一种应用于中程民机后掠机翼的自然层流超临界翼型的制作方法

本发明属于空气动力学技术领域，具体涉及一种应用于中程民机后掠机翼的自然层流超临界翼型。

背景技术：

现今国际社会对新型客机和运输机(以下简称民机)在节能减排方面的指标要求越来越高。如何在现有设计的基础上，进一步减小民机阻力，提高巡航效率，进而减小燃油消耗和二氧化碳排放，显得越来越重要。目前，通过采用自然层流超临界翼型实现减阻设计，是非常有潜力实现此目标的关键技术之一。

传统自然层流超临界翼型的设计思想是：利用弱激波形成足够顺压梯度区域，通过顺压梯度抑制二维ts波扰动，实现跨声速马赫数下维持层流所需的、有一定顺压梯度压力分布形态、无激波或弱激波的超临界翼型要求的压力分布要求。

在航空领域中，传统的自然层流超临界翼型包括：西北工业大学乔志德教授设计的npu-l72513翼型和npu-s73613翼型，以及韩忠华教授设计的lsc72613翼型和lsc74612翼型等。

然而，上述4个自然层流超临界翼型具有以下问题：其并非针对三维后掠机翼的应用而设计，只通过顺压梯度抑制二维ts波扰动，没有采用抑制横流cf不稳定性扰动的措施，因此，在应用到后掠机翼上时，容易因为三维横流cf波不稳定性扰动在机翼前缘诱发转捩，机翼表面难以维持大范围自然层流。

因此，开发一种适合应用于三维后掠机翼的自然层流超临界翼型，具有重要意义。

技术实现要素：

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种应用于中程民机后掠机翼的自然层流超临界翼型，用于解决传统自然层流超临界翼型在应用到后掠机翼上时，容易因为三维横流cf波不稳定性扰动在机翼前缘诱发转捩，机翼表面难以维持大范围自然层流的问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种应用于中程民机后掠机翼的自然层流超临界翼型，该自然层流超临界翼型在设计状态下具有以下的压力分布形态：在上表面前缘区域，即弦向范围为0％c～5％c的区域出现一个鼓包，鼓包的压力系数高度为0.05，鼓包面积占整个压力分布面积的0.3％，用于抑制三维横流cf波不稳定性扰动的发展；

在鼓包后到激波位置之间的区域内，即弦向范围为5％c～55％c的区域维持顺压梯度，用于抑制二维流向ts波不稳定性扰动的发展；其中，c为翼型弦长。

优选的，自然层流超临界翼型的上表面数据点坐标见表1；自然层流超临界翼型的下表面数据点坐标见表2；

表1翼型的上表面数据点

表2翼型的下表面数据点

其中，x/cup表示翼型的上表面横坐标；y/cup表示翼型的上表面纵坐标；x/clow表示翼型的下表面横坐标；y/clow表示翼型的下表面纵坐标。

本发明提供的一种应用于中程民机后掠机翼的自然层流超临界翼型具有以下优点：

本发明主要针对中程自然层流民机后掠机翼设计，可以同时抑制二维ts波扰动和三维横流cf波扰动的发展，避免翼型在配置到后掠机翼上时，边界层流动在前缘区域发生转捩，以使得后掠机翼表面仍然能维持较大范围的自然层流，从而减小全机阻力，提高巡航效率，减小燃油消耗和二氧化碳排放，提高新一代民机的经济性和环保性。

附图说明

图1是本发明自然层流超临界翼型的几何外形图；

图2是本发明自然层流超临界翼型的设计状态压力分布图；

图3是本发明自然层流超临界翼型和用于对比的传统自然层流超临界翼型的压力分布对比图；

图4是本发明翼型和用于对比的传统翼型配置出的后掠机翼展向站位9.5％处上表面横流不稳定性扰动放大积分因子对比图；

图5是本发明翼型和用于对比的传统翼型配置出的后掠机翼展向站位50.0％处上表面横流不稳定性扰动放大积分因子对比图；

图6是本发明翼型和用于对比的传统翼型配置出的后掠机翼的上表面转捩线对比图；

其中：

1为本发明自然层流超临界翼型压力分布；

2为用于对比的传统自然层流超临界翼型压力分布；

3为本发明自然层流超临界翼型配置出的后掠机翼展向站位9.5％处上表面横流不稳定性扰动放大积分因子包络线；

4为用于对比的传统自然层流超临界翼型配置出的后掠机翼展向站位9.5％处上表面横流不稳定性扰动放大积分因子包络线；

5为本发明自然层流超临界翼型配置出的后掠机翼展向站位50.0％处上表面横流不稳定性扰动放大积分因子包络线；

6为用于对比的传统自然层流超临界翼型配置出的后掠机翼展向站位50.0％处上表面横流不稳定性扰动放大积分因子包络线；

7为本发明自然层流超临界翼型配置出的后掠机翼上表面转捩线；

8为用于对比的传统自然层流超临界翼型配置出的后掠机翼上表面转捩线。

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。

在高亚声速状态巡航的民机一般都采用后掠机翼设计推迟激波产生。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。横流速度型的拐点会引起横流cf波不稳定性。与二维ts波相反，横流cf波不稳定性在顺压梯度区域被放大。现有自然层流超临界翼型并非针对三维后掠机翼的应用而设计，只通过顺压梯度抑制二维ts波抑制转捩，没有采用抑制三维横流cf波不稳定性扰动的措施。因此现有自然层流超临界翼型在应用到后掠机翼上时，三维横流cf波不稳定性扰动在前缘顺压梯度区迅速放大，往往直接在前缘区域引发横流转捩，难以继续维持其二维状态下所具有的大范围自然层流。

