CN114537636A - 一种针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，包括：机头、机头过渡段、机身、机翼、垂尾、T型水平尾翼和发动机短舱；机头为类鸭嘴扁平状形状，且其上轮廓线为下倾的曲线，下轮廓线为上翘的曲线，侧轮廓为尖拱形曲线，尾部轮廓封闭线为类菱形轮廓线；机头过渡段为纵截面外扩的变截面曲面；机身的中心线具有S形弯度，前段中心线上扬，中段中心线下俯，末段中心线上翘；机翼采用小展弦比箭形翼平面形状、“海鸥形”上反和扭转的外形；采用T型尾翼和发动机尾吊式布局。本发明提供一种针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，解决了大型超声速民机低声爆低阻气动布局尚有空缺的问题，良好兼顾了大型超声速民机的低声爆和低阻性能。

Description

一种针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型

技术领域

本发明属于超声速民用飞机设计技术领域，具体涉及一种针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型。

背景技术

随着世界经济的高速发展和各国交流的日趋密切，民用航空运输的需求在未来将大幅增长。更快的旅行速度是人类永恒的追求，世界上主要经济和人口中心距离较远，因此加快旅行速度、提高舒适度是未来民机发展至关重要的要求。目前世界现役民机主流为高亚声速民机，虽然技术已经相对成熟，但飞行速度较慢，在远程航线飞行，尤其是跨洋飞行时间过长，舒适性也随之急剧下降，难以满足未来交流对快速出行的需求。而超声速民机能极大地改善这一问题，在民航运输领域可起到类似于公路系统中“高速公路”、铁路系统中“高铁”的作用。因此，超声速民机已成为世界民机未来发展的主要方向之一。

根据NASA制定的“N+X”代超声速民机发展计划，未来首先将发展小型超声速民机，最终目标是发展出大型超声速民机。然而，声爆强度和经济性问题仍是制约未来超声速民机发展的主要核心关键问题。“N+X”代超声速民机制定的部分技术指标要求如表1所示，其中要求超声速民机巡航状态的声爆感觉噪声级不超过70PLdB，还对耗油率这一经济性指标做了严格限制。

表1“N+X”代环境和性能指标

多年研究表明，降低声爆强度是一项极具挑战性的世界难题：声爆的地面感觉噪声级每降低1分贝，都意味着声能量大幅降低。此外，在降低声爆的同时，要保证优异的巡航气动性能以满足经济性，则更加困难。由于声爆强度与飞机的重量和尺寸密切相关，降低小型飞机的声爆强度相对更容易，因此国外已提出多种针对小型超声速民机和超声速公务机的低声爆低阻布局，如：US8453961、 US6729577等。然而，对于大型超声速民机而言，实现良好低声爆低阻性能面临更苛刻、更复杂的设计难题，设计难度与小型超声速民机不能相提并论。相关研究表明，将性能优异的超声速公务机低声爆低阻布局应用于大型超声速民机，发现性能完全无法达到指标。国际上，各国公司虽然在该领域研究多年，但所提出的大型超声速民机布局的声爆强度水平仅能达到100PLdB，无法满足大型超声速民机布局要求。

因此，瞄准未来大型超声速民机的研制，针对大型超声速民机的低声爆低阻布局，目前仍存在重大的空缺。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，包括：机头(1)、机头过渡段(2)、机身(3)、机翼(4)、垂尾(5)、T型水平尾翼(6) 和发动机短舱(7)；

所述机头(1)的末端通过所述机头过渡段(2)与所述机身(3)的前端光滑过渡连接；所述机身(3)的两侧各对称设置一个所述机翼(4)；所述机身(3) 的末端设置所述垂尾(5)；所述垂尾(5)翼尖的两侧各对称安装一个所述T型水平尾翼(6)；所述发动机短舱(7)采用尾吊式布局，在所述垂尾(5)的两侧各对称设置一个所述发动机短舱(7)，并且，所述发动机短舱(7)的进气口位于所述机翼(4)后部上方；

