如何将翼型导入Catia：Catia与CFD翼型设计方法

新一代民用飞机及军用运输机的研制广泛采用超临界翼型。超临界翼型(Supercrifical airfoil)由美国航空航天局(NASA)兰利研究中心的Richard T.Whitcomb在1967年提出，其主要特点是：

(1)头部比较丰满，目的是消除前缘的负压峰，使气流不致过早达到声速；

(2)翼型上表面中部比较平坦，因此压力分布也比较平坦，取其平顶翼型压力分布的优点，这对提高临界马赫数有利，也有利于减小激波强度；

(3)后部向下弯曲，有利于缓和激波诱导边界层分离，为弥补上表面平坦引起的不足，下表面后部有一个向里凹进去的反曲段，使后部升力增加，称为后加载。超 临界翼型具有较高的气动效率、巡航马赫数及较大的机翼相对厚度，对大展弦比飞机的结构设计也较为有利。根据设计需要，选取了某超临界翼型作为X机翼的原始 方案翼型，为了实现更省油、更经济、更有效的目标，根据X飞机巡航状态技术指标要求，采用相关的机翼外形优化设计方法，经过多次的机翼CATIA外形设 计、全机CFD数值计算、升阻特性分析、力矩特性分析之后，在满足飞机基本设计点的情况下，最后的机翼设计方案与初始方案相比，在巡航设计状态，全机的升 阻比提高了15.86％，低头力矩减小4.99％。

1 计算网格与计算模型

本文计算是在全机模型上进行的，机翼后掠角为前缘37.5°，展弦比7.3。机翼原始方案翼型原为低速高升力翼型，但根据超临界翼型技术进行了部分修改， 翼型相对厚度为13％。计算使用网格为非结构四面体网格(如图1)，求解控制方程为N-S方程，使用湍流模型为航空航天上使用较多的一方程S-A模型，是 在湍流的时均连续方程和Reynolds方程的基础上建立湍动能k的输运方程。

2 基本翼型的设计

2.1 设计方法

计算使用的原始方案翼型为采用了超临界技术的高升阻比翼型，修形前后机翼最大相对厚度控制在13％。在机翼翼尖未作修形处理，飞机舵偏度均为零的情况下， 采用工程经验与CATIA相结合的方法，通过改变机翼的前缘半径、前缘弯度、翼型后部弯度等措施

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