超临界翼型

第２７卷第６期　２０１０年ｌ２月　贵州大学学报（自然科学版）　Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　Ｇｕｉｚｈｏｕ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ（Ｎａｔｕｒａｌ　Ｓｃｉｅｎｃｅｓ）　Ｖ０１．２７　Ｎｏ．６　Ｄｅｃ．２Ｏｌ０　

文章编号１０１３０—５２６９（２０１０）０６—０１１３—０４　

基于ＣＡＴＩＡ与ＣＦＤ的某机翼型设计研究　

李福强‘，钟　山，凡小军　

（贵航飞机设计研究所，贵州安顺５６１０００）　

摘要：根据相关机翼外形优化设计方法，通过ＣＡＴＩＡ软件、ＣＦＤ软件，对某机机翼进行设计。经　

过多轮机翼外形设计、全机数值计算、升阻特性分析、力矩特性分析，在满足飞机基本设计点的情　

况下，设计结果获得了最佳的全机升阻比。　

关键词：ＣＡＴＩＡ；ＣＦＤ；机翼；升阻比　

中图分类号：Ｖ２２４　文献标识码：Ａ　

新一代民用飞机及军用运输机的研制广泛采　

用超临界翼型。超临界翼型（Ｓｕｐｅｒｃｒｉｔｉｃａｌ　ａｉｒｆｏｉｌ）　

由美国航空航天局（ＮＡＳＡ）兰利研究中心的Ｒｉｃｈ．　

ａｒｄ　Ｔ．Ｗｈｉｔｅｏｍｂ在１９６７年提出，其主要特点是：　

（１）头部比较丰满，目的是消除前缘的负压峰，使　

气流不致过早达到声速；（２）翼型上表面中部比较　

平坦，因此压力分布也比较平坦，取其平顶翼型压　

力分布的优点，这对提高临界马赫数有利，也有利　

于减小激波强度；（３）后部向下弯曲，有利于缓和　

激波诱导边界层分离，为弥补上表面平坦引起的不　

足，下表面后部有一个向里凹进去的反曲段，使后　

部升力增加，称为后加载…。超临界翼型具有较　

高的气动效率、巡航马赫数及较大的机翼相对厚　

度，对大展弦比飞机的结构设计也较为有利。根据　

设计需要，选取了某超临界翼型作为ｘ机翼的原　

始方案翼型，为了实现更省油、更经济、更有效的目　

标，根据ｘ飞机巡航状态技术指标要求，采用相关　的机翼外形优化设计方法　．３　Ｊ，经过多次的机翼　

ＣＡＴＩＡ外形设计、全机ＣＦＤ数值计算、升阻特性分　

析、力矩特性分析之后，在满足飞机基本设计点的　

本章主要讲解失速及失速改出

一、失速的形成。

当飞机上升时，我们总是通过让飞机上仰来获得更大的升力，但是大家会发现当仰角达到一定值时，升力就无法增加，有时不升反降，这就是失速现象。

失速往往发生在仰角过高时，例如下图。

此时，飞机的仰角已经达到了近20度，而速度已经降到了最低可操控速度。

当飞机仰角抬升时，相对飞机的气流要流过机翼上表面就越困难。相当于一辆汽车要爬一个更陡的坡。那么当这个坡陡到一定程度时，车就爬不上去了，此时在机翼上发生的现象就是上表面的气流开始与机翼分离，不再沿机翼方向行进而是产生湍流。气流刚刚开始分离的这个角度称为临界仰角，过了这个仰角机翼产生的升力值急剧下降。

二、超临界翼型的失速（浅谈）。

普通低速翼型的气流分离发生在机翼上表面最突出处，然后逐渐向前缘扩展，因此失速发生时，升力降低会比较慢。

而超临界翼型（像757/767以及320之类的飞机都在用）由于上表面比较平坦，所以一旦失速，气流就在前缘分离，整个机翼就无法产生升力。

三、失速的表现。

1、升力急剧降低。

2、一些操纵面不可控制，例如副翼处在湍流之中，无法有效控制飞机滚转。

3、在进入失速前飞机会发生振颤。

4、进入深度失速时，飞机可能会进入所谓尾旋，是一种螺旋形下坠过程。

（5）、之所以打括号是觉得写在这总有点不合适，不过想想不想单辟栏目了，一些告警会发出报警声，常见的有飞机上的主告警器，以及一些大型客机上的振杆系统（操纵杆振动）。此外在游戏中画面右下角会有红底白字的STALL（失速）提示。

