本發(fā)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(huán)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(jīng)濟性、環(huán)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(shù)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(xiàn)，在高速民機上卻面臨很大的困難。

現(xiàn)有技術中，普遍采用后掠自然層流機翼，以實現(xiàn)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(wěn)定擾動(T-S)波的增長。對于后掠機翼，除了存在流向不穩(wěn)定性導致的轉捩，還存在橫流不穩(wěn)定性導致的轉捩。為了抑制橫流不穩(wěn)定性，防止機翼邊界層在前緣發(fā)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(shù)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(shù)和高雷諾數(shù)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(tài)，為了提高臨界馬赫數(shù)，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(wěn)定而導致轉捩。機翼后掠角越大，橫流CF波不穩(wěn)定性越強，越容易發(fā)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(wěn)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(shù)的降低，使得最終巡航效率因子(其定義為巡航馬赫數(shù)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。

技術實現(xiàn)要素：

針對現(xiàn)有技術存在的缺陷，本發(fā)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(fā)明采用的技術方案如下：

本發(fā)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(shù)：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(wěn)定擾動波的不穩(wěn)定性；在設計狀態(tài)條件下，在弦向范圍為55％C～60％C的位置出現(xiàn)翼型上表面轉捩點；在弦向范圍為50％C～55％C的位置出現(xiàn)翼型下表面轉捩點，進而實現(xiàn)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(yōu)選的，機翼剖面采用的自然層流超臨界翼型的上表面數(shù)據(jù)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(shù)據(jù)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(shù)據(jù)點

表2機翼剖面采用的自然層流超臨界翼型的下表面數(shù)據(jù)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(fā)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(yōu)點：

本發(fā)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(shù)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(xiàn)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(fā)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(fā)明所采用的機翼剖面翼型在設計狀態(tài)下的壓力分布圖；

