[发明专利]宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法及翼型

摘要

本发明提供一种宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法及翼型，采用CST参数化方法对翼型上表面进行参数化描述；定义与翼型上表面对称的翼型下表面，并对翼型前缘进行直接倒圆处理，由此得到初始翼型；确定设计变量；设计目标函数；设计变量约束条件；采用优化算法对翼型进行优化设计。具有此种设计方法得到的翼型，能够在跨声速下形成大范围的下表面高压区，提高跨声速时的升力，并兼顾亚声速和高超声速下的升力特性。翼型在跨声速状态下的升力线斜率明显高于常规高超声速舵面翼型，而在亚声速和高超声速状态下升力线斜率与常规翼型相当，可满足空天飞行器在不同速域下对舵面效率的要求。

主权项

1.宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，采用CST参数化方法对翼型上表面进行参数化描述，翼型上表面用CST表示，CST函数表达式为：y＝C(x)·S(x)+x·y_TE其中：y为翼型纵坐标，x为翼型横坐标；y_TE为翼型上表面后缘的纵坐标；C(x)为类函数，C(x)定义如下：C(x)＝x^N1·(1‑x)^N2N1、N2是翼型几何相关的参数，为常量，分别取0.5和1.0；S(x)为型函数，S(x)定义如下：其中：S_i(x)是伯恩斯坦多项式，i是伯恩斯坦多项式序号，同时也是伯恩斯坦多项式中的变量，N是型函数的阶数，取8；A_i为待定系数，一共有9个待定系数，分别为：A₀,A₁,A₂,A₃,A₄,A₅,A₆,A₇,A₈；步骤2，定义与翼型上表面对称的翼型下表面，并对翼型前缘进行直接倒圆处理，由此得到初始翼型；步骤3，确定型函数S(x)中的9个系数A₀,A₁,A₂,A₃,A₄,A₅,A₆,A₇,A₈作为优化设计的变量，由此确定设计变量为：X＝(A₀,A₁,A₂,A₃,A₄,A₅,A₆,A₇,A₈)；步骤4，设计目标函数：以高度0千米、马赫数为0.3、雷诺数为1.75×10⁷、攻角4°的状态为亚声速设计状态；以高度10千米、马赫数为1.2、雷诺数为2.54×10⁷、攻角4°的状态为跨声速设计状态；以高度28千米、马赫数为6.0、雷诺数为7.56×10⁶、攻角4°的状态为高超声速设计状态；在一定权重下，在亚声速、跨声速和高超声速设计状态下的升力系数的和的最大值作为目标函数，目标函数f(x)表达式为：f(x)＝W₁·A₁·C_{l,α,ma＝0.3}+W₂·A₂·C_{l,α,ma＝1.2}+W₃·A₃·C_{l,α,ma＝6.0}其中：C_{l,α,Ma＝0.3}，C_{l,α,Ma＝1.2}，C_{l,α,Ma＝6.0}分别为在亚声速、跨声速和高超声速设计状态下的升力线斜率；分别为在亚声速、跨声速和高超声速设计状态下的归一化系数；其中分别为基准翼型，即四边形翼型亚声速、跨声速和高超声速设计状态下的升力线斜率；W₁，W₂，W₃分别为亚声速、跨声速和高超声速设计状态的权重系数，取W₁＝1/6，W₂＝2/3，W₃＝1/6；步骤5，设计变量约束条件为：t>t₀R>R₀其中：t为优化翼型的最大厚度，t₀为设计厚度，R为优化翼型的前缘半径，R₀为设计前缘半径；步骤6，采用优化算法对翼型进行优化设计，输出满足约束条件且使目标函数最大时的A₀,A₁,A₂,A₃,A₄,A₅,A₆,A₇,A₈值，从而最终确定设计的翼型型线。