CN117734929A

CN117734929A - 一种商用飞机超临界大后掠机翼

Info

Publication number: CN117734929A
Application number: CN202311826092.4A
Authority: CN
Inventors: 王逸斌; 李龙; 邓思强; 赵宁; 朱春玲; 马晨阳
Original assignee: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Current assignee: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date: 2023-12-27
Filing date: 2023-12-27
Publication date: 2024-03-22

Abstract

本发明公开了一种商用飞机超临界大后掠机翼，包括机翼本体，所述机翼本体的上表面沿着翼展方向设置有一串鼓包串，所述鼓包串包括多个鼓包；通过安装在飞机机翼上翼面顶点附近处的鼓包提升机翼的升阻比。每个鼓包根据激波在机翼不同位置处的强度和位置，通过基于空气动力学设计的几何参数均不同的鼓包装置可以准确的控制激波。随着机翼迎角的变化，在无激波时，鼓包增加了机翼厚度，提升了升力；当出现弱激波时则由其几何构型弱化激波，最终实现机翼升阻比的提升。

Description

一种商用飞机超临界大后掠机翼

技术领域

本发明涉及商用飞机领域，特别涉及一种商用飞机超临界大后掠机翼。

背景技术

当大型客机以高亚声速飞行时，若其飞行马赫数达到机翼的临界马赫数，则会在机翼上产生激波，造成阻力骤增，甚至会造成激波诱导分离，形成激波后的大范围分离流动，严重影响大型客机的飞行性能。目前针对这一问题，主要采用两种方法解决，一种是采用超临界翼型；另一种则是采用机翼后掠设计。

超临界翼型是一种为提高临界马赫数而采取的特殊翼型。与普通翼型相比，超临界翼型的特点是前缘钝圆，上表面平坦，下表面在后缘处有反凹，且后缘较薄并向下弯曲。临界翼型能在同样的相对厚度下得到更高的阻力发散马赫数，而在同样的阻力发散马赫数下相对厚度可以提高30%~50%，这样可以在不增加重量条件下，提高飞机强度和刚度，增大展弦比和升阻比。但由于翼型上表面平坦，在减缓气流加速的同时，也会减小升力，需要增加下翼面后缘部分的弯曲来弥补升力的不足。

后掠翼就是前缘和后缘均向后掠的机翼。后掠翼使迎面气流按后掠角分解成垂直于机翼前缘的法向分量和平行于机翼前缘的展向分量，法向分量产生升力，展向分量不产生升力。后掠角越大，法向分量越小。因此，与平直机翼相比，提高了临界马赫数，从而推迟了机翼面上激波的产生，减弱了激波强度，同时航向稳定性较好。但是后掠翼的刚度、强度较差，且存在大迎角条件下会出现翼尖失速，低速度情况下升力较小的问题。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供一种能够减小飞机阻力，提高大型客机的升阻比的商用飞机超临界大后掠机翼。

为了实现上述目的，本发明提供的技术方案是：一种商用飞机超临界大后掠机翼，包括机翼本体，所述机翼本体的上表面沿着翼展方向设置有一串鼓包串，所述鼓包串包括多个鼓包，其中，自翼根的鼓包到翼梢的鼓包的长度由弦长的28%-26%，逐步缩短至弦长的25%-23%；自翼根的鼓包到翼梢的鼓包的顶点弦向位置由弦长的40%-45%处，逐步后移至弦长的50%-55%处，自机翼展向中部后又逐步前移至弦长的50%-55%；自翼根的鼓包到翼梢的鼓包的顶点相对位置由弦长的65%-70%处，逐步前移至弦长的70%-75%处；自翼根的鼓包到翼梢的鼓包的顶点高度由弦长的5%-6%，逐步降低至弦长的3%-4%。

作为优选的一种技术方案，所述鼓包宽度均为弦长的10%-15%。

作为优选的一种技术方案，所述鼓包相对宽度均为100%。

作为优选的一种技术方案，靠近所述机翼本体的翼梢的鼓包具有至少两个顶点。

作为优选的一种技术方案，所述鼓包的顶点高度为弦长的0.7%至1.5%。

作为优选的一种技术方案，所述鼓包的顶点弦向位置为弦长的32%至59%。

本发明相对于现有技术的有益效果是：发明针对目前跨声速客机机翼，通过安装在飞机机翼上翼面顶点附近处的鼓包提升机翼的升阻比。每个鼓包根据激波在机翼不同位置处的强度和位置，通过基于空气动力学设计的几何参数均不同的鼓包装置可以准确的控制激波。随着机翼迎角的变化，在无激波时，鼓包增加了机翼厚度，提升了升力；当出现弱激波时则由其几何构型弱化激波，最终实现机翼升阻比的提升。

