CN109484622A - 一种采用前缘支撑翼的高亚声速后掠翼飞行器气动布局 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种采用前缘支撑翼的高亚声速后掠翼飞行器气动布局，属于飞行器气动布局设计技术领域。本发明采用支撑翼布局增大了主翼的展弦比，减小了飞机的诱导阻力；通过更改传统支撑翼的布置形式，将支撑翼布置于主翼前缘形成前缘后掠翼支撑布局，降低了支撑翼与后掠主翼的双翼气动干扰。本发明通过对前缘支撑翼位置的合理布置，可以使机翼的升阻特性处于较好的位置，双翼不利干扰大大减弱，接近无支撑翼气动影响的气动效率水平。

Description

一种采用前缘支撑翼的高亚声速后掠翼飞行器气动布局

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高亚声速后掠翼飞行器气动布局。

背景技术

高亚声速喷气式旅客机已经成为了世界上的主要交通运输工具之一，提高喷气式旅客机的燃油效率有助于实现绿色环保、提高经济效益。美国航空航天局NASA为未来旅客机的发展制定了三代标准，其中预计在2025年-2035年投入使用的第“N+3”代被明确规定其燃油消耗需低于现有旅客机的70％，氮氧化物排放降低75％。

对于减小飞行器的燃油消耗而言最行之有效的办法是提高飞机的升阻比。提高升阻比最有效的办法是提高飞机的机翼展弦比。根据空气动力学经验，飞机机翼的展弦比越大，其机翼诱导阻力越小，飞机的升阻比越高。但在实际工程应用中人们发现，过大的展弦比会使机翼结构倾向于变得细长，导致机翼结构刚度降低。因此机翼展弦比的提高被结构强度刚度的限制约束了。

为了解决这种问题，波音在“N+3”代计划中提出了一种新的机翼布局，支撑翼布局。支撑翼布局采用在主机翼中段用一根支撑翼将其连接到机身某处，形成了类似于斜撑一样的结构。支撑翼的连接有效增强了机翼的结构强度，改善了机翼的气动弹性特征。1996年至2001年，弗吉尼亚理工大学在NASA的资助下对支撑翼布局飞行器进行了广泛、系统的可行性研究。结果表明，支撑翼布局允许机翼在不增大重量和厚度的前提下进一步增大展长，减小诱导阻力。支撑翼布局类似于桁架的结构布置方式使主翼厚度可以设计成比传统机翼更小的样式，可以有效减小激波阻力。(朱自强,王晓璐,吴宗成,等.支撑机翼跨声速民机的多学科优化设计[J].航空学报,2009,30(1):1-11.)

然而，现有的各种支撑翼布局中其支撑翼的主要设计思路是加强机翼结构增加展弦比进而增加气动效率，故设计时主要考虑结构强度问题，支撑翼大多布置在主翼正下方，从俯视图方向看去支撑翼和主翼重叠较大。考虑到支撑翼也会产生气动升力和阻力，它对气流的干扰也会对主机翼的升阻特性造成影响，两翼之间出现强不利的干扰，上下翼面之间的空气形成了局部二维喷管流动，在面积最小处气流容易形成强激波，降低了飞机升力，增加了阻力、噪音，使飞行器升阻比大大下降。虽然机翼和支撑桁架经过翼型优化后能够弥补一定的气动损失，但根据双翼飞行器设计的经验，这种从结构领域展开设计，仅对气动领域进行弥补微调的设计方式对于气动效率的提升是有很大局限性的。

因此，从兼顾气动的角度出发探索一种合理的、高效的支撑翼布局对于提高高亚声速飞行器气动效率是十分重要的。

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高亚声速后掠翼飞行器气动布局。该布局通过采用支撑翼布局增大了主翼的展弦比，减小了飞机的诱导阻力；通过更改传统支撑翼的布置形式，将支撑翼布置于主翼前缘形成前缘后掠翼支撑布局，降低了支撑翼与后掠主翼的双翼气动干扰。因而得到了一种新型的前缘支撑翼后掠翼气动布局方案。

本发明布局使用了传统柱形机身。主翼采用了较大的展弦比，且采用上单翼布局。主翼后掠。所述主翼后掠可以起到提高机翼临界马赫数的作用，降低高声速、跨声速时的飞行阻力。主翼后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，后掠角越大，一般选取的主翼后掠角范围在30°～40°之间。

