一种自配平抗失速高性能翼型的制作方法

1.本发明涉及翼型设计领域，尤其涉及一种自配平抗失速高性能翼型。


背景技术：

2.翼型是飞行器气动布局设计的基础，也是影响飞行器飞行性能的核心因素，特别是针对飞翼布局的需求更加明显。飞翼布局由于取消了平垂尾，实现了翼身高度一体化融合，具有极高的气动性能和隐身性能，因此，翼型的选择对飞翼布局的性能影响更加明显。由于飞翼布局没有平尾，机身长度短，导致俯仰操纵能力变弱，为了飞翼飞行器的稳定性，通常飞翼布局也是设计为静稳定的，如果巡航状态下飞行器本体产生的是低头力矩，那么俯仰舵面需要上偏才能实现纵向配平，就会使得飞行器偏离较优设计状态，降低飞行器的升阻比，同时也会由于配平舵偏的存在减小舵面的有效偏转范围。
3.综上分析，飞翼布局对于翼型的选择和配平能力提出了更高的要求，为了提高在不降低翼型气动性能的前提下，提高翼型的自配平能力显得尤为重要。近些年，翼型的设计与优化得到了全面的发展，但是针对不同的设计需求，具有针对性的翼型设计需求也越来越迫切。


技术实现要素：

4.本发明意在提供一种自配平抗失速高性能翼型，以解决现有的飞翼布局无法同时满足翼型的气动性能和翼型的自配平能力的问题。
5.为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种自配平抗失速高性能翼型，所述翼型的最大厚度为12.1%，所述翼型的最大厚度位置为34.1%，所述翼型的最大弯度为2.27%，所述翼型后缘厚度为1.5%。
6.优选地，所述翼型在小迎角范围内绕25%弦向参考点的力矩为零，在巡航点实现自配平。
7.优选地，所述翼型适用于巡航马赫数0.2-0.6，马赫数0.6时最大升阻比为65，马赫数0.2时最大升阻比为77。
8.优选地，所述翼型在巡航马赫数为0.2时，失速迎角为16
°
。
9.优选地，所述翼型在巡航马赫数为0.6时，失速迎角为12
°
。
10.优选地，所述翼型的设计方法包括如下步骤：s1、首先将翼型进行参数化，选择cst参数化方法；s2、对翼型的前缘半径、最大厚度、尾部厚度进行调整；s3、选择多目标优化算法，以巡航状态升力系数对应的力矩系数为0作为约束，阻力最小和失速迎角最大为优化目标，参数化系数为优化变量，建立翼型优化设计；s4、选择二维翼型数值模拟求解，通过多轮迭代得到优化的翼型；s5、对得到的优化翼型进行数值计算验证。
11.本发明的有益效果：
本方案实现了在m0.7时，巡航升力系数0.25下的力矩自配平，具有更小的阻力系数，且在巡航状态下俯仰力矩为0，实现自配平。优化得到的翼型高速飞行失速迎角为12
°
，相比于基准翼型提高了5
°
，低速飞行时失速迎角达到16
°
，具有较缓和的失速特性，可以满足飞翼布局飞行器的高性能设计需求。
附图说明
12.图1为本发明一种自配平抗失速高性能翼型图；图2为本发明一种自配平抗失速高性能翼型的设计状态的压力云图；图3为本发明一种自配平抗失速高性能翼型的压力系数曲线图；图4为本发明一种自配平抗失速高性能翼型在m=0.6对应的升阻比特性图；图5为本发明一种自配平抗失速高性能翼型在m=0.6对应的俯仰力矩特性图；图6为本发明一种自配平抗失速高性能翼型在m=0.6的升力系数曲线图；图7为本发明一种自配平抗失速高性能翼型在m=0.2的升力系数曲线图；图8为本发明一种自配平抗失速高性能翼型在m=0.2的俯仰力矩系数曲线图；图9为本发明一种自配平抗失速高性能翼型在m=0.2的升阻比特性图；图10为本发明一种自配平抗失速高性能翼型在m=0.2设计状态的压力系数曲线图；图11为本发明一种自配平抗失速高性能翼型在m=0.2设计状态的压力云图。
具体实施方式
13.下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明：如图1所示，一种自配平抗失速高性能翼型，翼型的最大厚度为12.1%，翼型的最大厚度位置为34.1%，翼型的最大弯度为2.27%，翼型后缘厚度为1.5%。翼型前半部分采用内凹的形式，在翼型后缘采用后卸载的设计，使得翼型在巡航状态下实现力矩自配平。
