[發明專利]一種適用于中短程高速民機的前掠自然層流機翼

有效

• 申請號: 201710119061.3
• 申請日: 2017-03-02
• 公開（公告）號: CN106828876B
• 公開（公告）日: 2017-11-14
• 發明（設計）人: 韓忠華;朱震;陳靜;許建華;宋文萍
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: B64C3/14
• 分類號: B64C3/14
• 代理公司: 北京市盛峰律師事務所11337
• 代理人: 席小東

技術領域

本發明屬于空氣動力學技術領域，具體涉及一種適用于中短程高速民機的前掠自然層流機翼。

背景技術

在全球環境污染日益嚴重、化石燃料資源大量被消耗的形勢下，國際社會對于新一代客機和運輸機(以下簡稱民機)設計在減阻技術方面提出了更高的要求。如何進一步減少民機的阻力，從而減少二氧化碳排放和燃油的消耗，是航空技術領域關注的熱點研究方向，對于提高新型民機的經濟性、環保性具有重要意義。

對于高亞聲速民機，摩擦阻力幾乎可以占總阻力的50％；而在相同雷諾數下，層流邊界層的摩擦阻力遠小于湍流邊界層。因此，通過自然層流機翼技術，在機翼表面維持較大范圍的層流，能夠有效減少機翼的摩擦阻力，進而減少全機阻力。雖然層流減阻一致被認為是極具潛力的一項關鍵技術，但層流減阻在低速飛機上容易實現，在高速民機上卻面臨很大的困難。

現有技術中，普遍采用后掠自然層流機翼，以實現中短程高速民機的自然層流機翼減阻，其機翼剖面通過設計大范圍的有利的順壓梯度來限制邊界層中流向不穩定擾動(T-S)波的增長。對于后掠機翼，除了存在流向不穩定性導致的轉捩，還存在橫流不穩定性導致的轉捩。為了抑制橫流不穩定性，防止機翼邊界層在前緣發生轉捩，需要設計較小的前緣后掠角(一般20°以內)，這就限制了飛行馬赫數一般不能超過0.75，影響航行效率和巡航效率。

目前，自然層流機翼技術的應用僅限于飛行速度較慢的平直機翼或者小后掠角機翼的中小型飛機。對于高馬赫數和高雷諾數的大型民機，自然層流機翼技術依舊面臨著困難。具體的，民機一般巡航在高亞聲速狀態，為了提高臨界馬赫數，推遲激波的產生和提高巡航速度，一般都采用具有較大幅度后掠(25°左右)的機翼設計。后掠機翼的邊界層由于受到橫向壓力梯度的影響，速度型存在橫流分量。橫流速度型具有拐點，很容易引起流動不穩定而導致轉捩。機翼后掠角越大，橫流CF波不穩定性越強，越容易發生橫流轉捩。因此，為了減小摩擦阻力，保證后掠機翼具有較大層流范圍，就要求減小后掠角來減弱橫流不穩定性防止機翼邊界層流動在前緣轉捩。然而后掠角的減小又將導致巡航馬赫數的降低，使得最終巡航效率因子(其定義為巡航馬赫數乘以升阻比，Ma·C_L/C_D)較低和運輸效率不佳，這就產生了難以調和的矛盾。目前迫切需要有效解決上述問題。

發明內容

針對現有技術存在的缺陷，本發明提供一種適用于中短程高速民機的前掠自然層流機翼，可有效解決上述問題。

本發明采用的技術方案如下：

本發明提供一種適用于中短程高速民機的前掠自然層流機翼，所述適用于中短程高速民機的前掠自然層流機翼采用前掠機翼布局，具有以下幾何結構參數：機翼翼展32～36米；展弦比8～12；前掠角15°～20°；尖削比0.2～0.5；

機翼剖面采用自然層流超臨界翼型，在超臨界條件下，前緣到弦向范圍為0％C～55％C的激波位置之間維持順壓梯度，進而抑制流向不穩定擾動波的不穩定性；在設計狀態條件下，在弦向范圍為55％C～60％C的位置出現翼型上表面轉捩點；在弦向范圍為50％C～55％C的位置出現翼型下表面轉捩點，進而實現在設計條件下獲得50％以上弦長范圍的層流；其中C為翼型弦長。

優選的，機翼剖面采用的自然層流超臨界翼型的上表面數據點坐標見表1；機翼剖面采用的自然層流超臨界翼型的下表面數據點坐標見表2：

表1機翼剖面采用的自然層流超臨界翼型的上表面數據點

表2機翼剖面采用的自然層流超臨界翼型的下表面數據點

其中，X/C_up表示翼型的上表面橫坐標；Y/C_up表示翼型的上表面縱坐標；X/C_low表示翼型的下表面橫坐標；Y/C_low表示翼型的下表面縱坐標。

本發明提供的一種適用于中短程高速民機的前掠自然層流機翼具有以下優點：

本發明設計的適用于中短程高速民機的前掠自然層流機翼，在高亞聲速和高雷諾數條件下，通過機翼前掠和采用自然層流超臨界翼型來維持機翼表面約50％弦長的層流范圍，并保持無激波或僅有弱激波的超臨界機翼特性，實現中短程高速民機升阻比和巡航效率的顯著提升。

附圖說明

圖1是本發明設計機翼應用到中短程高速民機機身的示意圖；

圖2是圖1沿A-A剖面圖；

圖3是本發明所采用的機翼剖面翼型在設計狀態下的壓力分布圖；