CN108502138A - 一种采用前缘支撑翼的前掠翼宽体高亚声速飞行器气动布局 - Google Patents

一种采用前缘支撑翼的前掠翼宽体高亚声速飞行器气动布局 Download PDF

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Abstract

本发明采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器气动布局，在主翼前部下方一定距离布置支撑翼，形成前缘支撑，并采用了前掠翼主翼和宽体机身的设计；且合理设计前缘支撑翼和主翼的相对位置及主翼的前掠布置形式，其中，主翼采用了上单翼下反的布置方式，且具有前掠角。支撑翼采用了下单翼上反的布置形式，具有后掠角，支撑翼翼尖与主翼梢部的下表面连接，仅在二者梢部连接位置有较少的重叠。本发明降低了废阻和诱导阻力，增加了飞机的气动效率和飞机容积；将传统的支撑翼放在主翼下方的布置形式改为支撑翼前置，尽量减小二者俯视重叠面积，避免了传统支撑翼布局过早形成激波的缺点。

Description

一种采用前缘支撑翼的前掠翼宽体高亚声速飞行器气动布局
技术领域
本发明属于飞行器气动布局设计技术领域，具体涉及一种采用前缘支撑翼的宽体高亚声 速飞行器气动布局。
背景技术
高亚声速喷气式旅客机(运输机)已经成为了世界上的主要交通运输工具之一，提高高 亚声速喷气式飞机的气动效率可以获得巨大的经济和军事效益。2016年2月，洛克希德·马 丁公司完成了新型宽体混合翼身融合(HWB)布局的风洞测试，结果表明，HWB布局具有 气动效率高，起降距离短的特点，且由于HWB保留了平尾，其操纵效率优于传统翼身融合飞翼布局(BWB)，因此HWB布局是未来大型高亚声速飞行器的一个合理布局选择。
提高机翼的展弦比是提高气动效率的重要途径。增加机翼展弦比可以减小诱导阻力，提 高升力线斜率，提高巡航升阻比。然而由于受到机翼结构强度的限制，大型亚音速飞机的机 翼展弦比不能过高，否则机翼会出现气动弹性问题。普通的机翼一般是悬臂梁形式(机翼在 翼根处与机身刚性连接)。为了增加刚度和强度，悬臂梁机翼通常较厚，因而增加了激波阻力， 这是阻碍包括HWB在内的传统布局气动效率提高的重要因素。
支撑翼布局是在主翼中部或梢部用一条较小的机翼(称之为支撑翼)连接到机身某处的 机翼布局。从结构上看是一种斜撑形式。因此这种布置形式结构效率更高，机翼的气动弹性 特征更稳定。上世纪90年代末，弗吉尼亚理工大学对支撑翼飞行器在高亚音速范围内的气 动表现进行了深入研究。结果表明，支撑翼布局可以使机翼在不增重不增厚的条件下进一步 增大机翼展长，以便减小诱导阻力。实际上，支撑翼更高的结构利用效率可以使机翼厚度相 对更小，因此能够有效降低激波阻力。该布局飞行器可比常规飞行器起飞总重更轻，燃油消 耗更少，成本也相对降低。航程越大，低成本的优势就越明显，因此认为该布局适合应用于 长航程运输机。
当前支撑翼布局面临的主要问题是气动干扰问题。目前提出的支撑翼布局对气流的影响 会使主机翼的升阻特性变差。这种布局中俯视方向上重叠的主翼和支撑翼之间形成了喷管效 应，使上下之间的气流被迫加速产生激波。激波增加了飞行器的阻力，降低了机翼的升力， 还会破坏飞行品质，目前的传统支撑翼布局无法避免这种问题。
因此，探索一种能够有效结合宽体布局和支撑翼布局优点、避免二者缺点的合适布局是 十分必要的。
发明内容
本发明从气动设计角度出发，提出了一种采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器气动布 局，在主翼前部下方一定距离布置支撑翼，形成前缘支撑，以减小不利气动干扰，并采用了 前掠翼主翼和宽体机身的设计。且通过合理设计前缘支撑翼和主翼的相对位置及主翼的前掠 布置形式，能够提升布局整体的升阻比，获得较好的气动性能；同时实现了增强机翼刚度、 加大机翼展弦比的目的，支撑翼的设计提高了飞行器结构利用效率；采用宽体布局，提高了 飞机结构利用率，增大容积的同时降低了飞行废阻。本发明布局为高亚声速民用运输机及旅 客机提供了一种结构效率和气动效率均十分优秀的解决方案。
本发明一种采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器气动布局，使用了宽体+部分翼身融合 的布局设计，尽量使机翼与机身圆滑过渡，两者之间并无突兀的明显分界，同时保留了水平 尾翼和垂直尾翼。主翼采用了上单翼、下反的布置方式，且具有前掠角。主翼的前掠可以起 到推迟激波产生、提高临界马赫数、延缓气流分离的作用。由于前掠翼的失速先从机翼根部 产生，因而低速性能好，保证飞机的可用升力足够、气动效率高。主翼前掠角的具体大小由 飞行器巡航马赫数决定，巡航马赫数越大，前/后掠角越大，一般选取的前掠角范围不超过 45°。前掠翼的缺点是机翼会出现气动弹性发散问题。本发明飞行器布局支撑翼的连接有效 改善了机翼气动弹性特征，从而避免了这个问题。
