一种采用前缘支撑翼的M形翼高亚声速飞行器气动布局的制作方法

本发明属于飞行器气动布局设计技术领域，具体涉及一种采用前缘支撑翼的m形翼高亚声速飞行器气动布局。在主翼前下方一定距离布置支撑翼以减小不利气动干扰，增加机翼强度进而增加展弦比，使飞机在高亚声速拥有较高升阻比的飞行器气动布局。

背景技术：

高亚声速喷气式旅客机已经成为了世界上的主要交通运输工具之一。2003年波音公司曾对世界航空运输增长率进行过预测，认为航空旅客运输年均增长率为5.1％，货运年均增长率为6.4％。如果能够在现有基础上提升高亚声速民用喷气式飞机的气动效率，获得的经济利益将是巨大的。然而现代民用飞机的气动设计往往不是处于气动设计的最优点，而是处于气动设计和结构强度的平衡点。普通的机翼一般是悬臂梁形式，即整段机翼直接在机翼根部与机身固连。这种结构布置方式受材料强度和刚度所限，机翼的最大展弦比不能过高，否则会使机翼受气动载荷影响产生较大的动态弹性变形，即气动弹性问题。这种现象影响飞行品质甚至使机翼折断。为了增加结构强度，其机翼厚度通常较厚，增加了高亚声速激波阻力，增加了结构重量，飞行器结构效率大大降低。

支撑翼布局是一种在主机翼中段用一根支撑翼连接到机身某处的机翼布局。支撑翼的连接有效增强了机翼的结构强度，改善了机翼的气动弹性特征。1996年至2001年，弗吉尼亚理工大学在nasa的资助下，采用多学科优化方法对跨声速支撑翼布局飞行器进行了广泛、系统的可行性研究。结果表明，支撑翼布局允许机翼在不增大重量和厚度的前提下进一步增大展长，减小诱导阻力。支撑翼布局合理的结构布置方式使机翼厚度相对传统机翼更小，可以有效减小跨声速激波阻力。对于能装载325位旅客，巡航ma＝0.85下飞行航程13890km的典型飞行剖面，支撑翼布局飞行器可比常规飞行器起飞总重量轻9.2％～17.4％，燃油消耗少16.2％～19.3％，发动机体积减小21.5％～31.6％，成本降低3.8％～7.2％。随着航程的增大，更低成本优点将更加凸显，因此认为该布局适合应用于长航程运输机。

然而新问题随之出现，支撑翼也会产生气动升力和阻力，它对气流的干扰也会对主机翼的升阻特性造成影响。现有支撑翼布局方案一般如图8所示，支撑翼和主翼从俯视图方向看去重叠较大，两翼之间出现强不利的干扰，上下翼面之间的空气形成了局部二维喷管流动，在面积最小处气流容易形成强激波，降低了飞机升力，增加了阻力、噪音，使飞行器升阻比大大下降。这种正下方支撑的支撑翼布局形式具有较大的缺陷。

因此，探索一种合理的、高效的支撑翼布局对于提高高亚声速飞行器气动效率是十分重要的。

技术实现要素：

本发明从气动设计角度出发，提出了一种采用前缘支撑翼的m形翼高亚声速飞行器气动布局。该布局通过合理设计前缘支撑翼和主翼的相对位置及主翼的后掠布置形式，能够提升布局整体的升阻比，获得较好的气动性能；同时实现了增强机翼刚度、加大机翼展弦比的目的，支撑翼的设计提高了飞行器结构效率；本发明布局为高亚声速民用运输机及旅客机提供了一种结构效率和气动效率均十分优秀的解决方案。

本发明布局采取了传统柱形机身。主翼采用了较大的展弦比，且采用上单翼布局。主翼分为内外两段，主翼内段前掠，主翼外段以大于主翼内段的前掠角度后掠，因此从俯视图方向看主翼呈现m形。所述主翼的前掠和后掠角度可以起到提高临界马赫数的作用，降低高声速、跨声速时的飞行阻力。前/后掠角的具体大小由飞行器巡航马赫数决定，巡航马赫数越大，前/后掠角越大，一般选取的前掠角和后掠角范围均不超过45°。后掠翼机翼的气动弹性性能优于前掠翼，但是其翼梢气流先分离，使副翼效率丧失，使最大升力系数降低。而前掠翼是翼根气流先分离，保证了飞机的可用升力。前掠翼还可以降低飞机的诱导阻力，提高飞机升力线斜率。前掠翼的缺点是机翼会出现气动弹性发散问题。本发明飞行器布局支撑翼的连接避免了前掠翼的气动弹性问题，主翼外段后掠，充分结合了前后掠翼两者在气动、结构领域的优势并避免了劣势。