其中：

所述机头(1)为类鸭嘴扁平状形状，所述机头(1)具有机头尖部端点(P1)、机头左侧后端点(P2)和机头右侧后端点(P3)；

所述机头尖部端点(P1)到所述机头左侧后端点(P2)的连线，形成所述机头(1)的左侧轮廓线(S1)；

所述机头尖部端点(P1)到所述机头右侧后端点(P3)的连线，形成所述机头(1)的右侧轮廓线(S2)；

所述机头左侧后端点(P2)到所述机头右侧后端点(P3)的上凸连线，形成所述机头(1)的尾部上轮廓线(S3)；

所述机头左侧后端点(P2)到所述机头右侧后端点(P3)的下凹连线，形成所述机头(1)的尾部下轮廓线(S4)；

所述尾部上轮廓线(S3)的尾部上轮廓线中点(P4)到所述机头尖部端点 (P1)的连线，形成所述机头(1)的上轮廓线(S5)；

所述尾部下轮廓线(S4)的尾部下轮廓线中点(P5)到所述机头尖部端点 (P1)的连线，形成所述机头(1)的下轮廓线(S6)；

则：

所述尾部上轮廓线(S3)和所述尾部下轮廓线(S4)首尾相接，形成所述机头(1)的尾部轮廓封闭线，所述尾部轮廓封闭线为在顶点处以圆弧过渡的类菱形轮廓线；

所述左侧轮廓线(S1)和所述右侧轮廓线(S2)在机头尖部端点(P1)相接形成的曲线，为以机头尖部端点(P1)为顶点的尖拱形形状，即：按从机头尖部端点(P1)到机头左侧后端点(P2)的方向，左侧轮廓线(S1)为向外扩张且高度降低的曲线；所述右侧轮廓线(S2)和所述左侧轮廓线(S1)为对称结构；

所述上轮廓线(S5)，按从尾部上轮廓线中点(P4)到所述机头尖部端点(P1) 方向，为高度降低的下倾曲线；

所述下轮廓线(S6)，按从尾部下轮廓线中点(P5)到所述机头尖部端点(P1) 方向，为高度增加的上翘曲线。

优选的，所述机头(1)的长宽比L/W为1～1.2，宽高比W/H为1.5～2；其中， L为机头长度；W为机头宽度；H为机头高度；

所述上轮廓线(S5)在机头尖部端点(P1)的切线与水平面的夹角，为所述上轮廓线(S5)在机头尖部端点(P1)的切线下倾角A1，等于15～22°；

所述下轮廓线(S6)在机头尖部端点(P1)的切线与水平面的夹角，为所述下轮廓线(S6)在机头尖部端点(P1)的切线上翘角A2，等于25～38°；

所述左侧轮廓线(S1)在机头尖部端点(P1)的切线与飞机对称面的夹角，为所述左侧轮廓线(S1)在机头尖部端点(P1)的切线侧向角A3，等于58～70°。

优选的，机头(1)的高度H，所述机头尖部端点(P1)和机头左侧后端点 (P2)的高度差为h1；h1＝0.15H～0.175H；

所述机头尖部端点(P1)和尾部上轮廓线中点(P4)的高度差为h2；h2＝0.35 H～0.45H；

所述机头尖部端点(P1)和尾部下轮廓线中点(P5)的高度差为h3；h3＝0.55 H～0.65H。

优选的，按从机头(1)到机身(3)方向，所述机头过渡段(2)为纵截面外扩的变截面曲面，具有首端轮廓线(K1)和末端轮廓线(K2)；

所述末端轮廓线(K2)为椭圆；

所述首端轮廓线(K1)的中心，到所述末端轮廓线(K2)的中心的连线，为所述机头过渡段(2)的中心线；

所述机头过渡段(2)的中心线，按从末端到首端方向，高度降低，所述机头过渡段(2)的中心线的下倾角A4为4～6°。

优选的，首端轮廓线(K1)具有第一顶端点(Q1),第一底端点(Q2)，第一左侧端点(Q3)和第一右侧端点(Q4)；

末端轮廓线(K2)具有第二顶端点(Q5),第二底端点(Q6)，第二左侧端点(Q7)和第二右侧端点(Q8)；

所述第一顶端点(Q1)到所述第二顶端点(Q5)相连形成的直线，为所述机头过渡段(2)的顶部轮廓线(K3)；

所述第一底端点(Q2)到所述第二底端点(Q6)相连形成的直线，为所述机头过渡段(2)的底部轮廓线(K4)；

所述第一左侧端点(Q3)到所述第二左侧端点(Q7)相连形成的直线，为所述机头过渡段(2)的左轮廓线(K5)；

所述第一右侧端点(Q4)到所述第二右侧端点(Q8)相连形成的直线，为所述机头过渡段(2)的右轮廓线(K6)。

优选的，所述末端轮廓线(K2)的椭圆形状，具有长轴a和短轴b；其中，长轴a为高度方向，短轴b为宽度方向；a＝1b～1.1b；

第二顶端点(Q5)，到第二左侧端点(Q7)和第二右侧端点(Q8)连线的距离，为0.68a～0.72a。

优选的，所述机身(3)划分为三段，分别为：前段机身、中段机身和末段机身，所述机身(3)的中心线对应划分为三段，分别为：前段中心线、中段中心线和末段中心线；

所述机身(3)的中心线具有S形弯度，按从机身前段到机身末段方向，所述机身(3)形成光滑变化的椭圆截面构型，并且，相对于水平面，前段中心线上扬，中段中心线下俯，末段中心线上翘。

