一种适用于宽速域的跨音速导弹弹翼
阅读说明：本技术 一种适用于宽速域的跨音速导弹弹翼 (Transonic missile wing suitable for wide speed range ) 是由 胡雪垚 屈可朋 韩璐 肖玮 唐娇姣 吴翰林 于 2021-08-27 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种适用于宽速域的跨音速导弹弹翼,包括上翼面、下翼面、翼尖面、翼根面、前缘面、后缘面和导弹翼面结构空间,导弹翼面结构空间内设置有导弹翼面结构,该导弹翼面结构包括前翼梁、后翼梁和翼肋,其中翼肋为水滴状结构,翼肋的最大厚度d为0.09C,翼肋最大厚度d所在的位置为0.4C,翼肋的最大弯度ω为0.031C。本发明的适用于宽速域的跨音速导弹弹翼,在宽速域(马赫数0.3～1.0的速域)流动情况下,减阻效果显著,升力特性明显提高,失速特性缓和,且具有较高的升阻比,即具有优良的气动特性；其导弹翼面结构中的翼肋相较于常规翼面结构中的翼肋,特点是前端钝圆,上表面平坦,下表面接近前后缘处有反凹,该结构能够有效提高导弹弹翼的升力特性。(The invention provides a transonic missile wing suitable for a wide speed range, which comprises an upper wing surface, a lower wing surface, a wing tip surface, a wing root surface, a front edge surface, a rear edge surface and a missile wing surface structural space, wherein a missile wing surface structure is arranged in the missile wing surface structural space and comprises a front wing beam, a rear wing beam and a wing rib, the wing rib is of a water-drop-shaped structure, the maximum thickness d of the wing rib is 0.09C, the position of the maximum thickness d of the wing rib is 0.4C, and the maximum camber omega of the wing rib is 0.031C. The transonic missile wing suitable for the wide-speed range has the advantages that under the condition of flowing in the wide-speed range (the speed range with the Mach number of 0.3-1.0), the drag reduction effect is obvious, the lift characteristic is obviously improved, the stall characteristic is mild, and the transonic missile wing has a high lift-drag ratio, namely has excellent aerodynamic characteristics; compared with the wing rib in the conventional wing surface structure, the wing rib in the missile wing surface structure has the characteristics that the front end is blunt and round, the upper surface is flat, the lower surface is provided with the reverse concave part close to the front edge and the rear edge, and the structure can effectively improve the lift characteristic of the missile wing.)