支撑翼具有上反角，一端与机身腹部连接构成下单翼布局，另一端与主翼内外段结合处连接。以上连接方式对支撑翼上反角进行了约束，其具体数值将由机身上下高度、支撑翼的展长共同决定。支撑翼也具有后掠角，其后掠角度大于设计规定的主翼内段前掠角度。从俯视图方向看去支撑翼和主翼的重叠区域较少，仅在支撑翼和机翼前缘连接处有较少重叠。

本发明的优点在于：

本发明提出了一种解决机翼刚度不足问题的结构布局及气动布局方案。该方案能够显著降低机翼的结构重量，使飞行器的有效载荷和运输效率提升。从气动的角度看，该布局可以在同等的材料水平下获得比常规布局更大的展弦比。采用支撑翼布局的飞行器翼展明显大于现有民用飞机。除此之外，通过对前缘支撑翼位置的合理布置，可以使机翼的升阻特性处于较好的位置，接近无支撑翼气动影响的气动效率水平。

附图说明

图1a、图1b、图1c，图1d分别为采用前缘支撑翼的m形翼飞行器布局轴测图、俯视图、侧视图、前视图；

图2为支撑翼与主机翼相对位置剖面示意图。

图3为支撑翼与主机翼相对转角剖面示意图。

图4为本发明支撑翼布局与传统民用飞机(md-80)重叠对比俯视图。

图5为实施例1中同展长下无支撑翼与有支撑翼的整体升阻比随支撑翼与主翼水平距离(s)的变化曲线。

图6为实施例2中不同水平距离的支撑翼整体升阻比随支撑翼与主翼的垂直高度(g)的变化曲线。

图7为实施例3中不同水平距离的支撑翼整体升阻比随支撑翼与主翼的机翼安装角(d)的差值的变化曲线。

图8为传统支撑翼布局的仰视图、俯视图和主视图。

图中：

1.机身；2.主翼内段；3.主翼外段；4.支撑翼；5.发动机；6.垂直尾翼；7.水平尾翼。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行进一步说明。

本发明提供的前缘支撑翼m形翼高亚声速飞行器布局，结合图1a、图1b、图1c和图1d，主要包含传统布局的机身1、主翼、支撑翼4、垂直尾翼6和水平尾翼7，所述的主翼分为小角度前掠的主翼内段2和小角度后掠的主翼外段3两段，其中，后掠角度大于前掠角度。所述支撑翼4连接于主翼内段2和外段3的交界处。所述的支撑翼4、主翼内段2和主翼外段3的剖面均为翼型，其各自的翼型可根据需要单独确定或设计。该布局中，主翼内段2和主翼外段3为上单翼，支撑翼4为下单翼。这种布置方式可以避免对机身1容积和结构产生不利影响。所述支撑翼4连接于主翼内段2的前缘，而不是传统的连接于主翼弦长中部。

本发明的支撑翼具有上反角，一端与机身腹部连接构成下单翼布局，另一端与主翼内外段结合处连接。支撑翼也具有后掠角，其后掠角度大于设计规定的主翼内段前掠角度。如图4所示，从俯视图方向看去支撑翼和主翼的重叠区域较少，仅在支撑翼和机翼前缘连接处有较少重叠，并且主翼在俯视图方向呈现m形布局。

数值计算结果表明，在高亚声速条件下，当支撑翼4在主翼内段2和主翼外段3的前方，且从机翼展向的剖面看，支撑翼4前缘与主翼内段2前缘水平距离大于等于主翼内段2的1.0倍弦长左右时，双翼(支撑翼和主翼)之间不利气动干扰弱，升阻比接近于无干扰时的升阻比。在这个水平距离下机翼整体布局的结构强度也较好，气动效率和结构效率均达到了较好的水平。如果在此基础上进一步增加机翼展向剖面中支撑翼4与主翼内段2的前缘水平距离，那么升阻比将更加趋近于无干扰时的升阻比。由于支撑翼布局的水平距离从支撑翼根部到梢部是由一个特定值逐渐变为0的，应增加水平距离大于等于主翼内段2的1.0倍弦长的部分的所占比例，尽量减小两翼相交部分(即水平距离小于主翼内段2的1.0倍弦长的部分)所占比例。试验结果显示，在高亚声速环境下，如果将支撑翼4在机身1上的支撑点或连接点布置在主翼内段2的后部，形成后缘支撑布局，那么支撑翼4的前缘与主翼内段2前缘的距离要达到五倍主翼内段2弦长才能达到前缘支撑翼的效果，此时结构利用率和结构强度不如前缘支撑翼布局。