优选的，过中段机身和末段机身相交纵截面的中心绘制水平面；

前段中心线与水平面的上扬夹角A5为3～4°；中段中心线与水平面的下倾夹角A6为0.3～0.6°；末段中心线与水平面的上翘夹角A7为2.5～3.5°。

优选的，所述机翼(4)的水平投影为小展弦比箭形翼，展弦比为1.4～2；

所述机翼(4)的前缘拐折后掠，拐折位置为第一拐折点(I1)；所述机翼(4) 的后缘拐折后掠，拐折位置为第二拐折点(I2)；

第一拐折点(I1)和第二拐折点(I2)的连线，形成拐折线，拐折线处于半翼展的35～42％位置；

拐折线以内部分为所述机翼(4)的内段翼(4-1)；拐折线以外部分为所述机翼(4)的外段翼(4-2)；

内段翼(4-1)前缘为S型曲线，内段翼(4-1)后掠角A8为72～78°；外段翼 (4-2)后掠角A9为63～67°；

所述机翼(4)的上反角沿展向光滑变化且呈S形上反角分布，即内段上反角大、中段上反角小、外段上反角大，其中：内段上反角A10为18～25°、中段上反角A11为4～7°、外段上反角A12为10～15°；机翼(4)负扭转沿展向增大而增大，扭转角范围为-1.57到-4.84°。

优选的，所述垂尾(5)的前缘后掠角60～65°；所述T型水平尾翼(6)为小展弦比后掠机翼，展弦比1.8～2.0，前缘后掠角60～65°；

以所述机翼(4)的翼尖后缘点(TP1)为顶点作圆锥面Cone1，圆锥面Cone1 的锥角A13为2arcsin(1/马赫数)，圆锥面Cone1与飞机对称面的交线为交线(S7)；

在飞机对称面内，以所述水平尾翼(6)的翼根前缘点(TP2)为起点作向后下方向的射线(S8)，射线(S8)与水平面具有夹角A14，夹角A14的角度为 arcsin(1/马赫数)；

在飞机对称面内并且在飞机正下方距离飞机水平轴线设定距离Href处作水平线(S9)，设定距离Href＝(0.35～1.0)×飞机长度；交线(S7)与水平线(S9) 交点为第一交点(PC1)，射线(S8)与水平线(S9)交点为第二交点(PC2)，第二交点(PC2)位于第一交点(PC1)后方；

所述发动机短舱(7)的进气口采用流线追踪外部压缩式进气道，所述发动机短舱(7)的喷口采用堵锥塞式喷口。

本发明提供的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型具有以下优点：

本发明提供一种针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，解决了大型超声速民机低声爆低阻气动布局尚有空缺的问题，良好地兼顾了大型超声速民机的低声爆和低阻性能。

附图说明

图1为本发明提供的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型的立体图；

图2为本发明提供的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型的前视图；

图3为本发明提供的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型的侧视图；

图4为本发明提供的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型的俯视图；

图5为本发明提供的机头的立体图；

图6为本发明提供的机头的尺寸图；

图7为本发明提供的机头的角度图；

图8为本发明提供的机头过渡段的立体图；

图9为本发明提供的机头过渡段的末端轮廓线K2的俯视图；

图10为本发明提供的机头过渡段的侧视图；

图11为本发明提供的机身的侧视图；

图12为本发明提供的机翼的俯视图；

图13为本发明提供的机翼的前视图；

图14为本发明提供的机翼翼尖后缘点引出的圆锥面示意图；

图15为本发明提供的T型水平尾翼的位置示意图；

图16为本发明提供的发动机短舱立体图；

图17为本发明提供的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型与Tu-144超声速民机的远场声爆波形对比图；

图18为本发明提供的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型的巡航升阻比曲线图。

具体实施方式

以下结合附图更详细地描述本公开的示例性实施例。为了能够更透彻的理解本公开，并能够将本公开的范围完整地传达给本领域的技术人员，附图中显示了本公开的示例性实施例。应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被此处描述的实施例所限制。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

本发明提供一种针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，解决了大型超声速民机低声爆低阻气动布局尚有空缺的问题，良好地兼顾了大型超声速民机的低声爆和低阻性能。

参考图1-图4，本发明提供一种针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，包括：机头1、机头过渡段2、机身3、机翼4、垂尾5、T型水平尾翼6和发动机短舱7；

机头1的末端通过机头过渡段2与机身3的前端光滑过渡连接；机身3的两侧各对称设置一个机翼4；机身3的末端设置垂尾5；垂尾5翼尖的两侧各对称安装一个T型水平尾翼6；发动机短舱7采用尾吊式布局，在垂尾5的两侧各对称设置一个发动机短舱7，并且，发动机短舱7的进气口位于机翼4后部上方。