技术领域
本发明属于空气动力学技术领域，涉及导弹翼型设计，具体涉及一种适用于宽速域的跨音速导弹弹翼。
背景技术
随着军工科技的发展，导弹的任务需求也日益复杂化、多样化，这就要求导弹在更大的速域范围内都有着良好的性能，从而应对不同的作战任务，翼肋(在气动方面亦可叫翼型，以下涉及气动分析时均称为翼型)的作用日益增大，而常规导弹的跨音速翼型仅在跨音速工况下性能较好，在其他工况下性能下降严重，难以满足未来战争中的军事任务需求。在此背景下，亟需引入宽速域导弹弹翼翼型设计，从而提高战术导弹的作战适应能力，满足未来战争的任务需求。宽速域导弹弹翼翼型不仅较常规翼型提高跨音速气动性能，也能在亚音速工况下有着良好的气动特性。
目前专门针对宽速域导弹的弹翼翼型研究较少，现有技术中，已经实现的经典方案是美国国家航天局兰利研究中心提出的SC-XXX超临界系列翼型。当接近音速时，SC-XXX翼型能推迟阻力剧增现象的发生，可使导弹具备较好的跨音速飞行性能。虽然，SC-XXX翼型能推迟阻力剧增现象的发生，但其翼面结构并未针对宽速域导弹的弹翼跨音速翼型气动特性进行专门设计，其气动性能仍有进一步提高的空间。
发明内容
针对现有技术存在的不足，本发明的目的在于，提供一种适用于宽速域的跨音速导弹弹翼，解决现有技术中在宽速域流动下导弹弹翼气动特性不足的技术问题。
为了解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案予以实现：
一种适用于宽速域的跨音速导弹弹翼，包括一对相对设置的左导弹弹翼和右导弹弹翼，左导弹弹翼和右导弹弹翼结构相同；
所述的左导弹弹翼为不规则六面体结构，左导弹弹翼的竖向顶面为上翼面，左导弹弹翼的竖向底面为下翼面；左导弹弹翼的横向外面为翼尖面，所述的翼尖面为弧面结构，翼尖面的最大曲率处为翼尖，左导弹弹翼的横向内面为翼根面；左导弹弹翼的纵向前面为前缘面，左导弹弹翼的纵向后面为后缘面；所述的上翼面、下翼面、翼尖面、翼根面、前缘面和后缘面内的空间为导弹翼面结构空间，导弹翼面结构空间内设置有导弹翼面结构；
所述的左导弹弹翼的前缘面与右导弹弹翼的前缘面的交汇处为前缘，左导弹弹翼的后缘面与右导弹弹翼的后缘面的交汇处为后缘；
所述的后缘面上设置有一处前折点，以翼尖面所在位置为起点，前折点位于左导弹弹翼长度的60％处；翼尖面和前折点之间的后缘面为外后缘面，前折点和翼根面之间的后缘面为内后缘面；
所述的导弹翼面结构包括前翼梁，前翼梁与前缘面平行设置；还包括后翼梁，后翼梁上设置有一处拐点，以后翼梁的横向外端处为起点，拐点位于后翼梁的60％处；后翼梁横向外端和拐点之间的后翼梁为外后翼梁，外后翼梁与外后缘面平行设置；拐点和后翼梁横向内端之间的后翼梁为内后翼梁，内后翼梁与内后缘面平行设置；
所述的前翼梁上开设有多个前翼肋安装孔，所述的后翼梁上开设有多个后翼肋安装孔；所述的前翼梁和后翼梁之间沿横向布设有多条翼肋，所述的翼肋的纵向前部伸出前翼肋安装孔并安装在前翼肋安装孔内，翼肋的纵向后部伸出后翼肋安装孔并安装在后翼肋安装孔内；
所述的翼肋的底面安装在下翼面的内壁上，翼肋的顶面与上翼面的内壁紧邻；
所述的翼肋为水滴状结构，翼肋的纵向前端为弧面结构，翼肋纵向前端的最大曲率处为翼肋前缘，翼肋纵向后端的端点处为翼肋后缘；
所述的翼肋底面和翼肋顶面之间的最大距离为最大厚度d，翼肋前缘和翼肋后缘之间的距离为翼肋弦长C；所述的翼肋的最大厚度d为0.09C；以翼肋前缘所在的位置为起点，翼肋最大厚度d所在的位置为0.4C；所述的翼肋的最大弯度ω为0.031C。
本发明还具有如下技术特征：
所述的前缘面与横向方向的夹角为前缘后掠角X0，前缘后掠角X0为30°；所述的外后缘面与横向方向的夹角为第一后缘后掠角X1，第一后缘后掠角X1为20°；所述的外后缘面横向外端的端点与后缘之间的连线为后缘线，后缘线与横向方向的夹角为第二后缘后掠角X2，第二后缘后掠角X2为13°。
