[发明专利]一种适用于中短程高速民机的前掠自然层流机翼

说明书

技术领域

本发明属于空气动力学技术领域，具体涉及一种适用于中短程高速民机的前掠自然层流机翼。

背景技术

在全球环境污染日益严重、化石燃料资源大量被消耗的形势下，国际社会对于新一代客机和运输机(以下简称民机)设计在减阻技术方面提出了更高的要求。如何进一步减少民机的阻力，从而减少二氧化碳排放和燃油的消耗，是航空技术领域关注的热点研究方向，对于提高新型民机的经济性、环保性具有重要意义。

对于高亚声速民机，摩擦阻力几乎可以占总阻力的50％；而在相同雷诺数下，层流边界层的摩擦阻力远小于湍流边界层。因此，通过自然层流机翼技术，在机翼表面维持较大范围的层流，能够有效减少机翼的摩擦阻力，进而减少全机阻力。虽然层流减阻一致被认为是极具潜力的一项关键技术，但层流减阻在低速飞机上容易实现，在高速民机上却面临很大的困难。

现有技术中，普遍采用后掠自然层流机翼，以实现中短程高速民机的自然层流机翼减阻，其机翼剖面通过设计大范围的有利的顺压梯度来限制边界层中流向不稳定扰动(T-S)波的增长。对于后掠机翼，除了存在流向不稳定性导致的转捩，还存在横流不稳定性导致的转捩。为了抑制横流不稳定性，防止机翼边界层在前缘发生转捩，需要设计较小的前缘后掠角(一般20°以内)，这就限制了飞行马赫数一般不能超过0.75，影响航行效率和巡航效率。

目前，自然层流机翼技术的应用仅限于飞行速度较慢的平直机翼或者小后掠角机翼的中小型飞机。对于高马赫数和高雷诺数的大型民机，自然层流机翼技术依旧面临着困难。具体的，民机一般巡航在高亚声速状态，为了提高临界马赫数，推迟激波的产生和提高巡航速度，一般都采用具有较大幅度后掠(25°左右)的机翼设计。后掠机翼的边界层由于受到横向压力梯度的影响，速度型存在横流分量。横流速度型具有拐点，很容易引起流动不稳定而导致转捩。机翼后掠角越大，横流CF波不稳定性越强，越容易发生横流转捩。因此，为了减小摩擦阻力，保证后掠机翼具有较大层流范围，就要求减小后掠角来减弱横流不稳定性防止机翼边界层流动在前缘转捩。然而后掠角的减小又将导致巡航马赫数的降低，使得最终巡航效率因子(其定义为巡航马赫数乘以升阻比，Ma·C_L/C_D)较低和运输效率不佳，这就产生了难以调和的矛盾。目前迫切需要有效解决上述问题。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种适用于中短程高速民机的前掠自然层流机翼，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种适用于中短程高速民机的前掠自然层流机翼，所述适用于中短程高速民机的前掠自然层流机翼采用前掠机翼布局，具有以下几何结构参数：机翼翼展32～36米；展弦比8～12；前掠角15°～20°；尖削比0.2～0.5；

机翼剖面采用自然层流超临界翼型，在超临界条件下，前缘到弦向范围为0％C～55％C的激波位置之间维持顺压梯度，进而抑制流向不稳定扰动波的不稳定性；在设计状态条件下，在弦向范围为55％C～60％C的位置出现翼型上表面转捩点；在弦向范围为50％C～55％C的位置出现翼型下表面转捩点，进而实现在设计条件下获得50％以上弦长范围的层流；其中C为翼型弦长。

优选的，机翼剖面采用的自然层流超临界翼型的上表面数据点坐标见表1；机翼剖面采用的自然层流超临界翼型的下表面数据点坐标见表2：

表1机翼剖面采用的自然层流超临界翼型的上表面数据点

表2机翼剖面采用的自然层流超临界翼型的下表面数据点

其中，X/C_up表示翼型的上表面横坐标；Y/C_up表示翼型的上表面纵坐标；X/C_low表示翼型的下表面横坐标；Y/C_low表示翼型的下表面纵坐标。

本发明提供的一种适用于中短程高速民机的前掠自然层流机翼具有以下优点：

本发明设计的适用于中短程高速民机的前掠自然层流机翼，在高亚声速和高雷诺数条件下，通过机翼前掠和采用自然层流超临界翼型来维持机翼表面约50％弦长的层流范围，并保持无激波或仅有弱激波的超临界机翼特性，实现中短程高速民机升阻比和巡航效率的显著提升。

附图说明

图1是本发明设计机翼应用到中短程高速民机机身的示意图；

图2是图1沿A-A剖面图；

图3是本发明所采用的机翼剖面翼型在设计状态下的压力分布图；