圖4是本發(fā)明前掠機翼上表面壓力云圖、不同展向位置壓力分布及轉捩位置的對應關系圖；

圖5是馬赫數(shù)為0.72時，本發(fā)明前掠機翼展向站位52％處截面空間壓力云圖；

圖6是馬赫數(shù)為0.72時，用于對比的后掠機翼展向站位52％處截面空間壓力云圖；

圖7是馬赫數(shù)為0.75時，本發(fā)明前掠機翼展向站位52％處截面空間壓力云圖；

圖8是馬赫數(shù)為0.75時，用于對比的后掠機翼展向站位52％處截面空間壓力云圖；

圖9是馬赫數(shù)為0.78時，本發(fā)明前掠機翼展向站位52％處截面空間壓力云圖；

圖10是馬赫數(shù)為0.78時，用于對比的后掠機翼展向站位52％處截面空間壓力云圖；

圖11是馬赫數(shù)為0.80時，本發(fā)明前掠機翼展向站位52％處截面空間壓力云圖；

圖12是馬赫數(shù)為0.80時，用于對比的后掠機翼展向站位52％處截面空間壓力云圖；

圖13是馬赫數(shù)為0.72時，本發(fā)明前掠機翼展向站位52％處截面空間馬赫數(shù)云圖；

圖14是馬赫數(shù)為0.72時，用于對比的后掠機翼展向站位52％處截面空間馬赫數(shù)云圖；

圖15是馬赫數(shù)為0.75時，本發(fā)明前掠機翼展向站位52％處截面空間馬赫數(shù)云圖；

圖16是馬赫數(shù)為0.75時，用于對比的后掠機翼展向站位52％處截面空間馬赫數(shù)云圖；

圖17是馬赫數(shù)為0.78時，本發(fā)明前掠機翼展向站位52％處截面空間馬赫數(shù)云圖；

圖18是馬赫數(shù)為0.78時，用于對比的后掠機翼展向站位52％處截面空間馬赫數(shù)云圖；

圖19是馬赫數(shù)為0.80時，本發(fā)明前掠機翼展向站位52％處截面空間馬赫數(shù)云圖；

圖20是馬赫數(shù)為0.80時，用于對比的后掠機翼展向站位52％處截面空間馬赫數(shù)云圖；

圖21是本發(fā)明的前掠機翼與用于對比的后掠機翼的升阻比隨馬赫數(shù)變化曲線對比圖；

圖22是本發(fā)明的前掠機翼與用于對比的后掠機翼的巡航效率因子隨馬赫數(shù)變化曲線對比圖；

其中：

1為本發(fā)明所應用的中短程高速民機機身；

2為本發(fā)明設計的前掠自然層流機翼；

3為本發(fā)明所采用的機翼剖面翼型；

4為本發(fā)明所采用的機翼剖面翼型在設計狀態(tài)下的壓力分布；

5為上表面轉捩點；

6為下表面轉捩點；

7為本發(fā)明設計的機翼在工作狀態(tài)下的剖面壓力分布；

8為上表面轉捩線；

9為下表面轉捩線；

10為本發(fā)明設計的前掠自然層流機翼的升阻比隨馬赫數(shù)的變化曲線；

11為用于對比的后掠自然層流機翼的升阻比隨馬赫數(shù)的變化曲線；

12為本發(fā)明設計的前掠自然層流機翼的巡航因子隨馬赫數(shù)的變化曲線；

13為用于對比的后掠自然層流機翼的巡航因子隨馬赫數(shù)的變化曲線。

具體實施方式

為了使本發(fā)明所解決的技術問題、技術方案及有益效果更加清楚明白，以下結合附圖及實施例，對本發(fā)明進行進一步詳細說明。應當理解，此處所描述的具體實施例僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。

本發(fā)明針對現(xiàn)有技術存在的矛盾，提供一種適用于中短程高速民機的前掠自然層流機翼，在保證機翼上維持較大范圍層流和沒有較強激波的前提下，將巡航馬赫數(shù)從0.75提高到0.78以上，從而顯著提高巡航效率。

本發(fā)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，參見圖1，為設計機翼應用到中短程高速民機機身的示意圖，機翼具有以下幾何結構參數(shù)：機翼翼展32～36米；展弦比8～12；前掠角15°～20°；尖削比0.2～0.5。此機翼的突出特點是，機翼翼展32～36米，平面形狀采用大展弦比、小幅前掠且具有一定的尖削比的前掠機翼布局，機翼平面形狀采用上述設計，可使得機翼從前緣到后緣的等百分比弦線位置連線的掠角是逐漸增大的。前掠機翼的這種獨特幾何特性決定了其所具有的天然優(yōu)勢：即前緣小幅前掠(前掠角：15°～20°)可以有效抑制橫流不穩(wěn)定性，避免機翼邊界層在前緣發(fā)生轉捩，實現(xiàn)機翼表面較大的層流范圍；而機翼在50％弦線位置前掠角比前緣前掠角更大，能夠有效降低激波強度并顯著提高巡航馬赫數(shù)，實現(xiàn)了民機升阻比和巡航效率的提升。

機翼剖面采用特殊設計的自然層流超臨界翼型，參見圖2和圖3，分別為機翼剖面翼型的幾何外形圖和壓力分布圖。具體的，自然層流超臨界翼型的設計特點為：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(wěn)定擾動波的不穩(wěn)定性；在設計狀態(tài)(雷諾數(shù)為2.0×10⁷，馬赫數(shù)為0.78，升力系數(shù)C_L為0.5)條件下，在弦向范圍為55％C～60％C的位置出現(xiàn)翼型上表面轉捩點；在弦向范圍為50％C～55％C的位置出現(xiàn)翼型下表面轉捩點，進而實現(xiàn)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。

自然層流超臨界翼型的上表面和下表面的數(shù)據(jù)點坐標分別見表1和表2：

表1機翼剖面采用的自然層流超臨界翼型的上表面數(shù)據(jù)點

表2機翼剖面采用的自然層流超臨界翼型的下表面數(shù)據(jù)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。

作為一種具體示例，圖2示出的具體機翼，其機翼翼展34米，展弦比為10.5，尖削比為0.3，翼梢無扭轉。同時，此機翼前緣前掠角為19°，可以有效抑制橫流不穩(wěn)定擾動波的不穩(wěn)定性，避免機翼邊界層在前緣發(fā)生轉捩。機翼具有一定的尖削比，在50％弦線位置掠角約為24°，而相同前緣掠角、展弦比、尖削比的后掠機翼50％弦線位置掠角僅為13.6°。因此，本發(fā)明的前掠機翼可以有效降低激波強度并顯著提高層流機翼的巡航馬赫數(shù)，實現(xiàn)了民機巡航效率的提升，解決了常規(guī)后掠機翼無法在保證巡航速度的情況下實現(xiàn)機翼表面較大的層流范圍的問題。同時，在超臨界條件下，前緣到激波位置之間的范圍內(即弦向范圍為0％C～55％C)維持順壓梯度，可以抑制T-S不穩(wěn)定擾動波的不穩(wěn)定性，在設計狀態(tài)下，在弦向范圍為55％C～60％C的位置出現(xiàn)翼型上表面轉捩點；在弦向范圍為50％C～55％C的位置出現(xiàn)翼型下表面轉捩點，從而在設計條件下獲得較大范圍(50％以上的弦長范圍)的層流。