下面对机头1、机头过渡段2、机身3、机翼4、垂尾5、T型水平尾翼6和发动机短舱7，分别详细介绍：

(一)机头：

参考图5，机头1为类鸭嘴扁平状形状，机头1具有机头尖部端点P1、机头左侧后端点P2和机头右侧后端点P3；

机头尖部端点P1到机头左侧后端点P2的连线，形成机头1的左侧轮廓线S1；

机头尖部端点P1到机头右侧后端点P3的连线，形成机头1的右侧轮廓线S2；

机头左侧后端点P2到机头右侧后端点P3的上凸连线，形成机头1的尾部上轮廓线S3；

机头左侧后端点P2到机头右侧后端点P3的下凹连线，形成机头1的尾部下轮廓线S4；

尾部上轮廓线S3的尾部上轮廓线中点P4到机头尖部端点P1的连线，形成机头1的上轮廓线S5；

尾部下轮廓线S4的尾部下轮廓线中点P5到机头尖部端点P1的连线，形成机头1的下轮廓线S6；

则：

尾部上轮廓线S3和尾部下轮廓线S4首尾相接，形成机头1的尾部轮廓封闭线，尾部轮廓封闭线为在顶点处以圆弧过渡的类菱形轮廓线；

左侧轮廓线S1和右侧轮廓线S2在机头尖部端点P1相接形成的曲线，为以机头尖部端点P1为顶点的尖拱形形状，即：按从机头尖部端点P1到机头左侧后端点P2的方向，左侧轮廓线S1为向外扩张且高度降低的曲线；右侧轮廓线S2和左侧轮廓线S1为对称结构；

上轮廓线S5，按从尾部上轮廓线中点P4到机头尖部端点P1方向，为高度降低的下倾曲线；

下轮廓线S6，按从尾部下轮廓线中点P5到机头尖部端点P1方向，为高度增加的上翘曲线。

参考图6，为机头1的尺寸图，机头1的长宽比L/W为1～1.2，宽高比W/H为 1.5～2；其中，L为机头长度；W为机头宽度；H为机头高度；

参考图7，为机头1的角度图，上轮廓线S5在机头尖部端点P1的切线与水平面的夹角，为上轮廓线S5在机头尖部端点P1的切线下倾角A1，等于15～22°；

下轮廓线S6在机头尖部端点P1的切线与水平面的夹角，为下轮廓线S6在机头尖部端点P1的切线上翘角A2，等于25～38°；

左侧轮廓线S1在机头尖部端点P1的切线与飞机对称面的夹角，为左侧轮廓线S1在机头尖部端点P1的切线侧向角A3，等于58～70°。其中，飞机对称面与水平面垂直。

右侧轮廓线S2和左侧轮廓线S1为对称结构。

机头1的高度H，机头尖部端点P1和机头左侧后端点P2的高度差为h1； h1＝0.15H～0.175H；

机头尖部端点P1和尾部上轮廓线中点P4的高度差为h2；h2＝0.35H～0.45H；

机头尖部端点P1和尾部下轮廓线中点P5的高度差为h3；h3＝0.55H～0.65H。

本发明提供的机头为类鸭嘴扁平状形状，且其上轮廓线为下倾曲线，下轮廓线为上翘曲线，侧轮廓线为尖拱形曲线，尾部轮廓封闭线为在顶点处以圆弧过渡的类菱形轮廓线；该种低声爆机头能产生一道中等强度的激波和较强的膨胀波，有利于阻碍机头后方的声爆超压信号的非线性效应，能有效抑制声爆强度。此外，类鸭嘴扁平状外形能最大程度减小波阻，降低超声速巡航时的阻力。

(二)机头过渡段：

参考图8，按从机头1到机身3方向，机头过渡段2为纵截面外扩的变截面曲面，具有首端轮廓线K1和末端轮廓线K2；

末端轮廓线K2为椭圆；

首端轮廓线K1的中心，到末端轮廓线K2的中心的连线，为机头过渡段2的中心线；参考图10，机头过渡段2的中心线，按从末端到首端方向，高度降低，机头过渡段2的中心线的下倾角A4为4～6°。

其中：

首端轮廓线K1具有第一顶端点Q1,第一底端点Q2，第一左侧端点Q3和第一右侧端点Q4；

末端轮廓线K2具有第二顶端点Q5,第二底端点Q6，第二左侧端点Q7和第二右侧端点Q8；

第一顶端点Q1到第二顶端点Q5相连形成的直线，为机头过渡段2的顶部轮廓线K3；

第一底端点Q2到第二底端点Q6相连形成的直线，为机头过渡段2的底部轮廓线K4；

第一左侧端点Q3到第二左侧端点Q7相连形成的直线，为机头过渡段2的左轮廓线K5；

第一右侧端点Q4到第二右侧端点Q8相连形成的直线，为机头过渡段2的右轮廓线K6。

末端轮廓线K2的椭圆形状，具有长轴a和短轴b；其中，长轴a为高度方向，短轴b为宽度方向；a＝1b～1.1b；

第二顶端点Q5，到第二左侧端点Q7和第二右侧端点Q8连线的距离，即图10 中Q5到O2的距离，为0.68a～0.72a。

参考图9，椭圆的圆心为点O1，第二顶端点Q5到第二底端点Q6的连线通过点O1，且为高度方向，因此，第二顶端点Q5到第二底端点Q6的距离，即为长轴 a的长度；通过点O1的与长轴垂直的线，为短轴b。

