[发明专利]一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法

说明书

本发明提供一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法，包括以下步骤：确定基准机翼；对基准机翼的平面外形进行参数化描述；采用CST参数化方法对每个站位的剖面翼型进行参数化描述；确定机翼设计变量；进行第一次机翼平面外形优化设计；进行第二次机翼不同站位处的剖面翼型优化设计；进行第三次机翼平面剖面一体化优化设计；本发明通过依次进行机翼平面外形优化设计、机翼剖面外形优化设计和平面剖面一体化优化设计，在保证起飞升力不减小的前提下，显著提升宽速域升力匹配时的可用升阻比。改善宽速域气动性能，能更好地满足飞行器的宽域飞行需求。

技术领域

本发明属于机翼气动设计优化技术领域，具体涉及一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法。

背景技术

空天飞机又称航空航天飞机，是一种能从地面零速滑跑起飞，直至进入地球轨道的飞行器。这类飞行器由于能够重复使用、效费比高，已成为21世纪航空航天领域的前沿研究热点和各国抢占的新的战略制高点。在空天飞机飞行过程中，经历亚声速起飞、超声速爬升、直至高超声速巡航等多个飞行阶段。其飞行速域之宽，空域之广，对气动外形设计提出了巨大的挑战。除需要保证高超声速飞行性能以外，单/两级入轨空天飞机还必须兼顾满足工程需求的亚声速和超声速气动特性。因此，具备优良的宽速域气动性能，在不同飞行速域下具有较大的升阻比，是此类飞行器设计的基础和体现其优势的决定性因素。

空天飞机从零速起飞、加速爬升直至高超声速巡航的过程中，随燃料消耗，其自身重力按一定规律不断减小。在飞行过程中，机翼产生的升力与机翼的重力大致平衡，由于机翼自身重力变化，机翼的升力也会随之变化，进而导致机翼的实际升力系数变化，使机翼的实际升力系数偏离设计升力系数，使飞行升阻比下降。

对于速域单一的机翼，通过某些措施可以有效控制由于实际升力系数偏离设计升力系数引起的升阻比减小量。如民航客机在飞行过程中，可以一定的爬升率缓慢增加飞行高度，使空气密度下降，那么相同飞行速度下来流动压减小，尽管客机自身重力减小，可以控制实际升力系数不偏离设计升力系数太远，进而保证良好的升阻比特性。然而，宽速域机翼需要同时经历极宽的速域和极广的空域，由于不同速域下的飞行环境和空气流动特性具有显著差异，宽速域机翼在不同速域下的升阻比特性曲线差异巨大，部分速域下升力与重力匹配时的升阻比严重恶化，导致宽速域飞行性能低下的问题。

如图1所示，以Sanger号空天飞机的机翼布局为例，说明宽速域机翼设计中考虑宽速域升力匹配的重要性。考察三个典型设计状态：综合考虑擦地角等各因素，亚声速典型起飞状态的迎角规定为10度；超声速设计状态(Ma＝2.0,H＝10km)下机翼在4度迎角左右取得最大升阻比；高超声速设计状态 (Ma＝6.0,H＝25km)下在4.5度迎角左右取得最大升阻比。超声速与高超声速下最大升阻比状态对应的升力如表1所示。

表1 Sanger机翼(半模)各飞行状态下的气动特性

在表1中，L代表起飞升力，即：亚声速状态下的升力。从表1可以看出，机翼在超声速最大升阻比状态时，升力为192.21吨，是起飞升力的3.0倍；机翼在高超声速最大升阻比状态时，升力为70.31吨，是起飞升力的1.1倍。Sanger 机翼在超声速最大升阻比状态的升力远大于起飞升力，说明在超声速下机翼无法以最大升阻比状态飞行，且实际飞行状态偏离最大升阻比状态较远。

假设宽速域机翼飞行过程中自身重力逐渐减小的规律如下：在超声速设计点时(Ma＝2.0,H＝10km)的重力减少为起飞重力的0.85倍，在高超声速设计点 (Ma＝6.0,H＝25km)时的重力进一步减小至起飞重力的0.7倍。

如表2所示，为各设计状态升力与重力相等时机翼的升阻比，也就是超声速升力匹配状态和高超声速升力匹配状态时的升阻比。其中，本发明中，升力匹配状态是指升力与重力相等时的状态。

表2 Sanger机翼(半模)各飞行状态下的气动特性