本发明设计的自然层流超临界翼型，主要针对中程自然层流民机后掠机翼设计，在抑制二维ts波扰动的基础上进行改进，从而能有效抑制三维横流cf不稳定性扰动的发展，避免后掠机翼边界层流动在前缘发生转捩。因此当本发明翼型配置到后掠机翼上时，仍然能维持较大范围的自然层流。

具体的，参见图1和图2，分别为自然层流超临界翼型的几何外形图和设计状态压力分布图。从图2中可见，在传统自然层流超临界翼型压力分布的基础上，本发明自然层流超临界翼型在设计状态下具有以下的压力分布形态：在上表面前缘区域，即弦向范围为0％c～5％c的区域出现一个鼓包，鼓包的压力系数高度为0.05，鼓包面积占整个压力分布面积的0.3％，用于抑制三维横流cf波不稳定性扰动的发展；其中，鼓包面积占整个压力分布面积的百分比数值过大，可能会过度干扰前缘区域流动，诱发ts波不稳定；此百分比数值过小，则无法起到有效抑制三维横流cf波不稳定性扰动的作用。因此，发明人经多次试验设计，得出最佳的百分比数值为0.3％。在鼓包后到激波位置之间的区域内，即弦向范围为5％c～55％c的区域维持顺压梯度，用于抑制二维流向ts波不稳定性扰动的发展；其中，c为翼型弦长。

本发明翼型在配置到后掠机翼上时，在弦向范围为50％c～70％c的位置出现翼型上表面转捩点，从而实现在设计条件下获得较大范围(50％以上)的层流。翼型几何外形见图1。

本发明自然层流超临界翼型的上表面数据点坐标见表1；自然层流超临界翼型的下表面数据点坐标见表2；

表1翼型的上表面数据点

表2翼型的下表面数据点

其中，x/cup表示翼型的上表面横坐标；y/cup表示翼型的上表面纵坐标；x/clow表示翼型的下表面横坐标；y/clow表示翼型的下表面纵坐标。

本发明自然层流超临界翼型的关键点是：在传统自然层流超临界翼型压力分布的基础上加以改进，在上表面前缘区域设计一个鼓包，抑制三维横流cf波不稳定性扰动的发展；而在鼓包后则是利用弱激波形成足够顺压梯度区域，抑制二维流向ts波扰动的发展。因此，本发明翼型达到同时抑制二维ts波扰动和三维横流cf波扰动发展的目的，实现中程高速民机自然层流超临界后掠机翼设计。本发明翼型在配置到后掠机翼上时，能够有效的同时抑制两种扰动诱发的转捩，维持50％以上的自然层流范围，并保持仅有弱激波的超临界特性，实现中程高速民机后掠机翼的自然层流超临界设计，从而实现层流减阻，提高中程民机的经济性和环保性，达到减小燃油消耗和二氧化碳排放的要求。

以下通过实验效果例，对本发明提供的应用于中程民机后掠机翼的自然层流超临界翼型的优点进行验证：

发明人使用计算流体力学(cfd)数值模拟方法，对本发明翼型配置的后掠机翼绕流进行数值模拟，并与常规自然层流超临界翼型配置机翼进行了对比。

示例机翼平面形状为翼展42.5米、前缘30°后掠、展弦比10.5、梢根比0.3的有限翼展后掠机翼；机翼截面配置本发明自然层流超临界翼型，翼梢扭转角-3°；计算状态为：雷诺数为2.5×10⁷，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。用于对比的传统机翼，除了配置传统的常规自然层流超临界翼型外，其机翼平面形状、翼梢扭转角、计算状态、湍流模型均与示例机翼相同。

图3为本发明自然层流超临界翼型和用于对比的传统自然层流超临界翼型压力分布对比，其中虚线代表用于对比的传统常规自然层流超临界翼型，实线代表本发明自然层流超临界翼型。从图2可发看出本发明主要创新点，即翼型压力分布在上表面前缘的鼓包。

图4和图5分别为机翼展向站位9.5％、50.0％处机翼上表面横流不稳定性扰动放大积分因子包络线对比，其中虚线代表用于对比的传统常规自然层流超临界翼型配置机翼，实线代表本发明自然层流超临界翼型配置机翼。从图4和图5中可以看到本发明翼型横流扰动发展规律，即：相同x/c站位处，横流不稳定性扰动放大积分因子包络线数值越高，表示横流越强，越容易发生转捩。可见本发明翼型三维横流cf波不稳定性较传统的常规自然层流超临界翼型大大降低，从而可以推迟转捩发生，获得更大的层流范围。

图6是本发明翼型和用于对比的传统翼型配置出的后掠机翼的上表面转捩线对比，其中虚线代表用于对比的传统常规自然层流超临界翼型配置机翼，实线代表本发明自然层流超临界翼型配置机翼。从图6中可以看出，传统翼型配置的后掠机翼的上表面在内段区域，由于横流不稳定性导致的转捩在前缘区域发生；而本发明翼型配置的后掠机翼的整个上表面区域，均能保持50％以上的层流范围，达到自然层流减阻的目的。

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。