翼型的設計升力系數為0.18，翼型的雷諾數為：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，首先對設計點1、設計點2以及阻力發散馬赫數要求進行權衡考慮，采用反設計程序優化設計基礎翼型；按約束條件下的最小誘導阻力準則，合理確定機翼設計狀態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角分布，按結構設計要求配置厚度分布構成初始機翼外形；計算初始機翼外形在設計狀態下的壓力分布及氣動力特性，權衡不同設計點要求以及機翼的升阻特性、阻力發散特性，對翼型配置及扭轉角分布進行適當優化，并對此機翼的氣動性能進行全面分析。

1.2翼型優化設計

基礎翼型滿足在弦向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為基礎翼型設計點1壓力分布，該翼型在設計點1及較高馬赫數下激波較強，激波位置比較靠前，阻力發散馬赫數相對較小；圖2為基礎翼型設計點2壓力分布，在設計點2翼型上、下表面壓力分布會出現較大的負壓力峰值，轉捩點前移，層流附面層范圍較小，摩擦阻力相對較大。

圖1 基礎翼型設計點1壓力分布

圖2 基礎翼型設計點2壓力分布

根據特定位置所需的絕對厚度要求，在滿足絕對厚度的前提下，適當的減小內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范圍。通過優化改進設計，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。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 翼根翼型設計點2壓力分布

1.3 機翼扭轉設計

在考慮結構絕對厚度要求的前提下，根據設計點1、設計點2及阻力發散馬赫數要求，經多次優化設計，三維機翼各控制剖面參數如下：

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 翼根翼型設計點1壓力分布

圖6 展向65.9%處翼型設計點2壓力分布

圖7 展向65.9%處翼型設計點1壓力分布

圖8 翼稍翼型設計點2壓力分布

圖9 翼稍翼型設計點1壓力分布

2 氣動特性對比分析

對基礎機翼翼身組合體及優化機翼翼身組合體氣動特性進行CFD計算分析，采用FLUENT數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，計算馬赫數為0.65、0.8、0.81、0.82、0.83、0.84、0.85，攻角0°～4°，側滑角0°。

2.1 計算模型及網格

圖10、圖11分別為基礎機翼、優化機翼翼身組合體計算模型。采用ICEM軟件生成結構網格，圖12～圖15分別為模型表面網格、對稱面網格、機翼弦向截面網格和機翼展向截面網格。

2.2 翼身組合體氣動特性分析

圖16、圖17分別為設計點1升力特性曲線和升力隨阻力變化曲線。優化機翼升力增加阻力減小，在設計點1馬赫數Ma=0.8、CL=0.12時，基礎機翼阻力系數為0.02385，優化設計機翼阻力系數為0.02298，阻力系數減小約3.66%。表1、表2分別為設計點1基礎機翼和優化機翼氣動特性計算結果。

圖10 基礎機翼翼身組合體計算模型

圖11 優化機翼翼身組合體計算模型

圖12 表面網格

圖14 機翼弦向截面網格

圖16 設計點1升力特性曲線

圖13 對稱面網格

圖15 機翼展向截面網格

圖17設計點1升力隨阻力變化曲線

圖18 、圖19分別為設計點2升力特性曲線和升力隨阻力變化曲線。優化機翼升力增加阻力減小，在設計點2馬赫數Ma=0.65、CL=0.18時，基礎機翼阻力系數為0.02624，優化設計機翼阻力系數為0.02539，阻力系數減小約3.24%。表3、表4分別為設計點2基礎機翼和優化機翼氣動特性計算結果。

圖20、圖21分別為基礎機翼、優化機翼阻力隨馬赫數變化曲線。優化機翼翼身組合體具有更大的阻力發散馬赫數，在馬赫數0.85情況下可以正常飛行。

圖18 設計點2升力特性曲線

圖20 基礎機翼阻力隨馬赫數變化曲線

圖19 設計點2升力隨阻力變化曲線

圖21 優化機翼阻力隨馬赫數變化曲線

表1 基礎機翼設計點1氣動特性計算結果

表2 優化機翼設計點1氣動特性計算結果

表3 基礎機翼設計點2氣動特性計算結果

表4 優化機翼設計點2氣動特性計算結果

3 結論

1）優化設計后，機翼在滿足結構設計絕對厚度的前提、且在相同攻角下具有更大的升力；

2）大大減小了設計點1及設計點2狀態下的阻力；

3）優化設計后具有更大的阻力發散馬赫數，在馬赫數0.85時可以正常飛行。

[1]方寶瑞.飛機氣動布局設計.北京：航空工業出版社，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年畢業于西北工業大學，工程師，現主要從事氣動設計工作。

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）