超臨界翼型NPU9(c≈14%)的設計報告

課題爭論報告的設計報告西北工業(yè)大學張仲寅 19906月的設計報告西北工業(yè)大學張仲寅 華俊1、設計目標：依據(jù)《超臨界翼型設計準則爭論》課題合同要求，需要試行設計一個超臨界翼型，其設計目標是：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的目標值定得比較大1.，它與L2D的比值竟達1.5~1.〔通常以1.3為宜，因此，在具體設計時，我們對計升力系數(shù)選高值：CL2D =0.80。設計馬赫數(shù)M2D =0.70，雷諾數(shù)Re=20×106 。2、設計過程：依據(jù)我們的爭論報告《超臨界翼型設計的最正確壓力分布形態(tài)問〔198811月〕以及過去的設計閱歷，確定目標壓力分布。由96%弦長之后，M數(shù)也可以比較高。1所示。Carlson方法進展了翼型設計，然后用BGKJ程序分析驗算。由于涉及和分析計算是兩個不同的程序；因此，按無激波目標壓力分布設計出的翼型，在分析計算時，常常會有激波消滅。這1〔主要由于在設計和分析計算程序中計及粘性修正的步驟不同。為了使分析計算結果與設計目標接近全都，常常需要不斷調整目標壓力分布。比較費時費事。我們最近進展了一個基于余量修正法的跨音速翼型設計程序設計工作的自動化程序比較高；設計結果已經(jīng)就是用來驗算設計的BGKJ程序的計算結果。所以，比較省時省事。圖2是設計目標壓力BGKJ程序對設物理上合理的翼型〔例如，可能消滅上下翼面穿插的不合理外形。TD2D的翼型，用分析計算程序計算得到的；因此，它自然就是合理的目標調正。3、氣動分析結果：NPU9BGKJ程序進展3-8.35M，C情L況下的翼面壓力分布曲線圖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在所計算的范圍內，僅當M=0.71，C =1.235和M=0.74，C0.9時，C 值小于-0.12?？蒐 L m以說，該翼型已根本滿足了設計目標要求。NPU9在風洞試驗Re數(shù)下的氣動性能評價。因此，我們計算了Re=3×106 時NPU9翼9-11.4、參考資料：1、〔DesignofaSupercriticalJ.AircraftVol.25,no.6,1988.2、Takanashi,S.,AnLterativeProcedureforThree-DirmrnsionalTransonicWingDesignbytheIntegralEquationMethod,AIAA