本发明属于飞行器气动设计技术领域，涉及一种兼顾亚音速及超音速气动性能的可变机翼前缘，具体涉及一种采用可变几何外形的机翼前缘以提高飞行器对亚音速和超音速飞行条件的适应能力，兼顾不同飞行条件气动效率的设计。
背景技术
为了降低飞行时产生的音爆对人们生活的影响，飞行器被明文规定不得在人类聚居区上空进行超音速飞行，因此考虑到亚欧航线及机场附近多为人类聚居区的陆地，具有超音速飞行能力的飞行器在此类区域内只能进行亚音速飞行。飞行器超音速飞行的能力大多是机翼采用尖锐机翼前缘体现的，这种采用尖锐机翼前缘机翼的机翼前缘半径可以看做无穷小。在飞行器以亚音速状态飞行时，位于尖锐机翼前缘表面流动驻点上方的气流必定要向上运动绕过尖锐机翼前缘，机翼前缘半径无穷小的尖锐机翼前缘会导致气流与尖锐机翼前缘的表面发生分离，产生前缘分离气泡，且前缘分离气泡会在极小的迎角下产生，因此具有此类尖锐机翼前缘飞行器的亚音速的升阻比也相当的低，导致飞行器在进行亚音速飞行时的气动效率下降，升阻比仅能达到使用钝头机翼前缘的机翼的几分之一，飞行器飞行的耗油量大大增加，不利于降低飞行器的使用成本。
因此，探索一种能够有效兼顾亚音速和超音速气动效率的机翼前缘对于降低进行超音速飞行的飞行器使用成本是非常有意义的。
技术实现要素：
飞行器在进行超音速飞行时使用尖锐机翼前缘可以降低飞行时产生的激波阻力，提高升阻比；而在进行亚音速飞行时使用钝头机翼前缘更有利于提高升阻比。本发明从气动设计角度出发，提出一种兼顾亚音速及超音速气动性能的可变机翼前缘。通过在机翼前缘的上下两侧安装两块可动前缘挡板的方式使机翼前缘能够转换为尖锐机翼前缘，有效兼顾了飞行器在进行超音速飞行和亚音速飞行时的气动效率。
所述可变机翼前缘由在机翼前缘的上下两侧分别安装一块可动前缘挡板形成，两块所述可动前缘挡板分别通过各自的连接杆与所述机翼前缘连接；飞行器在进行超音速飞行时，两块所述可动前缘挡板的后缘与所述机翼前缘的上下两侧表面分别紧密贴合，两块所述可动前缘挡板的前缘相互接触形成尖锐几何外形的尖锐机翼前缘；飞行器在进行亚音速飞行时，两块所述可动前缘挡板在所述连接杆向外推出作用下分别向前平移并旋转，使所述机翼前缘裸露，两块所述可动前缘挡板经向前平移并旋转后与所述机翼前缘之间形成开缝结构，所述开缝结构使飞行器在进行亚音速飞行时流经所述钝头机翼前缘表面的气流得到引流加速，提高飞行器亚音速飞行时的升阻比。
本发明的优点在于：
本发明提出一种兼顾亚音速及超音速气动性能的可变机翼前缘，在飞行器飞行过程中能够根据不同环境利用两块可动前缘挡板合理改变机翼前缘的形状。在进行超音速飞行时形成尖锐机翼前缘降低波阻，在进行亚音速飞行时利用机翼前缘加开缝结构，避免了尖锐机翼前缘亚音速飞行产生的前缘分离气泡，使飞行器能够分别在超音速和亚音速的飞行状态下获得较高的升阻比，有利于降低使用成本。
附图说明
图1为本发明具有可变机翼前缘的机翼在超音速飞行状态下的侧视图；
图2为本发明具有可变机翼前缘的机翼在亚音速飞行状态下的侧视图；
图3为本发明具有可变机翼前缘的机翼整体俯视图；
图4为本发明具有可变机翼前缘的机翼侧面剖视图；
图5为传统采用尖锐机翼前缘在亚音速飞行状态下的气流流线示意图；
图6为采用本发明可变机翼前缘进行亚音速飞行的气流流线示意图；
图7为采用传统的钝头机翼前缘在超音速飞行状态下的压强分布示意图；
图8为采用本发明可变机翼前缘进行超音速飞行的压强分布示意图；
图中：
1、机翼；2、钝头机翼前缘；3、可动前缘挡板；
4、连接杆；5、尖锐机翼前缘；6、前缘分离气泡。
具体实施方式
下面结合附图对本发明进行进一步说明。
本发明提供一种兼顾亚音速及超音速气动性能的可变机翼前缘，结合图1、图2、图3和图4所示，通过采用在机翼前缘的机翼1的上下两侧安装两块可动前缘挡板3的方式，使机翼1前缘在机翼前缘和尖锐机翼前缘5之间进行转换，形成可变机翼前缘。将适用于超音速飞行的尖锐机翼前缘5与适用于亚音速飞行的机翼前缘结合为一体，有效兼顾了飞行器在进行超音速飞行和亚音速飞行时的气动效率。