支撑翼布置在主翼前下方，支撑翼根部与机身腹部连接，梢部与主翼中段的前缘位置连接。也正是因此，支撑翼具备了上反角，其上反角度由机身高度和主翼长度决定。在俯视方向上看去，支撑翼的平面投影与主翼的平面投影的水平距离较大，支撑翼根部位置与主翼根部位置沿前后方向上的水平距离超过主翼弦长的1.0倍。

本发明的优点在于：

本发明提出了一种解决大展弦比机翼结构刚度不足问题的结构及气动布局方案。该方案能够显著增大机翼展弦比，降低机翼的诱导阻力，提高飞行器的气动效率。因为形成了类似于桁架的结构形式；结构效率较高，故采用支撑翼布局的飞行器展弦比将大于同等量级下的现有民用飞机。除此之外，通过对前缘支撑翼位置的合理布置，可以使机翼的升阻特性处于较好的位置，双翼不利干扰大大减弱，接近无支撑翼气动影响的气动效率水平。

附图说明

图1A、图1B和图1C分别为本发明中采用前缘支撑翼的后掠翼飞行器布局俯视图、侧视图和正视图；

图2为本发明提供的气动布局中支撑翼与主翼相对位置剖面示意图。

图3A、3B和3C分别为传统支撑翼布局的仰视图、俯视图和主视图。

图4A和图4B为本发明提供的气动布局中支撑翼与主翼的水平方向距离s对升阻比的影响关系图。

图中：

1.主翼；2.支撑翼；3.机身；4.水平尾翼；5.垂直尾翼。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行进一步说明。

本发明提供的前缘支撑翼高亚声速后掠翼飞行器布局，结合图1A、图1B和图1C，主要包含主翼1、支撑翼2、机身3和水平尾翼4、垂直尾翼5，所述的主翼1为上单翼后掠。所述支撑翼2的梢部上翘连接于主翼1的前缘位置A，根部连接于机身3的底部，形成下单翼上反形式。A点位于主翼1展长的50-60％范围内。由于主翼1、支撑翼2和机身3在前视方向形成了几何三角形，参见图1C，故支撑翼2的上反角度由主翼1的点A位置与机身3的高度共同决定，设计过程中应控制点A位置和机身3高度保持支撑翼2上反角不低于30°。所述的主翼1、支撑翼2各自的翼型可根据使用需要单独确定或设计。

主翼1的后掠角参照现代客机设计经验，应当在30°～40°之间。支撑翼2具有后掠角，由于支撑翼2翼根位于主翼1翼根前方，故支撑翼2后掠角度大于所设计的主翼1的后掠角。支撑翼2后掠角由主翼1与支撑翼2在俯视方向形成的几何三角形决定，设计过程中应控制支撑翼2根部位置和主翼1点A位置保持支撑翼2后掠角不低于40°。如图2中的字母s所示，定义主翼1与支撑翼2的前缘点在水平方向上投影的前后距离为主翼1与支撑翼2的水平距离s。水平距离s应不低于主翼弦长L的1.0倍。如图1A所示，从俯视图方向看去主翼1和支撑翼2的重叠区域较少，仅在二者连接处有较少重叠。如图3A、3B、3C所示，传统支撑翼飞行器在俯视方向上看去，支撑翼与主翼几乎完全重叠，这是本发明与其的主要区别所在。

实施例1：

实施例选取主翼1和支撑翼2的翼型为RAE2822，来流速度为100m/s，来流迎角为2°。如图2所示，规定支撑翼2前缘与主翼1前缘竖直方向的垂直距离为g，支撑翼2前缘与主翼1前缘水平方向的水平距离为s，g与s的衡量单位为主翼1弦长L的倍数，如“g＝1.0”代表支撑翼2前缘与主翼1前缘垂直方向的垂直距离为主翼1弦长的1.0倍，且支撑翼2位于主翼1下方；s为正代表支撑翼2前缘点位于主翼1前缘点的后方，s为负代表支撑翼2前缘点位于主翼1前缘点的前方，如“s＝-1.0”代表支撑翼2前缘点位于主翼1前缘点的前方且支撑翼2前缘点与主翼1前缘点水平方向的水平距离s为主翼1弦长L的1.0倍，如图2所示是s为负、g为正的情况。

