兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型

摘要

本发明提供一种兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，该新概念翼型的最大厚度为4.0％C，最大厚度位置为47.4％C，最大弯度为1.17％C，最大弯度位置为74.4％C，其中，C为翼型弦长。本发明提供的兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，其在高超声速状态下的升阻特性优于常规高超声速翼型，而在跨声速状态下比常规高超声速翼型具有更加优异的升阻特性，从而满足了高超声速飞行器的跨声速爬升阶段和高超声速巡航阶段的性能需要。

说明书

技术领域

本发明属于翼型设计技术领域，具体涉及一种兼顾跨声速和高超声速气动性能的 新概念翼型。

背景技术

高超声速飞行器一般是指飞行速度超过5倍音速的飞机、导弹、炮弹之类的飞行 器。具有突防成功率高的特点，有着巨大的军事价值和潜在的经济价值。

随着日益频繁的空间应用与空间探索活动，满足各种航天运输任务的廉价、快速、 机动和可靠的高超声速飞行器的应用需求日趋迫切。目前，高超声速飞行器向着速域更宽、 空域更广、航程更远的方向发展。

高超声速飞行器从地面起飞后，经历跨声速爬升阶段，直至高超声速巡航等多个 飞行阶段。因此，对于高超声速飞行器，除了需要保证高超声速性能外，还必须兼备满足工 程需求的跨声速特性。具体的，在跨声速爬升阶段，应具有较大的升阻比；在高超声速巡航 阶段，由于为近空间飞行，气动加热和周围流场密度变小,面临较强的粘性干扰、高温气体 影响和低密度流动特性,使得波阻和摩阻快速增加，形成了“升阻比屏障”，为了突破高超声 速的“升阻比屏障”，希望尽可能提高升阻比。因此，对于高超声速飞行器翼型的设计，其难 点就在于如何解决高超声速气动特性与跨声速气动特性的兼顾问题。

实际中常用的常规高超声速翼型，大多采用四边形、六边形等剖面外形，虽然在高 超声速状态下具有高升阻比，可满足高超声速巡航阶段的性能需要；但是在跨声速状态下， 翼型升阻特性较差，无法兼顾跨声速状态下的气动性能，因此，无法满足高超声速飞行器在 跨声速爬升阶段的性能需要。所以，现有技术中，宽速域高超声速翼型的设计仍然是一个技 术难点。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种兼顾跨声速和高超声速气动性能的新 概念翼型，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，该新概念翼型的 最大厚度为4.0％C，最大厚度位置为47.4％C，最大弯度为1.17％C，最大弯度位置为74.4％ C，其中，C为翼型弦长。

优选的，该翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为：

$\frac{y_{up}}{C}=0.0025\left(\frac{x}{C}\right)+{\left(\frac{x}{C}\right)}^{0.5}(1-\frac{x}{C})·\underset{i=0}{\overset{4}{\Sigma }}(A_{{\mathrm{up}}_i}·\frac{4!}{i!(4-i)!}{\left(\frac{x}{C}\right)}^i{\left(1-\frac{x}{C}\right)}^{4-i})$

$\frac{y_{low}}{C}=-0.0025\left(\frac{x}{C}\right)+{\left(\frac{x}{C}\right)}^{0.5}(1-\frac{x}{C})·\underset{i=0}{\overset{4}{\Sigma }}(A_{{\mathrm{low}}_i}·\frac{4!}{i!(4-i)!}{\left(\frac{x}{C}\right)}^i{\left(1-\frac{x}{C}\right)}^{4-i})$

其中，y_up表示翼型的上表面纵坐标；y_low表示翼型的下表面纵坐标；A_up代表翼型上 表面几何坐标的表达式系数；A_low代表翼型下表面几何坐标的表达式系数；x表示翼型的表 面横坐标；

A_up和A_low的值见表1：

表1翼型几何坐标的表达式系数

本发明提供的兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型具有以下优点：

本发明提供的兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，其在高超声速状态 下的升阻特性优于常规高超声速翼型，而在跨声速状态下比常规高超声速翼型具有更加优 异的升阻特性，从而满足了高超声速飞行器的跨声速爬升阶段和高超声速巡航阶段的性能 需要。

