本發(fā)明屬于空氣動(dòng)力學(xué)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種適用于中短程高速民機(jī)的前掠自然層流機(jī)翼。

背景技術(shù)：

在全球環(huán)境污染日益嚴(yán)重、化石燃料資源大量被消耗的形勢(shì)下，國(guó)際社會(huì)對(duì)于新一代客機(jī)和運(yùn)輸機(jī)(以下簡(jiǎn)稱民機(jī))設(shè)計(jì)在減阻技術(shù)方面提出了更高的要求。如何進(jìn)一步減少民機(jī)的阻力，從而減少二氧化碳排放和燃油的消耗，是航空技術(shù)領(lǐng)域關(guān)注的熱點(diǎn)研究方向，對(duì)于提高新型民機(jī)的經(jīng)濟(jì)性、環(huán)保性具有重要意義。

對(duì)于高亞聲速民機(jī)，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(yuǎn)小于湍流邊界層。因此，通過(guò)自然層流機(jī)翼技術(shù)，在機(jī)翼表面維持較大范圍的層流，能夠有效減少機(jī)翼的摩擦阻力，進(jìn)而減少全機(jī)阻力。雖然層流減阻一致被認(rèn)為是極具潛力的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，但層流減阻在低速飛機(jī)上容易實(shí)現(xiàn)，在高速民機(jī)上卻面臨很大的困難。

現(xiàn)有技術(shù)中，普遍采用后掠自然層流機(jī)翼，以實(shí)現(xiàn)中短程高速民機(jī)的自然層流機(jī)翼減阻，其機(jī)翼剖面通過(guò)設(shè)計(jì)大范圍的有利的順壓梯度來(lái)限制邊界層中流向不穩(wěn)定擾動(dòng)(T-S)波的增長(zhǎng)。對(duì)于后掠機(jī)翼，除了存在流向不穩(wěn)定性導(dǎo)致的轉(zhuǎn)捩，還存在橫流不穩(wěn)定性導(dǎo)致的轉(zhuǎn)捩。為了抑制橫流不穩(wěn)定性，防止機(jī)翼邊界層在前緣發(fā)生轉(zhuǎn)捩，需要設(shè)計(jì)較小的前緣后掠角(一般20°以內(nèi))，這就限制了飛行馬赫數(shù)一般不能超過(guò)0.75，影響航行效率和巡航效率。

目前，自然層流機(jī)翼技術(shù)的應(yīng)用僅限于飛行速度較慢的平直機(jī)翼或者小后掠角機(jī)翼的中小型飛機(jī)。對(duì)于高馬赫數(shù)和高雷諾數(shù)的大型民機(jī)，自然層流機(jī)翼技術(shù)依舊面臨著困難。具體的，民機(jī)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(chǎn)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(jī)翼設(shè)計(jì)。后掠機(jī)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(diǎn)，很容易引起流動(dòng)不穩(wěn)定而導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩。機(jī)翼后掠角越大，橫流CF波不穩(wěn)定性越強(qiáng)，越容易發(fā)生橫流轉(zhuǎn)捩。因此，為了減小摩擦阻力，保證后掠機(jī)翼具有較大層流范圍，就要求減小后掠角來(lái)減弱橫流不穩(wěn)定性防止機(jī)翼邊界層流動(dòng)在前緣轉(zhuǎn)捩。然而后掠角的減小又將導(dǎo)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(yùn)輸效率不佳，這就產(chǎn)生了難以調(diào)和的矛盾。目前迫切需要有效解決上述問(wèn)題。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明提供一種適用于中短程高速民機(jī)的前掠自然層流機(jī)翼，可有效解決上述問(wèn)題。

本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下：

本發(fā)明提供一種適用于中短程高速民機(jī)的前掠自然層流機(jī)翼，所述適用于中短程高速民機(jī)的前掠自然層流機(jī)翼采用前掠機(jī)翼布局，具有以下幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)：機(jī)翼翼展32～36米；展弦比8～12；前掠角15°～20°；尖削比0.2～0.5；