因此，本發(fā)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(shù)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(xiàn)中短程高速民機升阻比和巡航效率的顯著提升。

以下通過實驗效果例，對本發(fā)明提供的前掠自然層流機翼的優(yōu)點進行驗證：

驗證例1

發(fā)明人使用計算流體力學(CFD)數(shù)值模擬方法計算本發(fā)明前掠自然層流機翼的氣動特性，計算狀態(tài)為：雷諾數(shù)為2.0×10⁷，馬赫數(shù)為0.78，定升力系數(shù)為0.5，采用SA湍流模型模擬湍流流動。圖4為前掠機翼上表面壓力云圖及上下表面轉捩線，不同展向位置機翼截面形狀、壓力分布及上下表面轉捩點。其中，機翼上實線為機翼上表面的轉捩線，虛線為機翼下表面的轉捩線；不同站位處的壓力分布圖中，下方為相應站位處機翼截面形狀，上方為相應站位處機翼表面壓力分布，三角為上下表面轉捩點位置。

從圖4中轉捩線可以看出，本發(fā)明前掠機翼上下表面均保持了約50％以上的自然層流范圍。從圖4中還可以看出，除了靠近翼根的13.2％展向站位激波較強外，其余的30.1％、45.3％、63.9％和80.7％展向站位的壓力分布具有較弱的激波，而靠近翼梢的95.4％展向站位無激波。激波弱或者無激波，即可反映出機翼整體上阻力較小，飛行性能較好。

由此驗證了本發(fā)明前掠自然層流機翼，在保證機翼上維持較大范圍層流(50％以上)和沒有較強激波的前提下，將巡航馬赫數(shù)從0.75提高到0.78以上，從而顯著提高巡航效率。

驗證例2

發(fā)明人使用CFD數(shù)值模擬方法對比計算了本發(fā)明前掠自然層流機翼與常規(guī)自然層流后掠機翼的氣動特性。其中，常規(guī)自然層流后掠機翼與本發(fā)明采用的前掠自然層流機翼的機翼剖面相同，都是本發(fā)明設計的自然層流超臨界翼型，自然層流超臨界翼型的上表面和下表面的數(shù)據(jù)點坐標分別見表1和表2；常規(guī)自然層流后掠機翼與本發(fā)明采用的前掠自然層流機翼的翼展、展弦比、尖削比均相同，即：機翼翼展34米，展弦比為10.5，尖削比為0.3；且其前緣掠角也相同，為19°。唯一區(qū)別為：常規(guī)自然層流后掠機翼是后掠19°，而本發(fā)明前掠自然層流機翼為前掠19°。計算狀態(tài)為：雷諾數(shù)為2.0×10⁷，馬赫數(shù)為0.72～0.80，定升力系數(shù)為0.5，采用SA湍流模型模擬湍流流動。

圖5-圖20分別為馬赫數(shù)從0.72至0.80時，本發(fā)明前掠機翼和用于對比的后掠機翼在展向站位52％處截面空間壓力云圖和馬赫數(shù)分布云圖。通過對比分析前掠機翼和用于對比的后掠機翼表面的超聲速流動區(qū)發(fā)展、激波形成和演化，以及空間壓力、馬赫數(shù)分布和激波強度等特性隨馬赫數(shù)從0.72至0.80變化的規(guī)律，驗證了本發(fā)明前掠層流機翼相對于后掠機翼，能夠降低激波強度，即降低飛行阻力。

圖21和圖22分別為本發(fā)明的前掠機翼與后掠翼的升阻比和巡航效率因子隨馬赫數(shù)變化曲線對比。具體數(shù)據(jù)可詳見表3。

表3本發(fā)明前掠機翼和用于對比的后掠機翼氣動特性及巡航效率因子對比(Ma＝0.78，Re＝2.0×10⁷)

其中，C_L代表升力系數(shù)，C_D代表阻力系數(shù)，C_L/C_D代表升阻比。

由圖21、圖22和表3可見，在馬赫數(shù)為0.78的工作狀態(tài)下，本發(fā)明前掠機翼與用于對比的后掠翼相比，升力系數(shù)保持0.5不變，阻力系數(shù)同比減小0.0047，升阻比提高8.6，巡航效率因子提高了32.8％，具體數(shù)據(jù)可詳見表3。因此，通過計算表明，本發(fā)明解決了如何在保證一定巡航速度的情況下盡可能的保持較大的層流范圍的問題，同時保持了無激波和僅有弱激波的超臨界機翼特性，達到了顯著提升巡航效率的目的。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應當指出，對于本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應視本發(fā)明的保護范圍。