附图说明

图1是本发明一实施例提供的一种商用飞机超临界大后掠机翼的结构图；

图2是本发明一实施例提供的一种鼓包的结构图；

图3是本发明一实施例提供的另一种鼓包的结构图；

图4-7是本发明一实施例提供的一种商用飞机超临界大后掠机翼的仿真结果图。

实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

参照图1，本实施例提供一种商用飞机超临界大后掠机翼，包括机翼本体，所述机翼本体的上表面沿着翼展方向设置有一串鼓包串，所述鼓包串包括多个鼓包，在本实施例中，设置了16个鼓包，如图1中的标记1-16。应当说明的是，单个鼓包的几何参数包括如下：长度（L），顶点弦向位置（P），顶点相对位置（R），顶点高度（h），宽度（S），相对宽度（k）。

参照图2，在本实施例中，自翼根的鼓包到翼梢的鼓包（即鼓包1至鼓包16）的长度由弦长的26.54%，逐步缩短至24.56%。

进一步的，自翼根的鼓包到翼梢的鼓包（即鼓包1至鼓包16）由弦长的42.26%处，逐步后移至52.32%处，自机翼展向中部后又逐步前移至51.05%。

进一步的，自翼根的鼓包到翼梢的鼓包（即鼓包1至鼓包16）由弦长的67.87%处，逐步前移至弦长的67.47%处。

进一步的，自翼根的鼓包到翼梢的鼓包（即鼓包1至鼓包16）由弦长的5.1%高，逐步降低至弦长的3.3%高；

另外，本实施例中的鼓包宽度均为弦长的14.7%；鼓包相对宽度均为100%，即各个鼓包间展向间距为0。

在另外一些实施例中，在靠近翼梢的鼓包时，采用了多顶点鼓包，以满足多迎角下的应用情况，在本实施例中，靠近翼梢的鼓包15和鼓包16为多顶点鼓包，多顶点鼓包的结构如图3所示，多顶点鼓包需要额外的鼓包顶点高度（h1、h2）（弦长的0.7%至1.5%）与鼓包顶点弦向位置（R1、R2）（弦长的32%至弦长的59%）。

针对本实施例进行仿真实验，将其与无鼓包的机翼进行对比，仿真结果如图4-7。由图中可以看出，本发明通过在机翼上翼面上安装鼓包串装置，从而使机翼在攻角为1°时，升力系数提升了6.66%，阻力系数降低了3.97%，升阻比提升了11.06%；在攻角为2°时，升力系数提升了0.62%，阻力系数降低了3.48%，升阻比提升了4.25%；在攻角为3°时，升力系数提升了1.42%，阻力系数降低了3.76%，升阻比提升了5.39%；在三种工况下升阻比平均提升了6.82%。

由以上数据可以看出，本实施例提供的商用飞机超临界大后掠机翼通过安装在飞机机翼上翼面顶点附近处的鼓包提升机翼的升阻比。每个鼓包根据激波在机翼不同位置处的强度和位置，通过基于空气动力学设计的几何参数均不同的鼓包装置可以准确的控制激波。随着机翼迎角的变化，在无激波时，鼓包增加了机翼厚度，提升了升力；当出现弱激波时则由其几何构型弱化激波，最终实现机翼升阻比的提升。

应当理解的是，上述实例仅提供本发明的其中一种实施方式，不能以此限制本发明的保护范围。基于本发明的精神与本质而进行的其他基于本发明的等效替换、修改、改进等，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种商用飞机超临界大后掠机翼，其特征在于：包括机翼本体，自翼根的鼓包到翼梢的鼓包的长度由弦长的28%-26%，逐步缩短至弦长的25%-23%；自翼根的鼓包到翼梢的鼓包的顶点弦向位置由弦长的40%-45%处，逐步后移至弦长的50%-55%处，自机翼展向中部后又逐步前移至弦长的50%-55%；自翼根的鼓包到翼梢的鼓包的顶点相对位置由弦长的65%-70%处，逐步前移至弦长的70%-75%处；自翼根的鼓包到翼梢的鼓包的顶点高度由弦长的5%-6%，逐步降低至弦长的3%-4%。

2.根据权利要求1所述的商用飞机超临界大后掠机翼，其特征在于：所述鼓包宽度均为弦长的10%-15%。

3.根据权利要求1所述的商用飞机超临界大后掠机翼，其特征在于：所述鼓包相对宽度均为100%。

4.根据权利要求1所述的商用飞机超临界大后掠机翼，其特征在于：靠近所述机翼本体的翼梢的鼓包具有至少两个顶点。

5.根据权利要求4所述的商用飞机超临界大后掠机翼，其特征在于：所述鼓包的顶点高度为弦长的0.7%至1.5%。

6.根据权利要求4所述的商用飞机超临界大后掠机翼，其特征在于：所述鼓包的顶点弦向位置为弦长的32%至59%。