機(jī)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(jìn)而抑制流向不穩(wěn)定擾動(dòng)波的不穩(wěn)定性；在設(shè)計(jì)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(zhuǎn)捩點(diǎn)；在弦向范圍為50％C～55％C的位置出現(xiàn)翼型下表面轉(zhuǎn)捩點(diǎn)，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)在設(shè)計(jì)條件下獲得50％以上弦長(zhǎng)范圍的層流；其中C為翼型弦長(zhǎng)。

優(yōu)選的，機(jī)翼剖面采用的自然層流超臨界翼型的上表面數(shù)據(jù)點(diǎn)坐標(biāo)見(jiàn)表1；機(jī)翼剖面采用的自然層流超臨界翼型的下表面數(shù)據(jù)點(diǎn)坐標(biāo)見(jiàn)表2：

表1機(jī)翼剖面采用的自然層流超臨界翼型的上表面數(shù)據(jù)點(diǎn)

表2機(jī)翼剖面采用的自然層流超臨界翼型的下表面數(shù)據(jù)點(diǎn)

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

本發(fā)明提供的一種適用于中短程高速民機(jī)的前掠自然層流機(jī)翼具有以下優(yōu)點(diǎn)：

本發(fā)明設(shè)計(jì)的適用于中短程高速民機(jī)的前掠自然層流機(jī)翼，在高亞聲速和高雷諾數(shù)條件下，通過(guò)機(jī)翼前掠和采用自然層流超臨界翼型來(lái)維持機(jī)翼表面約50％弦長(zhǎng)的層流范圍，并保持無(wú)激波或僅有弱激波的超臨界機(jī)翼特性，實(shí)現(xiàn)中短程高速民機(jī)升阻比和巡航效率的顯著提升。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明設(shè)計(jì)機(jī)翼應(yīng)用到中短程高速民機(jī)機(jī)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(jī)翼剖面翼型在設(shè)計(jì)狀態(tài)下的壓力分布圖；

圖4是本發(fā)明前掠機(jī)翼上表面壓力云圖、不同展向位置壓力分布及轉(zhuǎn)捩位置的對(duì)應(yīng)關(guān)系圖；

圖5是馬赫數(shù)為0.72時(shí)，本發(fā)明前掠機(jī)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(shí)，用于對(duì)比的后掠機(jī)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(shí)，本發(fā)明前掠機(jī)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(shí)，用于對(duì)比的后掠機(jī)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(shí)，本發(fā)明前掠機(jī)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(shí)，用于對(duì)比的后掠機(jī)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(shí)，本發(fā)明前掠機(jī)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(shí)，用于對(duì)比的后掠機(jī)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(shí)，本發(fā)明前掠機(jī)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(shí)，用于對(duì)比的后掠機(jī)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(shí)，本發(fā)明前掠機(jī)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(shí)，用于對(duì)比的后掠機(jī)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(shí)，本發(fā)明前掠機(jī)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(shí)，用于對(duì)比的后掠機(jī)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(shí)，本發(fā)明前掠機(jī)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(shí)，用于對(duì)比的后掠機(jī)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(jī)翼與用于對(duì)比的后掠機(jī)翼的升阻比隨馬赫數(shù)變化曲線對(duì)比圖；

