高阻力发散马赫数机翼设计

李娟娟，张辉，方明恩，罗帅，綦龙，张岩

（中航工业洪都，江西南昌330024）

高阻力发散马赫数机翼设计

李娟娟，张辉，方明恩，罗帅，綦龙，张岩

（中航工业洪都，江西南昌330024）

针对高亚音速飞行器设计要求，在满足特定位置翼型厚度的前提下，对二维翼型及三维机翼进行优化设计，确保飞行器具有良好的高速巡航特性及较大的阻力发散马赫数。通过CFD数值计算对优化设计前后翼身组合体气动特性进行计算分析，结果表明，优化设计后机翼满足设计要求。

阻力发散马赫数；机翼优化；气动特性

0 引言

机翼是飞行器产生升力和阻力的主要部件，而构成机翼的翼型对飞行器性能有很大影响。高亚音速飞行器在满足特定位置翼型厚度的前提下，需保证其具有良好的高速巡航特性，同时具有较大的阻力发散马赫数，确保飞行器在马赫数0.85可以正常使用，本文对翼型及机翼进行了优化设计。

1 机翼优化设计

1.1 设计要求

1）设计点1：设计速度为Ma=0.8，翼型阻力较基础翼型减小，翼型的设计升力系数为0.12，翼型的雷诺数为：Re1；

2）设计点2：设计速度为Ma=0.65，翼型阻力较基础翼型减小，翼型的设计升力系数为0.18，翼型的雷诺数为：Re2；

3）翼型弦向77.8%处的相对厚度大于6.3%；

4）翼型在马赫数0.85时可以正常使用。

在考虑特定位置绝对厚度的前提下，首先对设计点1、设计点2以及阻力发散马赫数要求进行权衡考虑，采用反设计程序优化设计基础翼型；按约束条件下的最小诱导阻力准则，合理确定机翼设计状态的最佳目标展向升力分布，以及机翼各顺流剖面的几何扭转角分布，按结构设计要求配置厚度分布构成初始机翼外形；计算初始机翼外形在设计状态下的压力分布及气动力特性，权衡不同设计点要求以及机翼的升阻特性、阻力发散特性，对翼型配置及扭转角分布进行适当优化，并对此机翼的气动性能进行全面分析。

1.2翼型优化设计

基础翼型满足在弦向77.8%处6.3%的相对厚度，但是翼型的前缘钝度较大且翼型最大厚度位置靠前。图1为基础翼型设计点1压力分布，该翼型在设计点1及较高马赫数下激波较强，激波位置比较靠前，阻力发散马赫数相对较小；图2为基础翼型设计点2压力分布，在设计点2翼型上、下表面压力分布会出现较大的负压力峰值，转捩点前移，层流附面层范围较小，摩擦阻力相对较大。

图1 基础翼型设计点1压力分布

图2 基础翼型设计点2压力分布

根据特定位置所需的绝对厚度要求，在满足绝对厚度的前提下，适当的减小内翼翼型的相对厚度及前缘钝度，并将最大厚度位置适当后移，增加上下翼面的层流区范围。通过优化改进设计，翼型表面压力分布变得较为平坦，有利于减小激波强度及提高临界马赫数。翼根及翼稍处翼型后部适当加大后加载程度以弥补翼型升力。图3为各控制剖面翼型示意，图4～图9为机翼展向不同位置翼型压力分布曲线。

图3 各控制剖面翼型

图4 翼根翼型设计点2压力分布

1.3 机翼扭转设计

在考虑结构绝对厚度要求的前提下，根据设计点1、设计点2及阻力发散马赫数要求，经多次优化设计，三维机翼各控制剖面参数如下：

翼根剖面：展向0%处，安装角为0.2°，相对厚度为8.3%。

翼中剖面：展向65.9%处，安装角为0.1°，相对厚度为8.73%。

翼稍剖面：展向100.0%处，安装角为-0.2°，相对厚度为8.73%。

图5 翼根翼型设计点1压力分布

图6 展向65.9%处翼型设计点2压力分布

图7 展向65.9%处翼型设计点1压力分布

图8 翼稍翼型设计点2压力分布

图9 翼稍翼型设计点1压力分布

2 气动特性对比分析

对基础机翼翼身组合体及优化机翼翼身组合体气动特性进行CFD计算分析，采用FLUENT数值计算软件进行计算，边界条件选用压力远场条件,湍流模型采用S-A模型，计算马赫数为0.65、0.8、0.81、0.82、0.83、0.84、0.85，攻角0°～4°，侧滑角0°。

2.1 计算模型及网格

图10、图11分别为基础机翼、优化机翼翼身组合体计算模型。采用ICEM软件生成结构网格，图12～图15分别为模型表面网格、对称面网格、机翼弦向截面网格和机翼展向截面网格。

2.2 翼身组合体气动特性分析

图16、图17分别为设计点1升力特性曲线和升力随阻力变化曲线。优化机翼升力增加阻力减小，在设计点1马赫数Ma=0.8、CL=0.12时，基础机翼阻力系数为0.02385，优化设计机翼阻力系数为0.02298，阻力系数减小约3.66%。表1、表2分别为设计点1基础机翼和优化机翼气动特性计算结果。

图10 基础机翼翼身组合体计算模型

图11 优化机翼翼身组合体计算模型

图12 表面网格

图14 机翼弦向截面网格

图16 设计点1升力特性曲线

图13 对称面网格

图15 机翼展向截面网格

图17设计点1升力随阻力变化曲线

图18 、图19分别为设计点2升力特性曲线和升力随阻力变化曲线。优化机翼升力增加阻力减小，在设计点2马赫数Ma=0.65、CL=0.18时，基础机翼阻力系数为0.02624，优化设计机翼阻力系数为0.02539，阻力系数减小约3.24%。表3、表4分别为设计点2基础机翼和优化机翼气动特性计算结果。

图20、图21分别为基础机翼、优化机翼阻力随马赫数变化曲线。优化机翼翼身组合体具有更大的阻力发散马赫数，在马赫数0.85情况下可以正常飞行。

图18 设计点2升力特性曲线

图20 基础机翼阻力随马赫数变化曲线

图19 设计点2升力随阻力变化曲线

图21 优化机翼阻力随马赫数变化曲线

表1 基础机翼设计点1气动特性计算结果

表2 优化机翼设计点1气动特性计算结果

表3 基础机翼设计点2气动特性计算结果

表4 优化机翼设计点2气动特性计算结果

3 结论

1）优化设计后，机翼在满足结构设计绝对厚度的前提、且在相同攻角下具有更大的升力；

2）大大减小了设计点1及设计点2状态下的阻力；

3）优化设计后具有更大的阻力发散马赫数，在马赫数0.85时可以正常飞行。

[1]方宝瑞.飞机气动布局设计.北京：航空工业出版社，1997.

[2]韩占中，王敬，等.FLUENT流体工程仿真计算实例与应用.北京：北京理工大学出版社，2004.

>>>作者简介

李娟娟，女，1982年10月出生，2006年毕业于西北工业大学，工程师，现主要从事气动设计工作。

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）