因此，本发明提供的机头过渡段2，为轮廓线为直线的变截面曲面，且其末端截面形状为椭圆。机头过渡段中心线按从末端到首端方向，为下倾曲线。机头过渡段2有利于形成均匀压缩的斜坡状声爆波形，并且采用直线作为轮廓线有利于安装超声速民机特有的外部视景系统。

(三)机身：

参考图11，机身3划分为三段，分别为：前段机身、中段机身和末段机身，机身3的中心线对应划分为三段，分别为：前段中心线、中段中心线和末段中心线；

机身3的中心线具有S形弯度，按从机身前段到机身末段方向，机身3形成光滑变化的椭圆截面构型，并且，相对于水平面，前段中心线上扬，中段中心线下俯，末段中心线上翘。

过中段机身和末段机身相交纵截面的中心绘制水平面；

前段中心线与水平面的上扬夹角A5为3～4°；中段中心线与水平面的下倾夹角A6为0.3～0.6°；末段中心线与水平面的上翘夹角A7为2.5～3.5°。

因此，本发明提供的机身3，机身3中心线具有S形弯度，机身3形成光滑变化的椭圆截面构型，并且，相对于水平面，前段中心线上扬，中段中心线下俯，末段中心线上翘。S形弯度的机身有利于增加飞机的等效全机长度，有利于声爆抑制。

(四)机翼：

本发明提供的机翼，设置于机身的两侧，且机翼位于机身的中后部，且机翼采用小展弦比、变上反角和扭转角、带弯度翼型的“海鸥型”箭形翼布局。

参考图12，机翼4的水平投影为小展弦比箭形翼，展弦比为1.4～2；

机翼4的前缘拐折后掠，拐折位置为第一拐折点I1；机翼4的后缘拐折后掠，拐折位置为第二拐折点I2；机翼4的前缘和后缘的根梢比13～15。

第一拐折点I1和第二拐折点I2的连线，形成拐折线，拐折线处于半翼展的 35～42％位置；

拐折线以内部分为机翼4的内段翼4-1；拐折线以外部分为机翼4的外段翼 4-2；

内段翼4-1前缘为S型曲线，内段翼4-1后掠角A8为72～78°；外段翼4-2后掠角A9为63～67°；

采用本发提供的小展弦比箭形翼，能极大地避免机翼前缘形成强激波，且等效的轴向升力分布范围大，有利于声爆抑制；同时，其大后掠前缘也能有效降低超声速激波阻力。

参考图13，机翼4为“海鸥”型机翼，其上反角沿展向光滑变化且呈S形上反角分布，即内段上反角大、中段上反角小、外段上反角大，其中：内段上反角A10为18～25°、中段上反角A11为4～7°、外段上反角A12为10～15°；机翼4 负扭转沿展向增大而增大，扭转角范围为-1.57到-4.84°。此种机翼能合理调控激波的分布，能有效地降低超声速民机在整个声爆毯内的声爆强度。

机翼4采用的翼型为头部半径较大且带正弯度，相对厚度2.3～3％。本发明中，相对厚度是指翼型最大厚度相对于翼型弦长的比例。由于低声爆设计的考虑，如果机翼内段翼前缘后掠角非常大，在巡航时容易产生类似边条涡的分离流动。因此，采用头部较钝的翼型可以在巡航阶段避免内段翼前缘产生分离涡，降低超声速民机的涡致阻力。

(五)垂尾和T型水平尾翼：

垂尾5的前缘后掠角60～65°，可采用相对厚度3.5～4％的Biconvex翼型；

T型水平尾翼6为小展弦比后掠机翼，展弦比1.8～2.0，前缘后掠角60～65°。 T型水平尾翼6采用相对厚度3～4％的对称翼型。

以机翼4的翼尖后缘点TP1为顶点作圆锥面Cone1，圆锥面Cone1的锥角A13 为2arcsin(1/马赫数)，圆锥面Cone1与飞机对称面的交线为交线S7，参见图14；

在飞机对称面内，以水平尾翼6的翼根前缘点TP2为起点作向后下方向的射线S8，射线S8与水平面具有夹角A14，夹角A14的角度为arcsin(1/马赫数)；

在飞机对称面内并且在飞机正下方距离飞机水平轴线设定距离Href处作水平线S9，设定距离Href＝(0.35～1.0)×飞机长度；交线S7与水平线S9交点为第一交点PC1，射线S8与水平线S9交点为第二交点PC2，第二交点PC2位于第一交点PC1后方。参见图15。

T型水平尾翼6起到了调节飞机后体区域激波膨胀波系分布的作用，能有效地将机翼产生的强低压区分割弱化，避免压强恢复到环境压强时在后体区域形成强烈的激波。

(六)发动机短舱

发动机短舱7的进气口采用流线追踪外部压缩式进气道，且进气口位于机翼 4的上方；发动机短舱7的喷口采用堵锥塞式喷口，参见图16。采用流线追踪外压式进气道(STEX)能将唇口压缩激波沿着同一方向引导。在本实施例中，进气口的唇口压缩波则向上方传播，有效地降低了飞机下方的声爆强度，而STEX 进气道也能通过唇口溢流降低阻力。通过机翼屏蔽进气口，也能进一步降低声爆强度。此外，堵锥塞式喷口也能抑制飞机后体区域的超压信号。