四、失速的改出。

这里只讲一般失速的改出，关于尾旋的问题建议上网搜索。

首先你有一架即将/刚刚进入失速状态的飞机，你应该已经感觉到了飞机操纵变得艰难，并且伴有振颤现象。

此时不要慌张，第一，你应该全程使用方向舵使飞机始终处于协调状态（不侧滑）这对失速改出以及尾旋的防止有很大作用。

第二，如果高度允许，把操纵杆释放，让飞机自己低头降低仰角。失速改出的第一要诀就是降低仰角。必要时甚至可以向前推杆。

MicrocomputerApplicationsVol.27,No.2,2011研究与设计微型电脑应用2011年第27卷第2期文章编号：1007-757X(2011)02-0001-03超临界翼型加装鼓包减阻的数值研究及优化设计陈金，陈方，刘洪摘要：采用数值模拟方法对鼓包的减阻作用机制进行了研究，并使用差分进化算法对鼓包进行了优化设计。针对NASASC(2)-0714翼型，分析了鼓包参数对翼型流动及气动性能的影响规律，并得到了减阻率为13.1%的鼓包。结果表明：鼓包参数（安装位置、鼓包高度和鼓包长度）是影响减阻效果的重要因素。差分进化算法能较好地应用于鼓包的优化设计，对鼓包技术的应用发展具有重要意义。关键词：鼓包；超临界翼型；差分进化算法；减阻中图分类号：O354.2文献标志码：A0引言国家重大专项大飞机工程已经立项，提高大型客机的经济性，是使其具有竞争力的重要设计任务之一。而减阻是与经济性要求直接相关的，大飞机对高速巡航状态下的减阻技术提出了迫切的要求，不仅需要发展新的技术，更需要对现有设计做进一步的改进。鼓包减阻技术，是飞机设计后期提高飞行性能的一种技术，其特点是不改变已有的翼型，加装鼓包装置对翼型上的激波进行控制，改进翼型气动性能，实现减阻，具有很强的应用价值。国外已在应用鼓包来减小翼型与机翼阻力的研究与发展方面取得了很大进展。P.Ashill[1]首先提出了用于激波控制的鼓包概念，将鼓包加装到翼型上，通过改变翼型激波附近区域的局部表面形状来减小波阻。DLR、AirbusGermany与ORENA的合作机构[2][3]开展了二维、三维鼓包在翼型和机翼上进行跨声速激波控制的数值和试验研究。欧洲的ProjectADIF[4]在过去的几年对鼓包和边界层抽吸技术，进行了大量的数值计算和试验研究。国内的研究相对较少，陶洋[4]等人采用风洞试验手段，初步研究了高速试验条件下二维翼型加载的实体鼓包对翼型减阻特性的影响，并指出实体鼓包在中高升力系数的应用场合下，减阻效果最佳。为了进一步探讨鼓包减阻的作用机制，还需采用多种手段对其进行系统的研究。本文针对典型超临界翼型NASASC(2)-0714，研究鼓包参数（安装位置、鼓包高度、鼓包长度）对翼型流场以及气动性能的影响规律，使用差分进化算法对鼓包进行优化设计，为鼓包的设计提供一定的参考依据。1数值方法1.1计算模型基准翼型为NASASC(2)-0714后缘扩张超临界翼型，其相对厚度为14%，设计升力系数为0.70，外形为钝前缘，钝后缘(厚度0.7%C，C为翼型弦长)。鼓包基本形状曲线为[4]：()()25(sin()),00.126()25(sin((0.4))),0.120.24gxbumpgxHxxyfxHxxππ≤<==≤≤（1）鼓包参数有：安装位置A（鼓包最高点距翼型前缘点距离）、鼓包高度H和鼓包长度B，如图1所示。加鼓包后翼型外形如图2所示。

1、翼型的定义与研究发展

在飞机的各种飞行状态下，机翼是飞机承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飞机保持安定性和操纵性的气动部件。一般飞机都有对称面，如果平行于对称面在机翼展向任意位置切一刀，切下来的机翼剖面称作为翼剖面或翼型。翼型是机翼和尾翼成形重要组成部分，其直接影响到飞机的气动性能和飞行品质。

通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小、并有小的 零升俯仰力矩。因此，对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。

对于低亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型形状为圆头尖尾形；

对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散Ma数，采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；

对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型。

3、NACA翼型编号

NACA四位数翼族：

其中第一位数代表f，是弦长的百分数；第二位数代表p，是弦长的十分数；最后两位数代表厚度，是弦长的百分数。例如NACA 0012是一个无弯度、厚12%的对称翼型。有现成实验数据的NACA四位数翼族的翼型有6%、8%、9%、10%、12%、15%、18%、21%、24

五位数翼族的厚度分布与四位数翼型相同。不同的是中弧线。具体的数码意义如下：第一位数表示弯度，但不是一个直接的几何参数，而是通过设计升力系数来表达的，这个数乘以3/2就等于设计升力系数的十倍。第二、第三两位数是2p，以弦长的百分数来表示。最后两位数仍是百分厚度。

例如NACA 23012这种翼型，它的设计升力系数是（2）×3/20=0.30；p=30/2,即中弧线最高点的弦向位置在15%弦长处，厚度仍为12%。

一般情况下的五位数编号意义如下

有现成实验数据的五位数翼族都是230-系列的，设计升力系数都是0.30，中弧线最高点的弦向位置p都在15%弦长处，厚度有12%、15%、18%、21%、24%五种。其它改型的五位数翼型在此就不介绍了。