所述的左导弹弹翼的翼尖和右导弹弹翼的翼尖之间的距离为翼展L1；所述的翼根面的纵向长度为翼根弦长B0；所述的翼尖面的纵向长度为翼尖弦长B1；以前缘所在位置为起点，所述的翼根弦长B0的四分之一处为气动中心。
该导弹弹翼的展弦比A为4，该导弹弹翼的梢根比λ为0.48。
以翼肋前缘所在位置为坐标原点O，建立XOY坐标系，其中(1，0.0027)点为翼肋后缘所在位置；
所述的翼肋底面的数据点坐标为：
所述的翼肋顶面的数据点坐标为：
所述的相邻翼肋的翼肋前缘之间的距离为前缘间距L2，所述的相邻翼肋的翼肋后缘之间的距离为后缘间距L3；
所述的翼肋的数目为28个，其中离翼尖面最近的翼肋为第1翼肋，离翼根面最近的翼肋为第28翼肋；在迎角α为0°时，28个翼肋的翼型站位几何参数如下：
所述的翼肋前缘与前翼梁之间的距离为前梁肋距L4，所述的翼肋后缘与后翼梁之间的距离为后梁肋距L5；所述的前梁肋距L4为翼肋弦长C的20％；所述的后梁肋距L5为翼肋弦长C的20％。
本发明与现有技术相比，具有如下技术效果：
(Ⅰ)本发明的适用于宽速域的跨音速导弹弹翼，其导弹翼面结构中的翼肋相较于常规翼面结构中的翼肋，特点是前端钝圆，上表面平坦，下表面接近前后缘处有反凹，此种设计使得该导弹翼面结构具有前加载和后加载的特点，能够有效提高导弹弹翼的升力特性。
(Ⅱ)本发明的适用于宽速域的跨音速导弹弹翼，在宽速域(马赫数0.3～1.0的速域)流动情况下，减阻效果显著，升力特性明显提高，失速特性缓和，且具有较高的升阻比，即具有优良的气动特性。
附图说明
图1为适用于宽速域的跨音速导弹弹翼的整体结构示意图。
图2为导弹翼面结构的整体结构示意图。
图3为适用于宽速域的跨音速导弹弹翼的几何参数示意图。
图4为导弹翼面结构的几何参数示意图。
图5为实施例1和对比例1中的导弹翼面结构的几何外形坐标图，其中实线代表实施例1中的HU-SC90翼型，虚线代表对比例1中的SC1095翼型。
图6为实施例1和对比例1中的导弹翼面结构在第一计算状态下的升力特性曲线图，其中实线代表实施例1中的HU-SC90翼型，虚线代表对比例1中的SC1095翼型。
图7为实施例1和对比例1中的导弹翼面结构在第一计算状态下的升阻特性曲线图，其中实线代表实施例1中的HU-SC90翼型，虚线代表对比例1中的SC1095翼型。
图8为实施例1和对比例1中的导弹翼面结构在第一计算状态下的升阻比曲线图，其中实线代表实施例1中的HU-SC90翼型，虚线代表对比例1中的SC1095翼型。
图9为实施例1和对比例1中的导弹翼面结构在第一计算状态下的力矩特性曲线图，其中实线代表实施例1中的HU-SC90翼型，虚线代表对比例1中的SC1095翼型。
图10为实施例1和对比例1中的导弹翼面结构在第二计算状态下的升力特性曲线图，其中实线代表实施例1中的HU-SC90翼型，虚线代表对比例1中的SC1095翼型。
图11为实施例1和对比例1中的导弹翼面结构在第二计算状态下的升阻特性曲线图，其中实线代表实施例1中的HU-SC90翼型，虚线代表对比例1中的SC1095翼型。
图12为实施例1和对比例1中的导弹翼面结构在第二计算状态下的升阻比曲线图，其中实线代表实施例1中的HU-SC90翼型，虚线代表对比例1中的SC1095翼型。
图13为实施例1和对比例1中的导弹翼面结构在第二计算状态下的力矩特性曲线图，其中实线代表实施例1中的HU-SC90翼型，虚线代表对比例1中的SC1095翼型。
图中各个标号的含义为：1-左导弹弹翼，2-右导弹弹翼，3-翼尖，4-导弹翼面结构，5-前缘，6-后缘，7-后缘线，8-气动中心；
101-上翼面，102-下翼面，103-翼尖面，104-翼根面，105-前缘面，106-后缘面，107-导弹翼面结构空间；
401-前翼梁，402-后翼梁，403-前翼肋安装孔，404-后翼肋安装孔，405-翼肋；
10601-前折点，10602-外后缘面，10603-内后缘面；
40201-拐点，40202-外后翼梁，40203-内后翼梁；
40501-翼肋底面，40502-翼肋顶面，40503-翼肋前缘，40504-翼肋后缘。
以下结合实施例对本发明的具体内容作进一步详细解释说明。
具体实施方式