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

其中：

1為本發(fā)明所應(yīng)用的中短程高速民機(jī)機(jī)身；

2為本發(fā)明設(shè)計(jì)的前掠自然層流機(jī)翼；

3為本發(fā)明所采用的機(jī)翼剖面翼型；

4為本發(fā)明所采用的機(jī)翼剖面翼型在設(shè)計(jì)狀態(tài)下的壓力分布；

5為上表面轉(zhuǎn)捩點(diǎn)；

6為下表面轉(zhuǎn)捩點(diǎn)；

7為本發(fā)明設(shè)計(jì)的機(jī)翼在工作狀態(tài)下的剖面壓力分布；

8為上表面轉(zhuǎn)捩線；

9為下表面轉(zhuǎn)捩線；

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

11為用于對(duì)比的后掠自然層流機(jī)翼的升阻比隨馬赫數(shù)的變化曲線；

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

13為用于對(duì)比的后掠自然層流機(jī)翼的巡航因子隨馬赫數(shù)的變化曲線。

具體實(shí)施方式

為了使本發(fā)明所解決的技術(shù)問(wèn)題、技術(shù)方案及有益效果更加清楚明白，以下結(jié)合附圖及實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實(shí)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(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的矛盾，提供一種適用于中短程高速民機(jī)的前掠自然層流機(jī)翼，在保證機(jī)翼上維持較大范圍層流和沒(méi)有較強(qiáng)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(jī)的前掠自然層流機(jī)翼，參見(jiàn)圖1，為設(shè)計(jì)機(jī)翼應(yīng)用到中短程高速民機(jī)機(jī)身的示意圖，機(jī)翼具有以下幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)：機(jī)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(jī)翼的突出特點(diǎn)是，機(jī)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(jī)翼布局，機(jī)翼平面形狀采用上述設(shè)計(jì)，可使得機(jī)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(jī)翼的這種獨(dú)特幾何特性決定了其所具有的天然優(yōu)勢(shì)：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(jī)翼邊界層在前緣發(fā)生轉(zhuǎn)捩，實(shí)現(xiàn)機(jī)翼表面較大的層流范圍；而機(jī)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(qiáng)度并顯著提高巡航馬赫數(shù)，實(shí)現(xiàn)了民機(jī)升阻比和巡航效率的提升。

機(jī)翼剖面采用特殊設(shè)計(jì)的自然層流超臨界翼型，參見(jiàn)圖2和圖3，分別為機(jī)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(shè)計(jì)特點(diǎn)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(jìn)而抑制流向不穩(wěn)定擾動(dòng)波的不穩(wěn)定性；在設(shè)計(jì)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(zhuǎn)捩點(diǎn)；在弦向范圍為50％C～55％C的位置出現(xiàn)翼型下表面轉(zhuǎn)捩點(diǎn)，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)在設(shè)計(jì)條件下獲得50％以上弦長(zhǎng)范圍的層流；其中C為翼型弦長(zhǎng)。

自然層流超臨界翼型的上表面和下表面的數(shù)據(jù)點(diǎn)坐標(biāo)分別見(jiàn)表1和表2：

表1機(jī)翼剖面采用的自然層流超臨界翼型的上表面數(shù)據(jù)點(diǎn)

表2機(jī)翼剖面采用的自然層流超臨界翼型的下表面數(shù)據(jù)點(diǎn)

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

作為一種具體示例，圖2示出的具體機(jī)翼，其機(jī)翼翼展34米，展弦比為10.5，尖削比為0.3，翼梢無(wú)扭轉(zhuǎn)。同時(shí)，此機(jī)翼前緣前掠角為19°，可以有效抑制橫流不穩(wěn)定擾動(dòng)波的不穩(wěn)定性，避免機(jī)翼邊界層在前緣發(fā)生轉(zhuǎn)捩。機(jī)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(jī)翼50％弦線位置掠角僅為13.6°。因此，本發(fā)明的前掠機(jī)翼可以有效降低激波強(qiáng)度并顯著提高層流機(jī)翼的巡航馬赫數(shù)，實(shí)現(xiàn)了民機(jī)巡航效率的提升，解決了常規(guī)后掠機(jī)翼無(wú)法在保證巡航速度的情況下實(shí)現(xiàn)機(jī)翼表面較大的層流范圍的問(wèn)題。同時(shí)，在超臨界條件下，前緣到激波位置之間的范圍內(nèi)(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(dòng)波的不穩(wěn)定性，在設(shè)計(jì)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(zhuǎn)捩點(diǎn)；在弦向范圍為50％C～55％C的位置出現(xiàn)翼型下表面轉(zhuǎn)捩點(diǎn)，從而在設(shè)計(jì)條件下獲得較大范圍(50％以上的弦長(zhǎng)范圍)的層流。