14.翼型能够实现在m=0.6时，雷诺数百万量级具有较好的气动性能，翼型下表面前半部分出现内凹外形，翼型上表面后缘呈现下陷形态，整个翼型表现的是一种弱s弯的翼型形态。翼型前缘半径相对较大，具有较好的失速特性，翼型上表面曲率变化比较平缓，保持了约60%区域的顺压梯度，翼型前半部分保证了一定得到弯度，使得翼型在小迎角下具有较大的升力系数，同时整个翼型的升力贡献主要是由前半部分产生，由于零升迎角的翼型产生的是低头力矩，翼型的焦点是在弦向1/4位置，小迎角范围内，翼型的力矩特性不发生变化。为了使得整个翼型达到力矩配平，翼型后半部分是反弯设计，产生的是抬头力矩，从抵消本体的低头力矩，达到配平状态。
15.常规翼型通常在零升状态下产生的是低头力矩，由于飞翼在巡航状态下的升力系数更大，因此，随着迎角增加，翼型的低头力矩更加明显，导致飞翼布局飞行器配平难度增加，使得配平后的飞行器气动性能有所下降。
16.本翼型的设计方法包括如下步骤：s1、选择某基准翼型进行设计，首先将翼型进行参数化，选择cst参数化方法。采用cst（class function/shape function transformation）对基本翼型上下表面进行参数化，形函数的表达式为：
式中x表示的是翼型的横坐标，y为新翼型的纵坐标，y0为基准翼型的表面坐标函数，表示类函数，表示的型函数，其中n 是控制类型函数个数的参数。在具体的优化过程中类函数和型函数可以根据优化对象进行确定。具体的这里采用的类函数为：型函数采用：其中，其中，表示翼型的种类，这里分别取0.5，1.0，是权重系数，=0,1,
…
k。
17.s2、通过调整形函数中的系数和设计参数即可实现对翼型前缘半径、厚度、尾部厚度的调整，其调整的方式是通过调整不同形状函数的系数。
18.s3、选择多目标优化算法，以巡航状态升力系数对应的力矩系数为0作为约束，阻力最小和失速迎角最大为优化目标，参数化系数为优化变量，建立翼型优化设计。
19.s4、选择二维翼型数值模拟求解，通过多轮迭代得到优化的翼型。
20.s5、对得到的优化翼型进行数值计算验证，根据优化算法得到的翼型然后采用cfd数值模拟方法进行计算校验。
21.图2是m=0.6设计点下的压力云图，可以看出在设计状态下，翼型上表面出现了一个明显的低压区，且升力作用的区域基本是在25%弦向位置附近，在尾缘附近上下表面的压力分布比较接近，从而导致整个翼型在改状态下基于参考点的俯仰力矩是零，从图5也可以看出在设计点处的力矩基本为零。
22.图3是m=0.6翼型表面的压力系数对比，也可以看出主要升力作用位置在25%附近，在翼型头部产生的是负升力，在尾部产生的也是负升力，头部和尾部升力分量产生的力矩相互抵消。
23.图6给出的是本专利翼型在m=0.6时的升力系数，可以看出，最大升力系数达到1.0以上，对应迎角为10
°
左右，升力线斜率为0.1375，该翼型在m0.6具有较好的失速特性。图4是升阻比曲线，可以看出最大升阻比出现在6
°
左右，最大升阻比为65左右。
24.图7是翼型在m=0.2速度下的升力系数曲线，攻角在16
°
时翼型还没有出现失速状态，本专利翼型具有很好的失速特性，最大升力系数接近1.5，具有很好的升力特性。
25.图8是俯仰力矩特性，在12
°
迎角以内翼型的俯仰力矩系数都在0附近，处于自配平状态，说明该翼型具有宽迎角范围的自配平特性。
26.图9是升阻比特性，在m=0.2时最大升阻比达到77，对应的攻角为12
°
。
27.图10为设计状态下的翼型表面压力系数分布，该翼型的升力分为两个部分，前段提供正升力，后段提供负升力，主要的升力贡献也是在25%弦向位置附近，尾部的负升力抵
消了一部分前段产生的低头力矩，整个翼型在设计状态下产生的力矩基本为零。图11为对应的翼型压力云图，下表面压力分布比较平缓，上表面的低压区主要集中在前半部分。
28.以上所述的仅是本发明的实施例，实施方案中公知的具体技术方案或特性等常识在此未作过多描述。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明技术方案的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本发明的保护范围，这些都不会影响本发明实施的效果和专利的实用性。本技术要求的保护范围应当以其权利要求的内容为准，说明书中的具体实施方式等记载可以用于解释权利要求的内容。