附图说明

图1为本发明设计翼型的几何外形图；

图2为图1等比例放大后的本发明设计翼型的几何外形图；

图3为本发明设计翼型在跨声速设计状态的压力分布曲线图(Ma＝0.8)；

图4为本发明设计翼型在高超声速设计状态的压力分布曲线图(Ma＝6)；

图5为本发明设计翼型与对比翼型的几何外形对比图；

图6为本发明设计翼型与对比翼型在跨声速设计状态的压力分布曲线对比图；

图7为本发明设计翼型与对比翼型在高超声速设计状态的压力分布曲线对比图；

图8为本发明设计翼型与对比翼型在跨声速设计状态的升力特性曲线对比图；

图9为本发明设计翼型与对比翼型在高超声速设计状态的升力特性曲线对比图；

图10为本发明设计翼型与对比翼型在跨声速设计状态的升阻比特性曲线对比图；

图11为本发明设计翼型与对比翼型在高超声速设计状态的升阻比特性曲线对比 图；

其中：

A为翼型前缘

B为翼型上表面

C为翼型下表面前部

D为翼型下表面后部

1为本发明设计翼型的几何及其气动特性计算结果；

2为对比翼型，即常规高超声速翼型——四边形翼型的几何及其气动特性数值模 拟计算结果；

其中：

跨声速计算状态为：高度9千米，马赫数0.8，雷诺数7.6×10⁶；

高超声速计算状态为：高度26千米，马赫数6，雷诺数4.23×10⁶。

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合 附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以 解释本发明，并不用于限定本发明。

目前国内外还没有应用于高超声速飞行器的兼顾跨声速和高超声速性能的翼型 的相关技术。本发明提供一种兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，其在高超声 速状态下的升阻特性优于常规高超声速翼型，而在跨声速状态下比常规高超声速翼型具有 更加优异的升阻特性，以满足高超声速飞行器的跨声速爬升阶段和高超声速巡航阶段的性 能需要。

具体的，本发明设计一种兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，其突出 特点是：翼型最大厚度位置位于接近50％处，翼型上表面变化平缓，使得其在跨声速状态下 具有良好的升阻特性；翼型下表面靠前缘处为反“S”型，跨声速时形成前加载增加升力，高 超声速时形成等熵压缩波，增加升力并提高升阻比；翼型下表面靠后缘处为“S”型，跨声速 时形成后加载可以增加升力，高超声速时，通过二次压缩，保证高超声速状态下的升阻特 性；翼型前缘具有较小半径，以保证翼型在高超声速状态下的高升阻比。

本发明的翼型命名为NPU-Hyper-04，如图1和图2所示，为本发明设计翼型的几何 外形图，具有以下几何特征：最大厚度为4.0％C，最大厚度位置为47.4％C，最大弯度为 1.17％C，最大弯度位置为74.4％C，其中，C为翼型弦长。

该翼型上表面和下表面的几何坐标表达式分别为：

$\frac{y_{up}}{C}=0.0025\left(\frac{x}{C}\right)+{\left(\frac{x}{C}\right)}^{0.5}(1-\frac{x}{C})·\underset{i=0}{\overset{4}{\Sigma }}(A_{{\mathrm{up}}_i}·\frac{4!}{i!(4-i)!}{\left(\frac{x}{C}\right)}^i{\left(1-\frac{x}{C}\right)}^{4-i})$

$\frac{y_{low}}{C}=-0.0025\left(\frac{x}{C}\right)+{\left(\frac{x}{C}\right)}^{0.5}(1-\frac{x}{C})·\underset{i=0}{\overset{4}{\Sigma }}(A_{{\mathrm{low}}_i}·\frac{4!}{i!(4-i)!}{\left(\frac{x}{C}\right)}^i{\left(1-\frac{x}{C}\right)}^{4-i})$

其中，y_up表示翼型的上表面纵坐标；y_low表示翼型的下表面纵坐标；A_up代表翼型上 表面几何坐标的表达式系数；A_low代表翼型下表面几何坐标的表达式系数；x表示翼型的表 面横坐标；