常规的超临界导弹翼面适用的速域较窄，大多在马赫数0.7～1.0范围内有较好的气动性能，然而随着军事需求的不断提高，战术导弹向着宽速域的方向发展，战术导弹实际飞行中必然要经历亚音速、跨音速等多个飞行阶段，由于其飞行速域宽且空域广，因此，对战术导弹的气动外形设计提出了新的要求。本发明设计的适用于宽速域的跨音速导弹弹翼，在设计时，主要根据一下几个技术指标：第一，阻力系数尽可能小；第二，最大厚度为弦长的40％；第三，升阻比尽可能大；第四，阻力发散特性良好。
根据上述技术指标要求，本发明设计出了一种适用于宽速域的跨音速导弹弹翼，将其导弹翼面结构命名为HU-SC90翼型，HU-SC90翼型兼顾了低阻力、高升阻比且失速特性缓和的特性。其导弹翼面结构中的翼肋相较于常规翼面结构中的翼肋，特点是前缘钝圆，上表面平坦，下表面接近前后缘处有反凹，使得翼型具有前加载和后加载的特点，能够有效提高翼型的升力特性。本发明的HU-SC90翼型在宽速域(马赫数0.3～1.0的速域)下具有更高气动效率和更好阻力发散特性，该导弹翼面结构能够适用于亚音速状态，同时提高了跨音速导弹性能，能够适应新一代战术导弹的需求。
本发明中：
宽速域指的是马赫数0.3～1.0的速域。
迎角α为导弹弹翼的前进方向和翼肋弦长C方向之间的夹角。
SC1095翼型为现有技术中已知的导弹翼面结构，用于与本发明的HU-SC90翼型进行对比。
以下给出本发明的具体实施例，需要说明的是本发明并不局限于以下具体实施例，凡在本申请技术方案基础上做的等同变换均落入本发明的保护范围。
实施例1：
本实施例提供了一种适用于宽速域的跨音速导弹弹翼，该跨音速导弹翼面结构命名为HU-SC90翼型，如图1至图5所示，包括前翼梁401，前翼梁401与前缘面105平行设置；还包括后翼梁402，后翼梁402上设置有一处拐点40201，以后翼梁402的横向外端处为起点，拐点40201位于后翼梁402的60％处；后翼梁402横向外端和拐点40201之间的后翼梁402为外后翼梁40202，外后翼梁40202与外后缘面10602平行设置；拐点40201和后翼梁402横向内端之间的后翼梁402为内后翼梁40203，内后翼梁40203与内后缘面10603平行设置；
前翼梁401上开设有多个前翼肋安装孔403，后翼梁402上开设有多个后翼肋安装孔404；前翼梁401和后翼梁402之间沿横向布设有多条翼肋405，翼肋405的纵向前部伸出前翼肋405安装孔504并安装在前翼肋安装孔403内，翼肋405的纵向后部伸出后翼肋安装孔404并安装在后翼肋安装孔404内；翼肋405的底面40501安装在下翼面102的内壁上，翼肋405的顶面40502与上翼面101的内壁紧邻。
作为本实施例的一种具体方案，翼肋405为水滴状结构，翼肋405的纵向前端为弧面结构，翼肋405纵向前端的最大曲率处为翼肋前缘40503，翼肋405纵向后端的端点处为翼肋后缘40504；
翼肋底面40501和翼肋顶面40502之间的最大距离为最大厚度d，翼肋前缘40503和翼肋后缘40504之间的距离为翼肋弦长C；翼肋405的最大厚度d为0.09C；以翼肋前缘40503所在的位置为起点，翼肋405最大厚度d所在的位置为0.4C；翼肋405的最大弯度ω为0.031C。
本实施例中，弯度ω按照下述公式计算：ω＝|y1|-|y2|-|S1|，其中y1表示翼肋顶面40502的纵坐标；y2表示相同横坐标下的翼肋底面40501的纵坐标；S1表示相同横坐标下几何弦长的纵坐标。最大弯度ω为所有弯度ω值中的最大值。
本实施例中，以翼肋前缘40503所在的位置为起点，翼肋405在0～0.1C之间的部分为钝圆形结构，翼肋顶面40502在0.3C～0.8C处为平坦曲线，翼肋底面40501在0.95C～1.0C较常规翼肋变薄；此种结构的翼肋405具有前加载和后加载的特点，能够有效提高导弹弹翼的升力特性。
作为本实施例的一种具体方案，前缘面105与横向方向的夹角为前缘后掠角X0，前缘后掠角X0为30°；外后缘面10602与横向方向的夹角为第一后缘后掠角X1，第一后缘后掠角X1为20°；外后缘面10602横向外端的端点与后缘6之间的连线为后缘线7，后缘线7与横向方向的夹角为第二后缘后掠角X2，第二后缘后掠角X2为13°。
作为本实施例的一种具体方案，左导弹弹翼1的翼尖3和右导弹弹翼2的翼尖3之间的距离为翼展L1；翼根面104的纵向长度为翼根弦长B0；翼尖面103的纵向长度为翼尖3弦长B1；以前缘5所在位置为起点，翼根弦长B0的四分之一处为气动中心8。
