[发明专利]一种适用于轻中型高速公务机的高阻力发散马赫数层流翼型

说明书

本发明提出一种适用于轻中型高速公务机的高阻力发散马赫数层流翼型，所述翼型由前缘、后缘以及位于所述前缘和后缘之间的上弧线和下弧线构成；所述翼型的前缘半径r与翼型弦长c之比为r/c＝1.47％，最大厚度a与翼型弦长c之比为a/c＝11.93％，最大厚度位置位于x/c＝37.47％处，最大弯度b与翼型弦长c之比为b/c＝1.17％，最大弯度位置位于x/c＝60.3％处，后缘厚度w与翼型弦长c之比为w/c＝0.146％；x为沿着翼型弦线方向从所述前缘到所述后缘的距离，r/c，a/c，b/c，x/c和w/c的值分别具有±3％的最大误差；翼型上下表面层流区长度均不小于40％弦长；Ma＝0.71时，翼型阻力发散马赫数不小于0.73；Ma＝0.20时，翼型最大升力系数不小于1.75。本发明针对低速和高速巡航状态为层流主控设计，具有高升力、高升阻比、失速特性缓和，高阻力发散马赫数的特点。

技术领域

本发明属于翼型设计领域，尤其涉及航空飞行器气动外形设计中的层流翼型设计领域，具体为一种适用于轻中型高速涡扇公务机的高阻力发散马赫数层流翼型。

背景技术

公务机是指用于行政事务或者商务活动的专用飞机，其能够为高端客户提供高品质和个性化的服务。作为高效率远程交通工具，公务机具有先进，灵活，快捷，安全，舒适，隐私性强等诸多优点。随着我国经济的高速发展以及低空空域管理改革政策的逐步实施，公务航空市场日益繁荣。轻中型公务机作为高端民用飞机产品，其创造的经济效益被越来越多的企业家及商务人士认可。然而，目前我国的公务航空市场的发展与我国经济发展水平并不匹配，为避免国外公务飞机制造商抢占我国庞大的公务航空市场，便需要致力于提高我国公务机的技术性能。

翼型是机翼设计的基础，翼型性能的优劣能够极大影响全机性能的优劣。一般而言轻中型高速涡扇公务机飞行速度较高，巡航马赫数超过0.8，必须采用先进超临界机翼才能满足气动特性要求。而轻中型高速公务机的翼载高且机翼面积小，在其较高航程的性能指标要求下，必须保证工程设计可接受的内部燃油容积以及机翼内部结构的绝对高度，因此对于翼型相对厚度产生了较高的实际约束。

发明内容

要解决的技术问题

针对公务机项目需求，提出了基于全机0.82巡航马赫数，以及机翼30°后掠角的条件，要求设计出的翼型在设计状态雷诺数为3.63e6，设计马赫数为0.71的工况下，满足如下设计指标：

1、翼型上下表面层流区长度均不小于40％弦长。

2、高速状态下(Ma＝0.71)阻力发散马赫数不小于0.73。

3、考虑到低速状态(Ma＝0.20)的气动性能，最大升力系数不小于1.75。

4、最大厚度不小于11.5％翼型弦长。

而国内目前关于层流翼型的设计较少。其中，申请人单位前期申请了以下专利：以公开号为CN106828875A、名称为一种适用于通用飞行器偏重爬升特性的层流翼型的专利为例。该专利主要针对高空低速多工况条件设计。此外，还有公开号为CN104691739A、名称为一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型的专利，以及，公开号为CN101492090、名称为一种后缘分离涡高升力高速层流翼型的专利。上述两项专利申请主要针对马赫数0.6左右的流动设计，所得翼型在马赫数为0.71的高速流动中激波阻力会显著增大，阻力发散马赫数也无法满足不小于0.73的设计指标，此外由于其未将低速性能作为设计指标，最大升力系数和失速迎角无法满足设计指标要求。

为此，本发明以RAE2822翼型为基础翼型，提出一种适用于轻中型高速公务机的高阻力发散马赫数层流翼型，通过参数化方法和CFD方法进行计算对比与分析设计，给出了翼型关键参数，并进一步以翼型参数化公式以及几何坐标的形式给出满足设计指标的翼型。

本发明的技术方案为：