因此，本發(fā)明設(shè)計(jì)的適用于中短程高速民機(jī)的前掠自然層流機(jī)翼，在高亞聲速和高雷諾數(shù)條件下，通過(guò)機(jī)翼前掠和采用自然層流超臨界翼型來(lái)維持機(jī)翼表面約50％弦長(zhǎng)的層流范圍，并保持無(wú)激波或僅有弱激波的超臨界機(jī)翼特性，實(shí)現(xiàn)中短程高速民機(jī)升阻比和巡航效率的顯著提升。

以下通過(guò)實(shí)驗(yàn)效果例，對(duì)本發(fā)明提供的前掠自然層流機(jī)翼的優(yōu)點(diǎn)進(jìn)行驗(yàn)證：

驗(yàn)證例1

發(fā)明人使用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)數(shù)值模擬方法計(jì)算本發(fā)明前掠自然層流機(jī)翼的氣動(dòng)特性，計(jì)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(dòng)。圖4為前掠機(jī)翼上表面壓力云圖及上下表面轉(zhuǎn)捩線，不同展向位置機(jī)翼截面形狀、壓力分布及上下表面轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。其中，機(jī)翼上實(shí)線為機(jī)翼上表面的轉(zhuǎn)捩線，虛線為機(jī)翼下表面的轉(zhuǎn)捩線；不同站位處的壓力分布圖中，下方為相應(yīng)站位處機(jī)翼截面形狀，上方為相應(yīng)站位處機(jī)翼表面壓力分布，三角為上下表面轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位置。

從圖4中轉(zhuǎn)捩線可以看出，本發(fā)明前掠機(jī)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(qiáng)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(wú)激波。激波弱或者無(wú)激波，即可反映出機(jī)翼整體上阻力較小，飛行性能較好。

由此驗(yàn)證了本發(fā)明前掠自然層流機(jī)翼，在保證機(jī)翼上維持較大范圍層流(50％以上)和沒(méi)有較強(qiáng)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(yàn)證例2

發(fā)明人使用CFD數(shù)值模擬方法對(duì)比計(jì)算了本發(fā)明前掠自然層流機(jī)翼與常規(guī)自然層流后掠機(jī)翼的氣動(dòng)特性。其中，常規(guī)自然層流后掠機(jī)翼與本發(fā)明采用的前掠自然層流機(jī)翼的機(jī)翼剖面相同，都是本發(fā)明設(shè)計(jì)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(diǎn)坐標(biāo)分別見(jiàn)表1和表2；常規(guī)自然層流后掠機(jī)翼與本發(fā)明采用的前掠自然層流機(jī)翼的翼展、展弦比、尖削比均相同，即：機(jī)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(jī)翼是后掠19°，而本發(fā)明前掠自然層流機(jī)翼為前掠19°。計(jì)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(dòng)。

圖5-圖20分別為馬赫數(shù)從0.72至0.80時(shí)，本發(fā)明前掠機(jī)翼和用于對(duì)比的后掠機(jī)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(guò)對(duì)比分析前掠機(jī)翼和用于對(duì)比的后掠機(jī)翼表面的超聲速流動(dòng)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(qiáng)度等特性隨馬赫數(shù)從0.72至0.80變化的規(guī)律，驗(yàn)證了本發(fā)明前掠層流機(jī)翼相對(duì)于后掠機(jī)翼，能夠降低激波強(qiáng)度，即降低飛行阻力。

圖21和圖22分別為本發(fā)明的前掠機(jī)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(duì)比。具體數(shù)據(jù)可詳見(jiàn)表3。

表3本發(fā)明前掠機(jī)翼和用于對(duì)比的后掠機(jī)翼氣動(dòng)特性及巡航效率因子對(duì)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(jiàn)，在馬赫數(shù)為0.78的工作狀態(tài)下，本發(fā)明前掠機(jī)翼與用于對(duì)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(jiàn)表3。因此，通過(guò)計(jì)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(wèn)題，同時(shí)保持了無(wú)激波和僅有弱激波的超臨界機(jī)翼特性，達(dá)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(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤(rùn)飾，這些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng)視本發(fā)明的保護(hù)范圍。