一种增升翼面设计方法及增升翼面及飞行器技术

本发明专利技术公开了一种增升翼面设计方法及增升翼面及飞行器，涉及气动外形设计技术领域，该增升翼面设计方法包括以下步骤：

【技术实现步骤摘要】
一种增升翼面设计方法及增升翼面及飞行器


[0001]本专利技术涉及气动外形设计
，具体涉及一种增升翼面设计方法及增升翼面及飞行器
。

技术介绍

[0002]增升翼面是指飞行器上能够在飞行过程中提高升力的翼面
。
在高超音速飞行器中，为了在尽可能小的尺寸和翼面面积下提供更高的升力，需要改进翼面的结构设计
。
[0003]在现有技术中，一般采用三角形翼面或梯形翼面，翼前缘激波发展方向朝飞行器外侧，带走了部分气流能量
。
存在为了获取更大的升力，需要更大的翼面积的问题
。

技术实现思路

[0004]针对现有技术中存在的问题，本专利技术的目的在于提供一种增升翼面设计方法及增升翼面及飞行器，能够解决现有技术中采用三角形翼面或梯形翼面，存在为了获取更大的升力，需要更大的翼面积的问题
。
[0005]为达到以上目的，本专利技术采取的技术方案是：
[0006]第一方面，本方案提供一种增升翼面设计方法，包括：
[0007]在翼面设计平面内从翼根弦前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦；
[0008]在前掠角弦与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦；
[0009]在后掠角弦另一端设置与翼根弦平行的翼梢弦，并根据设计翼面积，确定翼根弦和翼梢弦的长度
。
[0010]在一些可选的方案中，在翼面设计平面内从翼根弦前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦之前，根据飞行器设定气流马赫数和飞行器形状，确定最佳升阻比攻角，并根据最佳升阻比攻角确定对应的前体激波面三维形状
。
[0011]在一些可选的方案中，在前掠角弦与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦之后，对前掠角弦与后掠角弦的交点在满足结构承载和气动防热的要求下进行倒圆
。
[0012]在一些可选的方案中，在后掠角弦另一端设置与翼根弦平行的翼梢弦，并根据设计翼面积，确定翼根弦和翼梢弦的长度之后，根据翼面压力分布，在增升翼面后掠角弦侧沿等压线去除掉负压区部分
。
[0013]在一些可选的方案中，根据公式：
α
＝
30+7.5
×
(ma
‑
3)
，确定所述设定前掠角；
[0014]其中，
α
为前掠角，
ma
为气流马赫数
。
[0015]在一些可选的方案中，所述设定长度需满足增升翼面后掠角弦侧宽度小于等于增升翼面前掠角弦侧宽度
。
[0016]在一些可选的方案中，翼面设计平面具有设定角度下反角
。
[0017]在一些可选的方案中，所述翼根弦前缘点位于飞行器主体距飞行器头部设定距离范围内
。
[0018]第二方面，本方案还提供一种增升翼面，其利用上述任一项增升翼面设计方法设计
。
[0019]第三方面，本方案还提供一种飞行器，其包括上述的增升翼面
。
[0020]与现有技术相比，本专利技术的优点在于：本方案在翼面设计平面内从翼根弦前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦；在前掠角弦与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦；在后掠角弦另一端设置与翼根弦平行的翼梢弦，并根据设计翼面积，确定翼根弦和翼梢弦的长度
。
解决了现有技术中采用三角形翼面或梯形翼面，存在为了获取更大的升力，需要更大的翼面积的问题
。
附图说明
[0021]为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图
。
[0022]图1为本专利技术实施例中增升翼面设计方法的流程示意图；
[0023]图2为本专利技术实施例中增升翼面及飞行器的俯视示意图；
[0024]图3为本专利技术实施例中增升翼面及飞行器的前视示意图；
[0025]图4为本专利技术实施例中常规梯形翼面的示意图；
[0026]图5为本专利技术实施例中增升翼面及飞行器等压线的仰视示意图；
[0027]图6为本专利技术实施例中常规梯形翼面等压线的仰视示意图；
[0028]图中：
1、
前掠角弦；
2、
后掠角弦；
3、
翼根弦；
4、
翼梢弦；
5、
飞行器主体；
6、
飞行器头部；
7、
增升翼面前掠角弦侧；
8、
增升翼面后掠角弦侧；
9、
负压区部分
。
具体实施方式
[0029]为使本申请实施例的目的
、
技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚
、
完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例
。
基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围
。
[0030]以下结合附图对本专利技术的实施例作进一步详细说明
。
[0031]第一方面，如图1和图2所示，本专利技术提供一种增升翼面设计方法，包括：
[0032]S1
：在翼面设计平面内从翼根弦3前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦
1。
[0033]在本实施例中，翼面设计平面指增升翼面所在的平面
。
翼根弦3指增升翼面与飞行器主体5接触的弦
。
前体激波面是指飞行器头部6的超声速气流中的强压缩波的外缘面
。
[0034]S2
：在前掠角弦1与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦
2。
[0035]在本实施例中，向后指远离飞行器头部6的一侧
。
[0036]S3
：在后掠角弦2另一端设置与翼根弦3平行的翼梢弦4，并根据设计翼面积，确定翼根弦3和翼梢弦4的长度
。
[0037]在本实施例中，将翼面的前缘，即前掠角弦1和后掠角弦2置于飞行器前体激波压缩区内，确保翼下表面产生较强高压区，同时降低前缘阻力
。
将翼前缘的高压气流部分导向内侧飞行器下表面，从而提高翼身干扰区的压力，达到增升效果
。
[0038]在一些可选的实施例中，在翼面设计平面内从翼根弦3前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦1之前，根据飞行器设定气流马赫数和飞行器形状，确定最佳升阻比攻角，并根据最佳升阻比攻角确定对应的前体本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种增升翼面设计方法，其特征在于，包括：在翼面设计平面内从翼根弦前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦；在前掠角弦与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦；在后掠角弦另一端设置与翼根弦平行的翼梢弦，并根据设计翼面积，确定翼根弦和翼梢弦的长度
。2.
如权利要求1所述的增升翼面设计方法，其特征在于，在翼面设计平面内从翼根弦前缘点按设定前掠角延伸，直至与前体激波面相交，形成前掠角弦之前，根据飞行器设定气流马赫数和飞行器形状，确定最佳升阻比攻角，并根据最佳升阻比攻角确定对应的前体激波面三维形状
。3.
如权利要求1所述的增升翼面设计方法，其特征在于，在前掠角弦与前体激波面交点处沿前体激波面向后延伸设定长度，形成后掠角弦之后，对前掠角弦与后掠角弦的交点在满足结构承载和气动防热的要求下进行倒圆
。4.
如权利要求1所述的增升翼面设计方法，其特征在于，在后掠角弦另一端设置与翼根弦平行的翼梢弦，并根据设计翼面积，确定翼根弦和翼梢弦的长度之后，根据翼面压力分布，在增升翼面后掠角...

【专利技术属性】
技术研发人员：袁蒙，祁释冰，秦友花，周铮，朱政光，曾长，洪珅，廖家震，胡暮秋，李雪梅，郭志颖，
申请(专利权)人：湖北航天技术研究院总体设计所，
类型：发明
国别省市：