计算结果如图4A所示表明，在高亚声速条件下，当支撑翼2在主翼1的前下方，且s为-1.0、-2.0、-3.0时，支撑翼2与主翼1之间的不利气动干扰弱，升阻比接近于无干扰时的升阻比。在这个水平距离下机翼整体布局的结构强度也较好，气动效率和结构效率均达到了较好的水平。如果在此基础上进一步增加机翼展向剖面中支撑翼2与主翼1的水平距离s，那么升阻比将更加趋近于无干扰时的升阻比。由于支撑翼布局的水平距离s从支撑翼根部到梢部是由一个特定值逐渐变为0的，应增加水平距离s大于等于主翼1的1.0倍弦长的部分的所占比例，尽量减小两翼相交部分(即水平距离s小于主翼1的1.0倍弦长的部分)占支撑翼2总展长的比例，使之低于20％。计算结果显示，在高亚声速环境下，如果将支撑翼2在机身3上的支撑点A或连接点A布置在主翼1的后部，形成后缘支撑布局，如图4B所示，支撑翼2与主翼1的前后距离要达到s＝4.0才能达到前缘支撑翼s＝-2.0的效果，对应距离远大于前缘支撑，故在高亚声速环境下后缘支撑结构利用率不如前缘支撑翼布局。

由图4A、4B可看出，支撑翼2与主翼1的垂直距离g在水平距离s的绝对值大于1.0时对升阻比的影响几乎为0，故实际设计时可不对支撑翼2与主翼1的垂直距离g提出基于气动设计考量的要求。

综上所述，本发明在加强大展弦比机翼刚度的同时，能够使飞行器整体在高亚声速获得较优的气动性能。本发明为具有大展弦比机翼的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。以上述实施例为例，可为实施例设计条件下的飞行器确定一种在超过70％支撑翼2展向部分中主翼1与支撑翼2的水平距离s大于1.0倍主翼1弦长、主翼1后掠35°，支撑翼2后掠45°的设计方案。垂直距离对飞行器影响较小，故根据飞机机身3的高度和主翼1的展长决定。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，但总体服从水平距离s大于1.0倍主翼弦长的设计规律。

由技术常识可知，本发明可以通过其他的不脱离其理论实质或必要特征的实施方案来实现。因此，上述的所有实施方案都只是举例说明，并不是仅有的。本发明中各组件的尺寸、截面形状以及相对位置根据设计需求确定，并适用于任何尺寸的飞行器的气动布局设计，所有在本发明权利要求的保护范围内或等同于本发明的保护范围内的改变均被本发明包含。

Claims (5)

1.一种采用前缘支撑翼的高亚声速后掠翼飞行器气动布局，主翼、支撑翼、机身、水平尾翼和垂直尾翼，其特征在于：所述的主翼为上单翼后掠，所述支撑翼的梢部上翘连接于主翼的前缘位置点A，根部连接于机身的底部，形成下单翼上反形式；点A位于主翼展长的50-60％范围内；主翼、支撑翼和机身在前视方向形成了几何三角形，故支撑翼的上反角度由点A位置与机身的高度共同决定。

2.根据权利要求1所述的一种采用前缘支撑翼的高亚声速后掠翼飞行器气动布局，其特征在于：点A位置和机身高度保持支撑翼上反角不低于30°。

3.根据权利要求1所述的一种采用前缘支撑翼的高亚声速后掠翼飞行器气动布局，其特征在于：主翼后掠角范围在30°～40°之间。

4.根据权利要求1所述的一种采用前缘支撑翼的高亚声速后掠翼飞行器气动布局，其特征在于：支撑翼根部位置与主翼根部位置沿前后方向上的水平距离超过主翼弦长的1.0倍，支撑翼后掠角不低于40°。

5.根据权利要求1所述的一种采用前缘支撑翼的高亚声速后掠翼飞行器气动布局，其特征在于：支撑翼展向部分中水平距离s大于1.0倍主翼弦长部分超过70％，主翼后掠35°，支撑翼后掠45°。