A_up和A_low的值见表1：

表1翼型几何坐标的表达式系数

对于本发明提供的NPU-Hyper-04翼型，其跨声速设计状态为高度9千米，马赫数 0.8，雷诺数7.6×10⁶，攻角1.5°；高超声速设计状态为高度26千米，马赫数6，雷诺数4.23× 10⁶，攻角5°。具体设计指标为：

1、高超声速状态下，具有高的升阻比；

2、跨声速状态下，设计攻角下的升阻比不小于68，设计攻角下的升力系数不小于 0.6387；

3、高超声速状态下，设计攻角下的升力系数不小于0.045；

4、前缘半径不小于0.1％C；

5、翼型厚度在4％C±0.02％C范围内。

如图1至图4所示，翼型前缘A具有较小半径，以保证翼型在高超声速状态下的高升 阻比。翼型上表面B变化平缓，尽可能保证其在跨声速状态下具有良好的升阻特性。翼型最 大厚度位置位于接近50％C处，下表面靠前缘处，即翼型下表面前部C为反“S”型，跨声速时 形成前加载增加升力，高超声速时形成等熵压缩波，增加升力并提高升阻比；翼型下表面靠 后缘处，即翼型下表面后部D为“S”型，跨声速时形成后加载可以增加升力，高超声速时，通 过二次压缩，保证高超声速升阻特性。

现有的常规高超声速翼型设计大多只针对高超声速流动，本发明的翼型，能够在 保证了高超声速状态下的高升阻比的同时，在跨声速状态下也具有优良的升阻特性。因此， 本发明设计的翼型，在跨声速和高超声速飞行状态下，均具有高升力系数和高升阻比。

以下通过实验效果例，对本发明提供的NPU-Hyper-04翼型的优点进行验证：

验证例1

以常规的四边形形状的高超声速翼型作为对比翼型，与本发明设计翼型进行对 比，分析比较本发明设计翼型与对比翼型的气动性能的差异。

具体的，选取的对比翼型的翼型厚度为4％C，最大厚度位置为50％C，前倒圆半径 为0.1％C。跨声速计算状态为：高度9千米，马赫数0.8，雷诺数7.6×10⁶，攻角1.5°；高超声 速计算状态为：高度26千米，马赫数6，雷诺数4.23×10⁶，攻角5°。

参考图5，为本发明设计翼型与对比翼型的几何外形对比图；参考图6，为本发明设 计翼型与对比翼型在跨声速设计状态的压力分布曲线对比图；参考图7，为本发明设计翼型 与对比翼型在高超声速设计状态的压力分布曲线对比图；参考图8，为本发明设计翼型与对 比翼型在跨声速设计状态的升力特性曲线对比图；参考图9，为本发明设计翼型与对比翼型 在高超声速设计状态的升力特性曲线对比图；参考图10，为本发明设计翼型与对比翼型在 跨声速设计状态的升阻比特性曲线对比图；参考图11，为本发明设计翼型与对比翼型在高 超声速设计状态的升阻比特性曲线对比图。参见表2，为本发明设计翼型与对比翼型的气动 性能对比表：

表2：设计翼型与对比翼型的气动性能

通过观察图4-图11以及表2可以看出，在高超声速状态下，本发明在设计攻角下的 升阻比达到5.942，而对比翼型升阻比为5.499；在跨声速状态下，本发明设计攻角下的升阻 比达到78.90，升力系数达到0.650，而对比翼型的升阻比仅为24.07，升力系数仅为0.274。 由此可见，本发明提供的翼型，在跨声速和高超声速飞行状态下，均具有高升力系数和高升 阻比，完全满足了高超声速飞行器的设计需要。

验证例2

发明人使用数值方法计算了本发明NPU-Hyper-04翼型的气动性能，跨声速计算状 态为：高度9千米，马赫数0.8，雷诺数7.6×10⁶；高超声速计算状态为：高度26千米，马赫数 6，雷诺数4.23×10⁶。计算结果如表3所示：

表3设计翼型的数值模拟计算结果

由表3可以看出，在高超声速状态下，设计翼型完全满足设计指标，具有高升阻比； 而在跨声速状态下，设计翼型也具有高升力和高升阻比。由此可见，本发明所设计的翼型能 够兼顾跨声速和高超声速的气动特性。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人 员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应 视本发明的保护范围。