下面介绍一个具体实施例：

本发明实施例提供一种针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，包括：机头、机头过渡段、机身、一副机翼、一个垂尾、一副T型水平尾翼、两个发动机短舱；

机头为类鸭嘴扁平状形状，其长度为1997.56mm、宽度为1628.08mm、高度为959.35mm，其上轮廓线S5在机头尖部端点P1的切线下倾角A1为20.04°，其下轮廓线S6在机头尖部端点P1的切线上翘角A2为35.71°，其侧轮廓线为尖拱形曲线且在机头尖部端点P1的切线侧向角A3为68.86°，其末端截面形状为在顶点处以圆弧过渡的类菱形轮廓线。

机头过渡段为轮廓线为直线的变截面曲面，且其末端截面形状为椭圆，其中心线下倾角A4为4.89°。

机身长度为63145.59mm，机身中心线具有S形弯度，且前段中心线与水平面的上扬夹角A5为3.6°、中段中心线与水平面的下倾夹角A6为0.408°、末段中心线与水平面的上翘夹角A7为3.23°。

机翼平面形状为小展弦比箭形翼，展弦比1.445；前后缘均为拐折后掠，根弦长43.50m、尖弦长3.00m、拐折位置弦长为22.00m，内段翼前缘为S型曲线、后掠角A8为75.67°，外段翼后掠角A9为65.42°。

机翼为“海鸥”型机翼，机翼上反角沿展向光滑变化且呈S形上反角分布，即内段上反角大、中段上反角小、外段上反角大，其中在展向1.920m上反角，即内段上反角A10为21.8°、在展向5.5m上反角，即中段上反角A11为5.3°、在展向15m上反角，即外段上反角A12为15°；机翼负扭转沿展向增大而增大，扭转角从-1.57°变化到-4.84°。

机翼采用的翼型为头部半径较大且带正弯度，相对厚度2.52％。

垂尾的前缘后掠角63°，采用相对厚度4％的Biconvex翼型。

T型水平尾翼安装于垂尾的翼尖，T型水平尾翼为小展弦比后掠机翼，展弦比2.0、前缘后掠角60°，采用相对厚度3％的NACA 62A003翼型。

以机翼4的翼尖后缘点TP1为顶点作圆锥面Cone1，圆锥面Cone1的锥角A13 为2arcsin(1/马赫数)，圆锥面Cone1与飞机对称面的交线为交线S7；

在飞机对称面内，以所述水平尾翼6的翼根前缘点TP2为起点作向后下方向的射线S8，射线S8与水平面具有夹角A14，夹角A14的角度为arcsin(1/马赫数)；

在飞机对称面内并且在飞机正下方距离飞机水平轴线设定距离Href处作水平线S9，设定距离Href＝0.4×飞机长度；交线S7与水平线S9交点为第一交点PC1，射线S8与水平线S9交点为第二交点PC2，第二交点PC2位于第一交点PC1后方。

发动机短舱采用尾吊式布局，对称设置在机身尾部的两侧且进气口位于机翼后缘上方，且发动机短舱采用流线追踪外压式超声速进气道和塞式喷管。发动机短舱的进气口采用流线追踪外部压缩式进气道，且进气口位于所述机翼的上方；所述发动机短舱的喷口采用堵锥塞式喷口；所述发动机短舱长度为 14610.4mm、最大直径为2784.96mm、其轴线位于展向1800mm处。

两个机翼沿机身的中心轴线对称，两个T型水平尾翼沿机身的中心轴线对称，两个发动机短舱沿机身的中心轴线对称。

本发明提供的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，对标“协和”式和Tu-144大型超声速民机，在保证相同载客量(128人)、巡航马赫数(2.0) 和巡航高度(18592.3m)的前提下，本发明提出了尚有空缺的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型；经验证，本发明提供的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，优于国际上同等级别的大型超声速民机型号及设计方案的声爆性能，采用的低声爆机头、带弯度面积律机身、大后掠箭形翼平面形状、变上反/扭转“海鸥翼”构型、T型水平尾翼、屏蔽进气口的翼吊发动机布局、流线追踪外压式进气道与塞式喷口等综合考虑前体和后体的低声爆设计措施，使地面声爆强度低于95PLdB，大幅低于“协和”式和Tu-144超声速民机的声爆强度(地面感觉噪声级108PLdB)，具体参见图17；本发明提供的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，优于国际上同等级别的大型超声速民机型号及设计方案的巡航气动性能，采用低阻机头、低阻面积律机身、大后掠机翼前缘、钝前缘翼型、优选的扭转角分布，使巡航升阻比超过9，具体参见图18，大于“协和”式和Tu-144的巡航升阻比(升阻比为7)。