支撑翼采用了下单翼、上反的布置形式，支撑翼根部与机身前部连接，整个支撑翼具有 后掠角，支撑翼翼尖与主翼梢部的下表面连接。其中，支撑翼的后掠角具体数值由机身长度、 主翼位置、主翼后掠角的几何关系进行约束。
同时本发明采用前缘支撑翼的前掠翼宽体高亚声速飞行器气动布局，支撑翼和主翼的重 叠位置较小，仅在二者梢部连接位置有较少的重叠。
本发明的优点在于：
1、本发明采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器布局，提出了一种结合了宽体布局和支 撑翼布局相组合的气动布局，结合了二者的优势，降低了废阻和诱导阻力，增加了飞机的气 动效率和飞机容积。
2、本发明采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器布局，对现有支撑翼布局进行了较大的 改动，将传统的支撑翼放在主翼下方的布置形式改为支撑翼前置，尽量减小二者俯视重叠面 积，避免了传统支撑翼布局过早形成激波的缺点。
附图说明
图1为本发明采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器布局俯视图；
图2为本发明采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器布局侧视图；
图3为本发明采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器布局正视图；
图4为本发明采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器中支撑翼与主翼相对位置剖面示意 图。
图5为本发明采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器中支撑翼与主翼相对转角剖面示意 图。
图6为本发明采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器中主翼与支撑翼截面的水平距离取 为0.8倍主翼弦长时的流动压强云图。
图7为本发明采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器中主翼与支撑翼截面的水平距离取 为0倍主翼弦长时的流动压强云图。
图8为本发明采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器中主翼与支撑翼截面的水平距离取 为-0.4倍主翼弦长时的流动压强云图。
图9为本发明采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器中主翼与支撑翼截面的垂直距离g 分别取0.2、0.65、1倍主翼弦长时，采用前缘支撑的整体升阻比随水平距离s变化的变化 曲线图；
图10为本发明采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器中主翼与支撑翼截面的垂直距离 g分别取0.2、0.65、1倍主翼弦长时，采用后缘支撑的整体升阻比随水平距离s变化的变化 曲线图；
图中：
1-机身 2-主翼 3-支撑翼
4-垂直尾翼 5-水平尾翼
具体实施方式
下面结合附图对本发明进行进一步说明。
本发明采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器气动布局，如图1、2、3所示，具有机身 1、主翼2、支撑翼3、垂直尾翼4和水平尾翼5。其中，机身1，主翼2、垂直尾翼4与水 平尾翼5采用传统布局。
所述主翼2与支撑翼3的剖面均为机翼翼型，其各自的翼型可根据需要单独确定或设计。 主翼2为上单翼下反；支撑翼3为下单翼上反，具有上反角。支撑翼3位于主翼2前方，形 成前缘支撑；支撑翼3根部与机身1腹部连接构成下单翼布局，梢部与主翼2下表面的梢部 附近连接；这种布置方式可以避免对机身1的容积和结构产生不利影响。上述主翼2具有前 掠角，范围不超过45°；支撑翼3具有后掠角，其后掠角度大于设计规定的主翼2前掠角度，由此，由图1可见，支撑翼3和主翼2的重叠区域较少，仅在支撑翼3和主翼2梢部连 接处有较少重叠。上述机身1采用宽体机身，尽量使主翼2、支撑翼3与机身1间圆滑过渡， 两者之间并无突兀的明显分界。
令在主翼2与支撑翼3侧视方向的二维横截剖面上，主翼2前缘与支撑翼3前缘的翼型 水平距离为s，垂直距离为g，如图4所示。本发明设计水平距离s大于等于主翼1.0倍弦长，此时在高亚声速条件下，两翼不利气动干扰较弱，升阻比接近无干扰状态下的升阻比；且主翼2与支撑翼3水平距离越大，升阻比越接近无干扰状态。考虑到支撑翼3与主翼2间 最终梢部要连接相交，因此在设计时应尽量增加水平距离s大于等于1.0倍主翼弦长的所占比例。若将支撑翼3布置在主翼2后方(即后缘支撑)，水平距离s要达到主翼的5.0倍弦 长以上才能达到支撑翼3在主翼2前方(前缘支撑)的气动效率，此时结构利用率和结构强 度不如前缘支撑翼布局。因此本发明采用前缘支撑布局。
