一种适用于中短程高速民机的前掠自然层流机翼的制作方法

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。

技术实现要素：

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；

图4是本发明前掠机翼上表面压力云图、不同展向位置压力分布及转捩位置的对应关系图；

图5是马赫数为0.72时，本发明前掠机翼展向站位52％处截面空间压力云图；

图6是马赫数为0.72时，用于对比的后掠机翼展向站位52％处截面空间压力云图；

图7是马赫数为0.75时，本发明前掠机翼展向站位52％处截面空间压力云图；

图8是马赫数为0.75时，用于对比的后掠机翼展向站位52％处截面空间压力云图；

图9是马赫数为0.78时，本发明前掠机翼展向站位52％处截面空间压力云图；

图10是马赫数为0.78时，用于对比的后掠机翼展向站位52％处截面空间压力云图；

图11是马赫数为0.80时，本发明前掠机翼展向站位52％处截面空间压力云图；

图12是马赫数为0.80时，用于对比的后掠机翼展向站位52％处截面空间压力云图；

图13是马赫数为0.72时，本发明前掠机翼展向站位52％处截面空间马赫数云图；

图14是马赫数为0.72时，用于对比的后掠机翼展向站位52％处截面空间马赫数云图；

图15是马赫数为0.75时，本发明前掠机翼展向站位52％处截面空间马赫数云图；

图16是马赫数为0.75时，用于对比的后掠机翼展向站位52％处截面空间马赫数云图；

图17是马赫数为0.78时，本发明前掠机翼展向站位52％处截面空间马赫数云图；

图18是马赫数为0.78时，用于对比的后掠机翼展向站位52％处截面空间马赫数云图；

图19是马赫数为0.80时，本发明前掠机翼展向站位52％处截面空间马赫数云图；

图20是马赫数为0.80时，用于对比的后掠机翼展向站位52％处截面空间马赫数云图；

图21是本发明的前掠机翼与用于对比的后掠机翼的升阻比随马赫数变化曲线对比图；

图22是本发明的前掠机翼与用于对比的后掠机翼的巡航效率因子随马赫数变化曲线对比图；

其中：

1为本发明所应用的中短程高速民机机身；

2为本发明设计的前掠自然层流机翼；

3为本发明所采用的机翼剖面翼型；

4为本发明所采用的机翼剖面翼型在设计状态下的压力分布；

5为上表面转捩点；

6为下表面转捩点；

7为本发明设计的机翼在工作状态下的剖面压力分布；

8为上表面转捩线；

9为下表面转捩线；

10为本发明设计的前掠自然层流机翼的升阻比随马赫数的变化曲线；

11为用于对比的后掠自然层流机翼的升阻比随马赫数的变化曲线；

12为本发明设计的前掠自然层流机翼的巡航因子随马赫数的变化曲线；

13为用于对比的后掠自然层流机翼的巡航因子随马赫数的变化曲线。

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

本发明针对现有技术存在的矛盾，提供一种适用于中短程高速民机的前掠自然层流机翼，在保证机翼上维持较大范围层流和没有较强激波的前提下，将巡航马赫数从0.75提高到0.78以上，从而显著提高巡航效率。

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，参见图1，为设计机翼应用到中短程高速民机机身的示意图，机翼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。此机翼的突出特点是，机翼翼展32～36米，平面形状采用大展弦比、小幅前掠且具有一定的尖削比的前掠机翼布局，机翼平面形状采用上述设计，可使得机翼从前缘到后缘的等百分比弦线位置连线的掠角是逐渐增大的。前掠机翼的这种独特几何特性决定了其所具有的天然优势：即前缘小幅前掠(前掠角：15°～20°)可以有效抑制横流不稳定性，避免机翼边界层在前缘发生转捩，实现机翼表面较大的层流范围；而机翼在50％弦线位置前掠角比前缘前掠角更大，能够有效降低激波强度并显著提高巡航马赫数，实现了民机升阻比和巡航效率的提升。

机翼剖面采用特殊设计的自然层流超临界翼型，参见图2和图3，分别为机翼剖面翼型的几何外形图和压力分布图。具体的，自然层流超临界翼型的设计特点为：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(雷诺数为2.0×10⁷，马赫数为0.78，升力系数C_L为0.5)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。

自然层流超临界翼型的上表面和下表面的数据点坐标分别见表1和表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。