本发明提供的一种针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型具有以下优点：

(1)本发明解决了大型超声速民机低声爆低阻气动布局尚有空缺的问题；

(2)本发明提供的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，优于国际上同等级别的大型超声速民机型号及设计方案的声爆性能，采用的低声爆机头、带弯度面积律机身、大后掠箭形翼平面形状、变上反/扭转“海鸥翼”构型、T型水平尾翼、屏蔽进气口的翼吊发动机布局、流线追踪外压式进气道与塞式喷口等综合考虑前体和后体的低声爆设计措施，使地面声爆强度达到 94.8PLdB。

(3)本发明提供的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，优于国际上同等级别的大型超声速民机型号及设计方案的巡航气动性能，采用低阻机头、低阻面积律机身、大后掠机翼前缘、钝前缘翼型、优选的扭转角分布，使巡航升阻比超过9。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，其特征在于，包括：机头(1)、机头过渡段(2)、机身(3)、机翼(4)、垂尾(5)、T型水平尾翼(6)和发动机短舱(7)；

所述机头(1)的末端通过所述机头过渡段(2)与所述机身(3)的前端光滑过渡连接；所述机身(3)的两侧各对称设置一个所述机翼(4)；所述机身(3)的末端设置所述垂尾(5)；所述垂尾(5)翼尖的两侧各对称安装一个所述T型水平尾翼(6)；所述发动机短舱(7)采用尾吊式布局，在所述垂尾(5)的两侧各对称设置一个所述发动机短舱(7)，并且，所述发动机短舱(7)的进气口位于所述机翼(4)后部上方；

其中：

所述机头(1)为类鸭嘴扁平状形状，所述机头(1)具有机头尖部端点(P1)、机头左侧后端点(P2)和机头右侧后端点(P3)；

所述机头尖部端点(P1)到所述机头左侧后端点(P2)的连线，形成所述机头(1)的左侧轮廓线(S1)；

所述机头尖部端点(P1)到所述机头右侧后端点(P3)的连线，形成所述机头(1)的右侧轮廓线(S2)；

所述机头左侧后端点(P2)到所述机头右侧后端点(P3)的上凸连线，形成所述机头(1)的尾部上轮廓线(S3)；

所述机头左侧后端点(P2)到所述机头右侧后端点(P3)的下凹连线，形成所述机头(1)的尾部下轮廓线(S4)；

所述尾部上轮廓线(S3)的尾部上轮廓线中点(P4)到所述机头尖部端点(P1)的连线，形成所述机头(1)的上轮廓线(S5)；

所述尾部下轮廓线(S4)的尾部下轮廓线中点(P5)到所述机头尖部端点(P1)的连线，形成所述机头(1)的下轮廓线(S6)；

则：

所述尾部上轮廓线(S3)和所述尾部下轮廓线(S4)首尾相接，形成所述机头(1)的尾部轮廓封闭线，所述尾部轮廓封闭线为在顶点处以圆弧过渡的类菱形轮廓线；

所述左侧轮廓线(S1)和所述右侧轮廓线(S2)在机头尖部端点(P1)相接形成的曲线，为以机头尖部端点(P1)为顶点的尖拱形形状，即：按从机头尖部端点(P1)到机头左侧后端点(P2)的方向，左侧轮廓线(S1)为向外扩张且高度降低的曲线；所述右侧轮廓线(S2)和所述左侧轮廓线(S1)为对称结构；

所述上轮廓线(S5)，按从尾部上轮廓线中点(P4)到所述机头尖部端点(P1)方向，为高度降低的下倾曲线；

所述下轮廓线(S6)，按从尾部下轮廓线中点(P5)到所述机头尖部端点(P1)方向，为高度增加的上翘曲线。

2.根据权利要求1所述的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，其特征在于，所述机头(1)的长宽比L/W为1～1.2，宽高比W/H为1.5～2；其中，L为机头长度；W为机头宽度；H为机头高度；

所述上轮廓线(S5)在机头尖部端点(P1)的切线与水平面的夹角，为所述上轮廓线(S5)在机头尖部端点(P1)的切线下倾角A1，等于15～22°；

所述下轮廓线(S6)在机头尖部端点(P1)的切线与水平面的夹角，为所述下轮廓线(S6)在机头尖部端点(P1)的切线上翘角A2，等于25～38°；

所述左侧轮廓线(S1)在机头尖部端点(P1)的切线与飞机对称面的夹角，为所述左侧轮廓线(S1)在机头尖部端点(P1)的切线侧向角A3，等于58～70°。

3.根据权利要求1所述的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，其特征在于，机头(1)的高度H，所述机头尖部端点(P1)和机头左侧后端点(P2)的高度差为h1；h1＝0.15H～0.175H；

所述机头尖部端点(P1)和尾部上轮廓线中点(P4)的高度差为h2；h2＝0.35H～0.45H；

所述机头尖部端点(P1)和尾部下轮廓线中点(P5)的高度差为h3；h3＝0.55H～0.65H。

4.根据权利要求1所述的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，其特征在于，按从机头(1)到机身(3)方向，所述机头过渡段(2)为纵截面外扩的变截面曲面，具有首端轮廓线(K1)和末端轮廓线(K2)；