对于主翼2与支撑翼3的垂直距离g，其具体设计指标由机身1高度决定。垂直距离g对气动效率的影响较小，因此垂直距离g的选取应首要满足气动以外的领域的设计要求，如机身1的高度，发动机的大小，飞机的地面停放要求等。
本发明采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器布局中，支撑翼3可设计为与主翼2有不 同的安装角，如图5所示，其中d为支撑翼3安装角与主翼2内段(靠近机身一段)安装角的差值，简称为翼差角。其目的在于使支撑翼4在飞行状态下有不同于主翼2内段和主翼2外段(远离机身一端)的攻角。在选用合适的翼差角d时，能够提升飞行器整体的气动性能。对于不同的翼型，不同的支撑翼布置参数而言，翼差角d的最优解都是不同的，应根据实际情况具体设计。
实施例1：主翼2和支撑翼3的翼型为RAE2822，来流马赫数为0.75，流动雷诺数1.66×107。主翼2截面与支撑翼3截面的水平距离s为分别取为0.8、0、-0.4倍主翼2 弦长时的流动压强云图，分别如图6、7、8所示，图中，c为主翼的弦长长度，x/c为主翼 2在水平方向上相对位置，如：x/c＝-0.9即为在主翼2前面0.9倍主翼2弦长的位置。同 样z/c即为主翼2在竖直方向上的相对位置。由此可以看出相比同样流动条件，相比于水 平距离(s)为-0.4、0倍主翼2弦长，选取水平距离为0.8倍主翼2弦长的激波干扰面积 (箭头指示位置)更小，两翼不利气动干扰明显小于其余两者。
实施例2：主翼2和支撑翼3的翼型为RAE2822，来流马赫数为0.75，流动雷诺数1.66×107。主翼2截面与支撑翼3截面的垂直距离g分别取0.2、0.65、1倍主翼2弦 长时，采用前缘支撑与后缘支撑的整体升阻比随水平距离s变化的变化曲线如图9、10所 示，可看出，当支撑翼3在主翼2前，形成前缘支撑时，当水平距离s大于等于1.0倍主 翼2弦长时升阻比已经非常接近无干扰升阻比。当支撑翼3在主翼2后，形成后缘支撑时， 水平距离s的绝对值要大于5.0倍主翼2弦长才能达到前缘支撑的效果。除此之外，通过 不同垂直距离g相应升阻比曲线的相互对比，可以证明垂直距离在水平距离达到上述要求 以后对升阻比并无明显影响。
综上所述，本发明为具有大展弦比机翼的宽体高亚声速飞行器气动布局提供了一种性 能优秀的技术方案。以RAE2822翼型、来流马赫数0.75、主翼雷诺数1.66×107为例，可为该设计条件下的飞行器确定一种超过80％主翼内段展向部分的水平距离大于1.0倍主翼弦长，翼差角d为0°，主翼四分之一弦线前掠20°，支撑翼后掠35°的设计方案。垂 直距离对飞行器影响较小，应根据飞机其他部分的结构要求决定。以上只是针对实施例个例 进行研究。对于其他设计条件，应进行具体分析再确定支撑翼设计参数，但总体服从前后水 平距离大于1.0倍主翼弦长的设计规律。

Claims (7)

1.一种采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器气动布局，具有机身、主翼、支撑翼、垂直尾翼和水平尾翼；其特征在于：主翼为上单翼下反，具有前掠角；支撑翼为下单翼上反，具有上反角，且具有后掠角；支撑翼位于主翼前部下方。
2.如权利要求1所述一种采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器气动布局，其特征在于:机身采用宽体机身。
3.如权利要求1所述一种采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器气动布局，其特征在于:主翼前掠角范围不超过45°。
4.如权利要求1所述一种采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器气动布局，其特征在于:支撑翼的后掠角度大于主翼的前掠角度。
5.如权利要求1所述一种采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器气动布局，其特征在于:支撑翼和主翼仅在支撑翼和主翼梢部处重叠。
6.如权利要求1所述一种采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器气动布局，其特征在于:主翼前缘与支撑翼前缘的翼型水平距离为s，s大于等于主翼1.0倍弦长。
7.如权利要求1所述一种采用前缘支撑翼的宽体高亚声速飞行器气动布局，其特征在于:支撑翼与主翼的安装角不同。
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