所述飞行器的机翼1采用机翼前缘，所述机翼前缘为钝头机翼前缘2，在所述钝头机翼前缘2的上下两侧分别安装一块可动前缘挡板3，两块所述可动前缘挡板3通过连接杆4与机翼1连接固定。所述连接杆4的一端与所述可动前缘挡板3内侧连接，另一端与钝头机翼前缘2内部滑动连接，连接杆4相对于机翼1的伸缩滑动和转动，实现可动前缘挡板3的平移和旋转。
当飞行器在进行超音速飞行时，所述连接杆4收回，两块所述可动前缘挡板3的后缘分别与所述钝头机翼前缘2的上下两侧表面紧密贴合，两块所述可动前缘挡板3的前缘相互接触形成尖锐机翼前缘5。飞行器在进行亚音速飞行时，所述连接杆4向外推出，带动两块所述可动前缘挡板3向前平移并旋转，使所述钝头机翼前缘2裸露，两块所述可动前缘挡板3经向前平移并旋转后与所述钝头机翼前缘2之间形成类似前缘缝翼的开缝结构。所述的开缝结构使飞行器在进行亚音速飞行时，流经所述钝头机翼前缘2表面的气流得到引流加速，提高飞行器亚音速飞行时的升阻比。
所述可动前缘挡板3在沿翼型平面的剖面中的外侧轮廓线决定所述机翼1在飞行器进行超音速飞行时的气动外形，当两块所述可动前缘挡板3与所述钝头机翼前缘2的上下两侧表面紧密贴合时，两个可动前缘挡板3在沿翼型平面的剖面中的外侧轮廓线，保证所述机翼1的机翼前缘形成尖锐几何外形的尖锐机翼前缘5，所述尖锐几何外形为尖角形，所述尖角形的尖角角度满足所述飞行器在进行超音速飞行时，气流绕过所述尖锐机翼前缘5形成的头部激波为附体状态，两块所述可动前缘挡板3的外侧轮廓线分别与机翼1的外侧轮廓线在上下两侧表面紧密贴合处保持相切或保持曲率连续。由于机翼1普遍使用上下不对称的翼型，所以其前缘上部分和下部分的曲率也不相同，两片可动前缘挡板3应根据各自的位置进行设计，不需要设计成完全一致的形状和结构。
两块所述可动前缘挡板3的内侧轮廓线由可动前缘挡板3的结构强度大小以及可动前缘挡板3与机翼1之间的空间大小所决定，两块可动前缘挡板3与机翼1之间互不干涉，同时对两块可动前缘挡板3的内侧轮廓线分别进行光顺处理保证表面曲率的连续性，避免两块所述可动前缘挡板3的内侧表面在亚音速阶段出现折线导致气流额外的流动分离。
飞行器在进行亚音速飞行时，两块所述可动前缘挡板3在所述连接杆4向外推出作用下分别向前平移并旋转，使钝头机翼前缘2裸露，位于机翼前缘上下两侧表面沿翼展方向的不同位置上分别布置有至少两个连接杆4，位于上侧表面的连接杆4与上方的可动前缘挡板3连接，位于下侧表面的连接杆4与下方的可动前缘挡板3连接，两块所述可动前缘挡板3在所述连接杆4向外推出作用下分别向前平移并旋转后与所述钝头机翼前缘2之间形成类似前缘缝翼的开缝结构，所述可变机翼前缘形成的开缝结构使飞行器在进行亚音速飞行时流经所述钝头机翼前缘2表面的气流得到引流加速，提高飞行器亚音速飞行时的升阻比。
飞行器在进行超音速飞行时，位于机翼1上下两侧机翼前缘部分的钝头机翼前缘2被两块可动前缘挡板3覆盖后形成尖锐机翼前缘5，两块可动前缘挡板3的长度分别与机翼1的翼展长度相等，如若出于飞行器本身特殊的结构布置需求和气动细节需求考虑，也可以采用略小于翼展的长度。连接杆4完全位于两块可动前缘挡板3内侧，如图3所示，箭头方向表示空气来流方向。所述两块可动前缘挡板3的外形较薄且两端较为尖锐，具体应用中，在亚音速阶段，开缝后的安装角度不当会导致可动前缘挡板3表面产生额外的流动分离。因此设计亚音速状态可动前缘挡板3的位置时应遵循消除可动前缘挡板3造成的前缘分离这一原则，若无法通过调整安装角度消除所述前缘分离气泡6，应控制可动前缘挡板3的安装角度将所述前缘分离气泡6减小至最小，以此为设计依据对可动前缘挡板3的安装位置进行迭代确定。