作为一种具体示例，图2示出的具体机翼，其机翼翼展34米，展弦比为10.5，尖削比为0.3，翼梢无扭转。同时，此机翼前缘前掠角为19°，可以有效抑制横流不稳定扰动波的不稳定性，避免机翼边界层在前缘发生转捩。机翼具有一定的尖削比，在50％弦线位置掠角约为24°，而相同前缘掠角、展弦比、尖削比的后掠机翼50％弦线位置掠角仅为13.6°。因此，本发明的前掠机翼可以有效降低激波强度并显著提高层流机翼的巡航马赫数，实现了民机巡航效率的提升，解决了常规后掠机翼无法在保证巡航速度的情况下实现机翼表面较大的层流范围的问题。同时，在超临界条件下，前缘到激波位置之间的范围内(即弦向范围为0％C～55％C)维持顺压梯度，可以抑制T-S不稳定扰动波的不稳定性，在设计状态下，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，从而在设计条件下获得较大范围(50％以上的弦长范围)的层流。

因此，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。

以下通过实验效果例，对本发明提供的前掠自然层流机翼的优点进行验证：

验证例1

发明人使用计算流体力学(CFD)数值模拟方法计算本发明前掠自然层流机翼的气动特性，计算状态为：雷诺数为2.0×10⁷，马赫数为0.78，定升力系数为0.5，采用SA湍流模型模拟湍流流动。图4为前掠机翼上表面压力云图及上下表面转捩线，不同展向位置机翼截面形状、压力分布及上下表面转捩点。其中，机翼上实线为机翼上表面的转捩线，虚线为机翼下表面的转捩线；不同站位处的压力分布图中，下方为相应站位处机翼截面形状，上方为相应站位处机翼表面压力分布，三角为上下表面转捩点位置。

从图4中转捩线可以看出，本发明前掠机翼上下表面均保持了约50％以上的自然层流范围。从图4中还可以看出，除了靠近翼根的13.2％展向站位激波较强外，其余的30.1％、45.3％、63.9％和80.7％展向站位的压力分布具有较弱的激波，而靠近翼梢的95.4％展向站位无激波。激波弱或者无激波，即可反映出机翼整体上阻力较小，飞行性能较好。

由此验证了本发明前掠自然层流机翼，在保证机翼上维持较大范围层流(50％以上)和没有较强激波的前提下，将巡航马赫数从0.75提高到0.78以上，从而显著提高巡航效率。

验证例2

发明人使用CFD数值模拟方法对比计算了本发明前掠自然层流机翼与常规自然层流后掠机翼的气动特性。其中，常规自然层流后掠机翼与本发明采用的前掠自然层流机翼的机翼剖面相同，都是本发明设计的自然层流超临界翼型，自然层流超临界翼型的上表面和下表面的数据点坐标分别见表1和表2；常规自然层流后掠机翼与本发明采用的前掠自然层流机翼的翼展、展弦比、尖削比均相同，即：机翼翼展34米，展弦比为10.5，尖削比为0.3；且其前缘掠角也相同，为19°。唯一区别为：常规自然层流后掠机翼是后掠19°，而本发明前掠自然层流机翼为前掠19°。计算状态为：雷诺数为2.0×10⁷，马赫数为0.72～0.80，定升力系数为0.5，采用SA湍流模型模拟湍流流动。

图5-图20分别为马赫数从0.72至0.80时，本发明前掠机翼和用于对比的后掠机翼在展向站位52％处截面空间压力云图和马赫数分布云图。通过对比分析前掠机翼和用于对比的后掠机翼表面的超声速流动区发展、激波形成和演化，以及空间压力、马赫数分布和激波强度等特性随马赫数从0.72至0.80变化的规律，验证了本发明前掠层流机翼相对于后掠机翼，能够降低激波强度，即降低飞行阻力。

图21和图22分别为本发明的前掠机翼与后掠翼的升阻比和巡航效率因子随马赫数变化曲线对比。具体数据可详见表3。

表3本发明前掠机翼和用于对比的后掠机翼气动特性及巡航效率因子对比(Ma＝0.78，Re＝2.0×10⁷)

其中，C_L代表升力系数，C_D代表阻力系数，C_L/C_D代表升阻比。

由图21、图22和表3可见，在马赫数为0.78的工作状态下，本发明前掠机翼与用于对比的后掠翼相比，升力系数保持0.5不变，阻力系数同比减小0.0047，升阻比提高8.6，巡航效率因子提高了32.8％，具体数据可详见表3。因此，通过计算表明，本发明解决了如何在保证一定巡航速度的情况下尽可能的保持较大的层流范围的问题，同时保持了无激波和仅有弱激波的超临界机翼特性，达到了显著提升巡航效率的目的。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。