[發明專利]一種跨聲速層流翼型設計中減小波阻力的后緣裝置

在審

• 申請號: 201710685327.0
• 申請日: 2017-08-11
• 公開（公告）號: CN107640312A
• 公開（公告）日: 2018-01-30
• 發明（設計）人: 唐智禮;陳永彬
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: B64C3/10
• 分類號: B64C3/10;B64C3/14;B64F5/00
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務所32237
• 代理人: 賀翔

技術領域

本發明涉及空氣動力學技術領域，尤其涉及一種跨聲速層流翼型設計中減小波阻力的后緣裝置。

背景技術

中遠途民用客機和高空高速長航時無人機，在巡航狀態的阻力主要由摩擦阻力和升致阻力構成，分別占總阻力的55％和35％左右。經過研究表明，飛機的總阻力每減小1％，直接使用成本可以降低0.2％或者增加1.6噸的有效載荷。目前，在跨聲速狀態下，飛機表面層流化是能夠大幅度減小摩擦阻力的有效方法。

在這其中，通過發展超臨界翼型技術，使得飛機在跨聲速狀態下能夠實現較高的升阻比，所以跨聲速大展弦比飛機都采用中等后掠角的超臨界機翼。然而在飛行雷諾數約10⁷條件下，后掠翼極易誘發前緣附著線轉捩及邊界層展向流的不穩定性，從而使機翼過早地發生轉捩進入到湍流狀態，大大增大了飛機表面的摩擦阻力。在大展弦比超臨界機翼的設計中，跨聲速自然層流翼型/機翼是一種新的研究方向

自然層流翼型設計的關鍵就是使翼型表面保持大范圍的順壓梯度。然而在跨聲速狀態下，層流翼型表面流向大范圍順壓梯度的存在，使得其后緣因壓力恢復產生較強的激波，在減小摩擦阻力的同時又增加了激波阻力，反而消弱了層流化的效果，因此需要對后緣處的強激波進行控制。

發明內容

本發明的實施例提供一種跨聲速層流翼型設計中減小波阻力的后緣裝置，能夠提升控制激波的效果。

為達到上述目的，本發明的實施例采用如下技術方案：機翼為超臨界梯形機翼，所述機翼的前緣后掠角為25°，所述機翼的剖面為超臨界翼型；所述機翼的翼型前緣為鈍圓，所述機翼的上翼面平坦，下表面在所述機翼后緣處有反凹；所述機翼后緣的厚度薄于前緣，且后緣向下彎曲；所述后緣裝置安裝于所述機翼后緣的下翼面處，后緣裝置長度大于等于2.3％C且小于等于3.3％C，C為所述機翼的翼型弦長。

其中，所述后緣裝置的長度為大于等于2.3％C且小于等于2.9％C。所述后緣裝置高度為0.54％C。或者，所述后緣裝置的長度為大于等于3.1％C且小于等于3.3％C。所述后緣裝置高度為0.6％C。

具體的，所述后緣裝置的長度為2.5％C。

本發明實施例提供的跨聲速層流翼型設計中后緣的處激波控制裝置，能夠使得翼型后緣裝置后加載增加，使得上翼面后緣裝置處逆壓梯度減小，從而弱化因壓力恢復而產生的強激波，翼型的氣動性能得到改善。在升力系數保持不變的情況下，壓致阻力系數減小，因此后緣裝置能夠提升控制激波的效果。

附圖說明

為了更清楚地說明本發明實施例中的技術方案，下面將對實施例中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發明的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動的前提下，還可以根據這些附圖獲得其它的附圖。

圖1a、圖1b為本發明實施例提供的，結構示意圖；

圖1c為本發明實施例提供的，鼓包控制機翼上激波阻力示意圖；

圖2為本發明實施例提供的，后緣裝置在翼型上的具體參數定義的示意圖；

圖3a-圖3f為本發明實施例提供的，后緣裝置在不同長度和高度下激波控制效果的示意圖；

圖4為本發明實施例提供的，三組加裝后緣裝置翼型和初始翼型的壓力系數圖的對比示意圖；

圖5為本發明實施例提供的，初始翼型加裝分裂式后緣裝置(TED)和改進后緣裝置(Cambered TED)的對比示意圖；

圖6為本發明實施例提供的，在2.3％C后緣裝置長度下，控制點不同位置下的激波控制效果的示意圖；

圖7為本發明實施例提供的，后緣裝置控制點在不同x坐標下，激波控制效果隨y的變化趨勢的示意圖；

圖8為本發明實施例提供的，XY平面投影圖，顯示改進的后緣裝置在不同x坐標下的最優控制效果變化趨勢；

圖9為本發明實施例提供的，在后緣裝置長度為2.5％C下，不同構型對激波控制的效果的示意圖；

圖10為本發明實施例提供的，YZ平面投影圖，展示了改進的后緣裝置控制點在不同x坐標下，激波控制效果隨y的變化趨勢；

圖11為本發明實施例提供的，另一種的XY平面投影圖，展示了改進后后緣裝置在不同x坐標下的最優控制效果變化趨勢。

具體實施方式