实施例1：当来流马赫数0.3，流动雷诺数6.5×106，来流攻角6°时，对飞行器的机翼前缘进行计算验证。由技术常识可知，翼型是机翼在翼展方向上平行于飞机对称面的各个平面内机翼的截面，对翼型进行流动分析等同于对机翼在某个剖面内的流动进行分析。图5为传统采用尖锐机翼前缘在亚音速飞行状态下的气流流线示意图，尖锐机翼前缘5表面产生前缘分离气泡6，在飞行器进行亚音速飞行时升阻比低，使用传统的尖锐机翼前缘5在本实施例提供的条件下飞行状态的升力系数为0.77124，阻力系数为0.022767，升阻比仅有33.8；如图6所示，为采用本发明可变机翼前缘进行亚音速飞行的气流流线示意图，可动前缘挡板3处于伸出状态，可动前缘挡板3的安装位置和角度以本发明提供的方法进行了设计，即让可动前缘档板3表面的前缘分离气泡6被消除并在确保可动前缘挡板3不出现前缘分离气泡6的前提下使可动前缘挡板3与机翼1表面的距离最小。通过设计得知位于下方的可动前缘挡板的前缘尖点距离钝头机翼前缘点长度为0.049倍主翼弦长，与机翼弦线夹角为29°，位于上方的可动前缘挡板的前缘尖点距离钝头机翼前缘点的长度为0.070倍主翼弦长，与机翼弦线夹角为33°，计算结果显示使用本发明可变机翼前缘的机翼升力系数为0.85875，阻力系数为0.011249，升阻比高达76.3，同时机翼前缘表面的前缘分离气泡6被消除，气流变为附着状态。通过对比可知，相同条件下，在飞行器进行亚音速飞行时，使用本发明可变机翼前缘的机翼升阻比是使用传统尖锐机翼前缘的机翼升阻比的2.3倍，这表明本发明的可变机翼前缘设计是有效的。根据现有技术可知，传统钝头机翼前缘的机翼在此飞行环境下进行亚音速飞行时的升阻比在80左右，使用本发明可变机翼前缘的机翼在此状态下进行亚音速飞行的升阻比已经十分接近传统的使用钝头机翼前缘的机翼在此状态下进行亚音速飞行的升阻比。
实施例2：当来流马赫数2.2，流动雷诺数3.2×107，来流攻角2°时，对飞行器的机翼前缘进行计算验证。如图7所示为传统采用钝头机翼前缘在超音速飞行状态下的压强分布示意图，机翼前缘前方明显的压强分界线即为激波，激波呈现出弓形的形状，带来了较大的激波阻力，在此状态下，使用钝头机翼前缘的机翼在飞行器超音速飞行时的升力系数为0.13917，阻力系数为0.17941，升阻比为0.78；图8为采用本发明可变机翼前缘进行超音速飞行的压强分布示意图，将采用可变机翼前缘设计的机翼的可动前缘挡板3收回使其紧密贴合在机翼前缘的表面，上下2块可动前缘挡板3之间形成45度尖角，激波形状为与物体表面接触的楔形，激波变为斜激波，激波阻力减小，在此状态下，使用可变机翼前缘的机翼在飞行器超音速飞行时的升力系数为0.21949，阻力系数为0.077297，升阻比为2.84，是使用传统钝头机翼前缘的机翼升阻比的3.6倍。因此，本发明提供的兼顾亚音速及超音速气动性能的可变机翼前缘，能够通过变换形状，有效地增强飞行器对亚音速和超音速两种飞行速度的适应能力。
综上所述，本发明提出一种兼顾亚音速及超音速气动性能的可变机翼前缘，在飞行器飞行过程中能够根据不同环境利用两块可动前缘挡板合理改变机翼前缘的形状，在进行超音速飞行时形成尖锐机翼前缘降低波阻，在进行亚音速飞行时形成钝头机翼前缘，避免了尖锐机翼前缘亚音速飞行产生的前缘分离气泡，使飞行器能够分别在超音速和亚音速的飞行状态下获得较高的升阻比，有利于降低使用成本。
以上只是针对实施例个例进行研究，对于其他设计条件及其他飞行器的翼型，应进行具体分析再依据设计方法确定可动前缘挡板的安装位置和旋转角度，总体服从尽可能使可动前缘挡板产生的前缘分离气泡消失或最小的设计规律。
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，上述提到的具体方案只是举例说明，并不是仅有的。本发明的设计方法适用于任何尺寸的具有超音速飞行能力的飞行器的机翼前缘的设计，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。