超臨界翼型NPU9(c≈14%)的設(shè)計(jì)報(bào)告

課題爭(zhēng)論報(bào)告的設(shè)計(jì)報(bào)告西北工業(yè)大學(xué)張仲寅 19906月的設(shè)計(jì)報(bào)告西北工業(yè)大學(xué)張仲寅 華俊1、設(shè)計(jì)目標(biāo)：依據(jù)《超臨界翼型設(shè)計(jì)準(zhǔn)則爭(zhēng)論》課題合同要求，需要試行設(shè)計(jì)一個(gè)超臨界翼型，其設(shè)計(jì)目標(biāo)是：R=20×106eM =0.702DC =0.75~0.80L2DM(C=0.75~0.80)>0.70D L%%%%%%%%%%%%%M(C=0.8)>0.72B L%%%%%%%%%%%%%%最大厚度≈14%后緣厚度≈0.005LB的目標(biāo)值定得比較大1.，它與L2D的比值竟達(dá)1.5~1.〔通常以1.3為宜，因此，在具體設(shè)計(jì)時(shí)，我們對(duì)計(jì)升力系數(shù)選高值：CL2D =0.80。設(shè)計(jì)馬赫數(shù)M2D =0.70，雷諾數(shù)Re=20×106 。2、設(shè)計(jì)過(guò)程：依據(jù)我們的爭(zhēng)論報(bào)告《超臨界翼型設(shè)計(jì)的最正確壓力分布形態(tài)問(wèn)〔198811月〕以及過(guò)去的設(shè)計(jì)閱歷，確定目標(biāo)壓力分布。由96%弦長(zhǎng)之后，M數(shù)也可以比較高。1所示。Carlson方法進(jìn)展了翼型設(shè)計(jì)，然后用BGKJ程序分析驗(yàn)算。由于涉及和分析計(jì)算是兩個(gè)不同的程序；因此，按無(wú)激波目標(biāo)壓力分布設(shè)計(jì)出的翼型，在分析計(jì)算時(shí)，常常會(huì)有激波消滅。這1〔主要由于在設(shè)計(jì)和分析計(jì)算程序中計(jì)及粘性修正的步驟不同。為了使分析計(jì)算結(jié)果與設(shè)計(jì)目標(biāo)接近全都，常常需要不斷調(diào)整目標(biāo)壓力分布。比較費(fèi)時(shí)費(fèi)事。我們最近進(jìn)展了一個(gè)基于余量修正法的跨音速翼型設(shè)計(jì)程序設(shè)計(jì)工作的自動(dòng)化程序比較高；設(shè)計(jì)結(jié)果已經(jīng)就是用來(lái)驗(yàn)算設(shè)計(jì)的BGKJ程序的計(jì)算結(jié)果。所以，比較省時(shí)省事。圖2是設(shè)計(jì)目標(biāo)壓力BGKJ程序?qū)υO(shè)物理上合理的翼型〔例如，可能消滅上下翼面穿插的不合理外形。TD2D的翼型，用分析計(jì)算程序計(jì)算得到的；因此，它自然就是合理的目標(biāo)調(diào)正。3、氣動(dòng)分析結(jié)果：NPU9BGKJ程序進(jìn)展3-8.35M，C情L(zhǎng)況下的翼面壓力分布曲線(xiàn)圖6表示在不同C 和C 隨M數(shù)的變化，L D由此可確定出阻力突生馬赫數(shù)〔按dC /dM=0.1確定〕以及阻力蠕增D馬赫數(shù)〔按△C〔M=0.6〕=0.002確定7表示了阻力突生邊界D前移到90〔見(jiàn)圖87NPU9翼型的M(C=0.75~0.80)>0.708,%%%%%%%%%%,M(C

=0.8)=0.723。D L B L在所計(jì)算的范圍內(nèi)，僅當(dāng)M=0.71，C =1.235和M=0.74，C0.9時(shí)，C 值小于-0.12?？蒐 L m以說(shuō)，該翼型已根本滿(mǎn)足了設(shè)計(jì)目標(biāo)要求。NPU9在風(fēng)洞試驗(yàn)Re數(shù)下的氣動(dòng)性能評(píng)價(jià)。因此，我們計(jì)算了Re=3×106 時(shí)NPU9翼9-11.4、參考資料：1、〔DesignofaSupercriticalJ.AircraftVol.25,no.6,1988.2、Takanashi,S.,AnLterativeProcedureforThree-DirmrnsionalTransonicWingDesignbytheIntegralEquationMethod,AIAA