所述末端轮廓线(K2)为椭圆；

所述首端轮廓线(K1)的中心，到所述末端轮廓线(K2)的中心的连线，为所述机头过渡段(2)的中心线；

所述机头过渡段(2)的中心线，按从末端到首端方向，高度降低，所述机头过渡段(2)的中心线的下倾角A4为4～6°。

5.根据权利要求4所述的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，其特征在于，首端轮廓线(K1)具有第一顶端点(Q1),第一底端点(Q2)，第一左侧端点(Q3)和第一右侧端点(Q4)；

末端轮廓线(K2)具有第二顶端点(Q5),第二底端点(Q6)，第二左侧端点(Q7)和第二右侧端点(Q8)；

所述第一顶端点(Q1)到所述第二顶端点(Q5)相连形成的直线，为所述机头过渡段(2)的顶部轮廓线(K3)；

所述第一底端点(Q2)到所述第二底端点(Q6)相连形成的直线，为所述机头过渡段(2)的底部轮廓线(K4)；

所述第一左侧端点(Q3)到所述第二左侧端点(Q7)相连形成的直线，为所述机头过渡段(2)的左轮廓线(K5)；

所述第一右侧端点(Q4)到所述第二右侧端点(Q8)相连形成的直线，为所述机头过渡段(2)的右轮廓线(K6)。

6.根据权利要求4所述的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，其特征在于，所述末端轮廓线(K2)的椭圆形状，具有长轴a和短轴b；其中，长轴a为高度方向，短轴b为宽度方向；a＝1b～1.1b；

第二顶端点(Q5)，到第二左侧端点(Q7)和第二右侧端点(Q8)连线的距离，为0.68a～0.72a。

7.根据权利要求1所述的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，其特征在于，所述机身(3)划分为三段，分别为：前段机身、中段机身和末段机身，所述机身(3)的中心线对应划分为三段，分别为：前段中心线、中段中心线和末段中心线；

所述机身(3)的中心线具有S形弯度，按从机身前段到机身末段方向，所述机身(3)形成光滑变化的椭圆截面构型，并且，相对于水平面，前段中心线上扬，中段中心线下俯，末段中心线上翘。

8.根据权利要求7所述的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，其特征在于，过中段机身和末段机身相交纵截面的中心绘制水平面；

前段中心线与水平面的上扬夹角A5为3～4°；中段中心线与水平面的下倾夹角A6为0.3～0.6°；末段中心线与水平面的上翘夹角A7为2.5～3.5°。

9.根据权利要求1所述的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，其特征在于，所述机翼(4)的水平投影为小展弦比箭形翼，展弦比为1.4～2；

所述机翼(4)的前缘拐折后掠，拐折位置为第一拐折点(I1)；所述机翼(4)的后缘拐折后掠，拐折位置为第二拐折点(I2)；

第一拐折点(I1)和第二拐折点(I2)的连线，形成拐折线，拐折线处于半翼展的35～42％位置；

拐折线以内部分为所述机翼(4)的内段翼(4-1)；拐折线以外部分为所述机翼(4)的外段翼(4-2)；

内段翼(4-1)前缘为S型曲线，内段翼(4-1)后掠角A8为72～78°；外段翼(4-2)后掠角A9为63～67°；

所述机翼(4)的上反角沿展向光滑变化且呈S形上反角分布，即内段上反角大、中段上反角小、外段上反角大，其中：内段上反角A10为18～25°、中段上反角A11为4～7°、外段上反角A12为10～15°；机翼(4)负扭转沿展向增大而增大，扭转角范围为-1.57到-4.84°。

10.根据权利要求1所述的针对大型超声速民机的低声爆低阻气动布局构型，其特征在于，所述垂尾(5)的前缘后掠角60～65°；所述T型水平尾翼(6)为小展弦比后掠机翼，展弦比1.8～2.0，前缘后掠角60～65°；

以所述机翼(4)的翼尖后缘点(TP1)为顶点作圆锥面Cone1，圆锥面Cone1的锥角A13为2arcsin(1/马赫数)，圆锥面Cone1与飞机对称面的交线为交线(S7)；

在飞机对称面内，以所述水平尾翼(6)的翼根前缘点(TP2)为起点作向后下方向的射线(S8)，射线(S8)与水平面具有夹角A14，夹角A14的角度为arcsin(1/马赫数)；

在飞机对称面内并且在飞机正下方距离飞机水平轴线设定距离Href处作水平线(S9)，设定距离Href＝(0.35～1.0)×飞机长度；交线(S7)与水平线(S9)交点为第一交点(PC1)，射线(S8)与水平线(S9)交点为第二交点(PC2)，第二交点(PC2)位于第一交点(PC1)后方；

所述发动机短舱(7)的进气口采用流线追踪外部压缩式进气道，所述发动机短舱(7)的喷口采用堵锥塞式喷口。

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