(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202211162297.2 (22)申请日 2022.09.23 (71)申请人 中航通飞华南飞机工业有限公司 地址 519040 广东省珠海市金海中路9 99号 201B栋 (72)发明人 钟浩浩　程志航　秦何军　杨何发　 (74)专利代理 机构 中国航空专利中心 1 1008 专利代理师 周梅萍 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/28(2020.01) G06F 111/10(2020.01) G06F 113/08(2020.01) G06F 113/28(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 基于环量分布与超临界翼型的高压音速翼 尖小翼设计方法 (57)摘要 本发明提出了一种基于环量分布与超临界 翼型的高压音速翼尖小翼设计方法。 该方法包括 以下步骤： S1， 根据主翼面延伸 设计出光滑连续 的翼尖小翼； S2， 设计沿机翼展开后的展向坐标 的环量分布， 使升力或环量分布接近椭圆， 但稍 微向内集中以减小翼根弯矩； S3， 在翼尖小翼上 翘转折处进行超临界翼型设计， 优化翼型上翼面 的曲率分布， 消除强激波。 本发明通过设计合理 的载荷分布， 减小飞机气动阻力与结构重量， 同 时避免了翼尖的气动干扰产生的激波与分离问 题。 权利要求书1页 说明书3页 附图2页 CN 115544650 A 2022.12.30 CN 115544650 A 1.一种基于环量分布与超临界翼型的高压音速翼尖小翼设计方法， 其特征在于， 包括 以下步骤： S1， 根据主翼面延伸设计出光滑连续的翼尖小翼； S2， 设计沿机翼展开后的展向坐标的环量分布， 使升力或环量分布接近椭圆， 但稍微向 内集中以减小翼根弯 矩； S3， 在翼尖小翼上翘转折处进行超临界翼型设计， 优化翼型上翼面的曲率分布， 消除强 激波。 2.根据权利要求1所述的方法， 其特 征在于， 步骤S1包括： S11， 设计曲线上翘的翼尖小翼从外形与气动都是沿展向连续变化的翼尖小翼。 3.根据权利要求1所述的方法， 其特 征在于， 步骤S1 1包括： 设计主翼面的连续的翼型、 弦长、 扭转、 上反、 后掠分布参数。 4.根据权利要求1所述的方法， 其特 征在于， 步骤S2包括： S21， 计算机翼包括曲线上翘的翼尖小翼展开到平面的展向坐标， 也就是保持其沿展向 的曲线长度与展开后的直线长度相同： (1)式中s为曲线长度， 即展开后的展向坐标， dy为展向坐标微元， dz为垂直 坐标微元。 S22， 利用计算 流体力学 数值计算手段， 计算机翼的压力分布； S23， 截取一系列不同展向位置剖面的压力分布： 并积分得到剖面升力： CL＝ ∮pdx    (2) (2)式中p为剖面压力， x为飞机前 方气流方向坐标。 由于环量与升力成正比， 于是可绘制沿展开后的展向坐标的环量分布， 并与椭圆分布 比较； S24， 根据环量分布与椭圆的差异， 重复以上步骤， 调整设计参数， 使机翼的环量分布接 近椭圆， 但稍微向内集中以减小翼根弯 矩。 5.根据权利要求3所述的方法， 其特 征在于， 在步骤S24中： 调整设计参数为扭转角参数。 6.根据权利要求1所述的方法， 其特 征在于， S3步骤 包括： 重新计算压力分布， 直到 机翼的压力分布接 近等百分比弦长的等 值线。 7.根据权利要求6所述的方法， 其特 征在于， S3步骤 还包括： 根据翼型变化对升力的影响， 适当调整S1步骤中的参数， 使得机翼的压力分布与环量 分布都符合要求。 8.根据权利要求1 ‑7中任一项所述的抗 疲劳制造， 其中： 通过设计载荷分布， 减小飞机气动阻力与结构重量， 避免了翼尖的气动干扰产生的激 波与分离 。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115544650 A 2基于环量分布与超临界翼 型的高压音速翼尖小翼设计方 法 技术领域 [0001]本发明属于飞机气动设计领域， 涉及一种超临界翼型的高压音速翼尖小翼设计方 法。 背景技术 [0002]飞机的机翼设计是对飞机的气动、 载荷、 重量有重大影响的关键技术， 翼尖小翼作 为机翼的一部分， 同样对有重要的影响。 传统的翼尖小翼往往在翼尖安装处有明显的转折 或结构上的分支， 使得不但结构上不连续， 同时也极易产生气动干扰， 造成翼尖局部气流分 离。 对于高亚音速飞机， 更易导致强激波， 从而产生大的激波阻力， 同时破坏了合理的环量 分布， 进而也产生诱导阻力。 复合材料技术的广泛应用， 使得制造轻重量， 高强度的光滑曲 面变得日益方便， 于是设计制造光滑连续的翼尖小翼成本与重量都得以降低。 其不但 能节 省重量、 而且能提高气动效率。 设计一种合理的展向升力分布(即环 量分布， 二者成正比)是 增升、 减阻、 减重的关键， 同时对于亚音速与超音速混合流动问题， 超临界翼型的修形以及 扭转角分布的设计也是关键因素。 发明内容 [0003]本发明的目的是： [0004]一种基于环量分布与超临界翼型的高压音速翼尖小翼设计方法， 提高飞机的气动 效率， 并且保持较小的翼根弯 距以减小结构重量。 [0005]本发明的技 术方案是： [0006]一种基于环量分布与超临界翼型的高压音速翼尖小翼设计方法， 用于得到合理的 翼尖小翼气动外形， 其特 征在于， 设计步骤如下： [0007](1)根据主翼面延伸设计出光滑连续的翼尖小翼， 包括连续的翼 型、 弦长、 扭转、 上 反、 后掠分布； [0008](2)计算机翼包括曲线上翘的翼尖小翼展开到平面的展向坐标； [0009](3)利用计算 流体力学 数值计算手段， 计算机翼的压力分布； [0010](4)由压力分布得到机翼的不同剖面的环量， 然后绘制沿机翼展开后的展向坐标 的环量分布， 并与椭圆分布比较； [0011](5)根据环量分布与椭圆的差异， 调整第一步中的设计参数， 重复以上过程， 使机 翼的环量分布接 近椭圆， 但稍微向内集中以减小翼根弯 矩； [0012](6)在翼尖小翼向上弯曲处由于部件干扰会出现较大的超音速气流并以强激波结 束， 必须在此 处应用独有的超临界翼型设计方法， 优化翼型上翼 面的曲率分布， 以消除强激 波。 [0013](7)重新做计算流体力学数值计算， 直到机翼的压力分布接近等百分比弦长的等 值线。 [0014](8)根据翼 型变化对升力的影响， 适当调整第一步中的参数， 使得机翼的压力分布说　明　书 1/3 页 3 CN 115544650 A 3