作为本实施例的一种具体方案，该导弹弹翼的展弦比A为4，展弦比A按照下述公式计算：A＝L1/[0.5(B0+B1)]；该导弹弹翼的梢根比λ为0.48，梢根比λ按照下述公式计算：λ＝B0/B1。
作为本实施例的一种具体方案，以翼肋前缘40503所在位置为坐标原点O，建立XOY坐标系，其中(1，0.0027)点为翼肋后缘40504所在位置；
翼肋底面40501的数据点坐标为：
翼肋顶面40502的数据点坐标为：
作为本实施例的一种具体方案，相邻翼肋405的翼肋前缘40503之间的距离为前缘间距L2，相邻翼肋405的翼肋后缘40504之间的距离为后缘间距L3；
翼肋405的数目为28个，其中离翼尖面103最近的翼肋405为第1翼肋，离翼根面104最近的翼肋405为第28翼肋；在迎角α为0°时，28个翼肋405的翼型站位几何参数如下：
作为本实施例的一种具体方案，翼肋前缘40503与前翼梁401之间的距离为前梁肋距L4，翼肋后缘40504与后翼梁402之间的距离为后梁肋距L5；前梁肋距L4为翼肋弦长C的20％；后梁肋距L5为翼肋弦长C的20％。
本实施例中，对HU-SC90翼型的气动特性进行了分析计算，具体的设计状态参数为：攻角α(同迎角α)为4°，马赫数为0.8，雷诺数为6.4×106。在该设计参数下，其气动特性如表1所示。从表1中可知，本实施例的HU-SC90翼型在上述设计状态下，气动性能优越，减阻明显，同时具有优良的力矩特性。
本实施例中，采用计算流体力学CFD数值模拟方法，采用k-ωSST模型进行湍流模拟，对HU-SC90翼型进行了气动性能评估，气动性能评估采用两种计算状态，其中第一计算状态的参数为：马赫数为0.5，雷诺数为4.0×106，结果如图6至图9所示。第二计算状态的参数为：马赫数为0.8，雷诺数为6.4×106，结果如图10至图13所示。
对比例1：
本对比例提供了一种导弹弹翼，如图5所示，该导弹弹翼的导弹翼面结构命名为SC1095翼型，为现有技术中的已知的导弹翼面结构。
本对比例中，对SC1095翼型的气动特性进行了分析计算，具体的设计状态参数与实施例1相同，其气动特性如表1所示。本对比例中，进行气动性能评估时使用的模拟方法、模型和计算转态参数与实施例1相同，结果如图6至图13所示。
表1.实施例1的HU-SC90翼型与对比例1的SC1095翼型的主要气动特性
从实施例1与对比例1中能够得出如下结论：
(A)由表1可知，实施例1的HU-SC90翼型兼顾了低阻力、高升阻比和失速特性缓和的设计要求，实施例1的HU-SC90翼型相较于对比例1的SC1095翼型，HU-SC90翼型的气动性能优越，减阻明显，同时有更好的力矩特性。
(B)由图6可知，实施例1的HU-SC90翼型和对比例1的SC1095翼型，二者的升力系数随迎角的增加基本均为线性变化。HU-SC90翼型的升力线斜率和最大升力系数，均大于SC1095翼型的升力线斜率和最大升力系数，说明HU-SC90翼型的升力特性更具优势。
(C)由图7、图8、图11和图12可知，实施例1的HU-SC90翼型的最大升阻比高于对比例1的SC1095翼型的最大升阻比，HU-SC90翼型的可用升力系数范围大于SC1095翼型的可用升力系数范围，说明HU-SC90翼型的升阻特性优于SC1095翼型，且HU-SC90翼型具有最优的宽工况特性，在较大的升力系数范围内具有较高的升阻比，全面优于SC1095翼型。
(D)由图9和图13可知，实施例1的HU-SC90翼型的力矩绝对值小于对比例1的SC1095翼型的力矩绝对值，说明HU-SC90翼型具有更优的力矩特性。
(E)由图10可知，实施例1的HU-SC90翼型的失速迎角大于对比例1的SC1095翼型的失速迎角，说明在大攻角下，HU-SC90翼型的升力特性也优于SC1095翼型。
综合上述分析可知，本发明的适用于宽速域的跨音速导弹翼面结构，在宽速域流动情况下，减阻效果显著，升力特性明显提高，失速特性缓和，且具有较高的升阻比，即具有优良的气动特性，能够适应新一代战术导弹的需求。
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