如图1b所示，本发明提供的布局中支撑翼4在机身1上的连接位置位于主翼内段2来流前方。对于大展弦比机翼，气流流动可以看成是二维流动。因此从二维剖面的角度看，支撑翼4与主翼内段2的相对位置控制参数可以确定为两个，即水平距离s和垂直距离g。如图2所示，定义水平距离s为沿机翼展向的剖面内两者翼型前缘的水平方向距离，垂直距离g为沿机翼展向的剖面内两者翼型前缘的垂直方向距离。不同的剖面内水平距离s也随之不同。除去支撑翼4与主翼内段2的少数连接区域以外，超过80％主翼内段展向长度的部分主翼-支撑翼沿展向剖面的水平距离s应大于等于1.0倍主翼内段2弦长。垂直距离g由机身1高度决定，在水平距离s大于1.0倍主翼内段2弦长的情况下垂直距离g对升阻特性影响十分微弱。因此，在此几何关系基础上可以保持较好的气动性能。

所述的采用前缘支撑翼的m形翼飞行器气动布局，结合图3，支撑翼4可设计为与主翼有不同的安装角，图3中d为支撑翼安装角与主翼内段安装角的差值，简称为翼差角。其目的在于使支撑翼4在飞行状态下有不同于主翼内段2和主翼外段3的攻角。该布局在选用合适的翼差角d时，能够提升飞行器整体的气动性能。对于不同的翼型，不同的支撑翼布置参数而言，翼差角d的最优解都是不同的，应根据实际情况具体设计。

实施例1：主翼和支撑翼的翼型为rae2822，来流马赫数取0.75，基于主翼弦长雷诺数1.66×10⁷。前缘支撑翼模型中的主翼截面与支撑翼截面的垂直距离(g)分别为0.2倍、0.65倍、1.0倍主翼弦长。升阻比曲线图5所示，无支撑翼即单机翼的升阻比曲线与本发明提供的支撑翼的升阻比曲线相比，支撑翼和主翼内段的水平距离为1.0倍主翼内段弦长时，支撑翼布局的升阻比已经明显接近单机翼，低于1.0倍主翼内段弦长则升阻比明显下降。

实施例2：主翼和支撑翼的翼型为rae2822，来流马赫数取0.75，基于主翼弦长雷诺数1.66×10⁷。升阻比曲线随垂直距离(g)的变化如图6所示，虚线为1.5倍主翼内段弦长水平距离(s)的前缘支撑翼布局，实线为0.8倍主翼内段弦长水平距离(s)的后缘支撑翼布局。前缘支撑翼的弦长是主翼内段弦长的10％，后缘支撑翼弦长是主翼内段弦长的30％。由图6可看出，前缘支撑翼在1.5倍水平距离的情况下，垂直距离(g)对前缘支撑翼的升阻比影响不大。而后缘支撑翼布局不仅随垂直距离的变化而变化，其升阻比也不如前缘支撑布局。

实施例3：主翼和支撑翼的翼型为rae2822，来流马赫数取0.75，基于主翼弦长雷诺数1.66×10⁷。升阻比曲线随翼差角(decalage)的变化如图7所示，虚线为1.5倍主翼弦长水平距离(s)的前缘支撑翼布局，实线为0.8倍主翼弦长水平距离(s)的后缘支撑翼布局。前缘支撑翼的弦长是主翼弦长的10％，垂直距离(g)为0.3倍主翼弦长，在主翼下方；后缘支撑翼弦长是主翼的30％，垂直距离(g)为0.2倍主翼弦长，在主翼下方。由图7可看出，前缘支撑翼在1.5倍水平距离的情况下，升阻比随翼差角的变化有明显的变化。对于特定情况的实际应用，应结合所选择的翼型，弦长，水平垂直距离综合考虑并计算，以确定合适的支撑翼的安装角。

综上所述，本发明在加强大展弦比机翼刚度的同时，能够使飞行器整体在高亚声速获得较优的气动性能。本发明为具有大展弦比机翼的高亚声速飞行器气动布局提供了一种性能优秀的技术方案。上述实施例中，飞行器布局中超过80％主翼内段展向部分主翼内段前缘与支撑翼前缘的水平距离大于1.0倍主翼内段弦长，翼差角d为0°，主翼内段前掠10°，主翼外段后掠15°，支撑翼后掠15°。试验结果说明，垂直距离对飞行器影响较小，应根据飞机其他部分的结构要求决定。以上只是针对实施例个例进行研究。对于其他设计条件，应进行具体分析再确定支撑翼设计参数，但总体服从前后水平距离大于1.0倍主翼弦长的设计规律。

由技术常识可知，本发明可以通过其他的不脱离其理论实质或必要特征的实施方案来实现。因此，上述的所有实施方案都只是举例说明，并不是仅有的。本发明中各组件的尺寸、截面形状以及相对位置根据设计需求确定，并适用于任何尺寸的飞行器的气动布局设计，所有在本发明权利要求的保护范围内或等同于本发明的保护范围内的改变均被本发明包含。