本發(fā)明屬于飛行器氣動布局設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種采用前緣支撐翼的m形翼高亞聲速飛行器氣動布局。在主翼前下方一定距離布置支撐翼以減小不利氣動干擾，增加機翼強度進而增加展弦比，使飛機在高亞聲速擁有較高升阻比的飛行器氣動布局。

背景技術(shù)：

高亞聲速噴氣式旅客機已經(jīng)成為了世界上的主要交通運輸工具之一。2003年波音公司曾對世界航空運輸增長率進行過預(yù)測，認為航空旅客運輸年均增長率為5.1％，貨運年均增長率為6.4％。如果能夠在現(xiàn)有基礎(chǔ)上提升高亞聲速民用噴氣式飛機的氣動效率，獲得的經(jīng)濟利益將是巨大的。然而現(xiàn)代民用飛機的氣動設(shè)計往往不是處于氣動設(shè)計的最優(yōu)點，而是處于氣動設(shè)計和結(jié)構(gòu)強度的平衡點。普通的機翼一般是懸臂梁形式，即整段機翼直接在機翼根部與機身固連。這種結(jié)構(gòu)布置方式受材料強度和剛度所限，機翼的最大展弦比不能過高，否則會使機翼受氣動載荷影響產(chǎn)生較大的動態(tài)彈性變形，即氣動彈性問題。這種現(xiàn)象影響飛行品質(zhì)甚至使機翼折斷。為了增加結(jié)構(gòu)強度，其機翼厚度通常較厚，增加了高亞聲速激波阻力，增加了結(jié)構(gòu)重量，飛行器結(jié)構(gòu)效率大大降低。

支撐翼布局是一種在主機翼中段用一根支撐翼連接到機身某處的機翼布局。支撐翼的連接有效增強了機翼的結(jié)構(gòu)強度，改善了機翼的氣動彈性特征。1996年至2001年，弗吉尼亞理工大學(xué)在nasa的資助下，采用多學(xué)科優(yōu)化方法對跨聲速支撐翼布局飛行器進行了廣泛、系統(tǒng)的可行性研究。結(jié)果表明，支撐翼布局允許機翼在不增大重量和厚度的前提下進一步增大展長，減小誘導(dǎo)阻力。支撐翼布局合理的結(jié)構(gòu)布置方式使機翼厚度相對傳統(tǒng)機翼更小，可以有效減小跨聲速激波阻力。對于能裝載325位旅客，巡航ma＝0.85下飛行航程13890km的典型飛行剖面，支撐翼布局飛行器可比常規(guī)飛行器起飛總重量輕9.2％～17.4％，燃油消耗少16.2％～19.3％，發(fā)動機體積減小21.5％～31.6％，成本降低3.8％～7.2％。隨著航程的增大，更低成本優(yōu)點將更加凸顯，因此認為該布局適合應(yīng)用于長航程運輸機。

然而新問題隨之出現(xiàn)，支撐翼也會產(chǎn)生氣動升力和阻力，它對氣流的干擾也會對主機翼的升阻特性造成影響。現(xiàn)有支撐翼布局方案一般如圖8所示，支撐翼和主翼從俯視圖方向看去重疊較大，兩翼之間出現(xiàn)強不利的干擾，上下翼面之間的空氣形成了局部二維噴管流動，在面積最小處氣流容易形成強激波，降低了飛機升力，增加了阻力、噪音，使飛行器升阻比大大下降。這種正下方支撐的支撐翼布局形式具有較大的缺陷。

因此，探索一種合理的、高效的支撐翼布局對于提高高亞聲速飛行器氣動效率是十分重要的。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明從氣動設(shè)計角度出發(fā)，提出了一種采用前緣支撐翼的m形翼高亞聲速飛行器氣動布局。該布局通過合理設(shè)計前緣支撐翼和主翼的相對位置及主翼的后掠布置形式，能夠提升布局整體的升阻比，獲得較好的氣動性能；同時實現(xiàn)了增強機翼剛度、加大機翼展弦比的目的，支撐翼的設(shè)計提高了飛行器結(jié)構(gòu)效率；本發(fā)明布局為高亞聲速民用運輸機及旅客機提供了一種結(jié)構(gòu)效率和氣動效率均十分優(yōu)秀的解決方案。

本發(fā)明布局采取了傳統(tǒng)柱形機身。主翼采用了較大的展弦比，且采用上單翼布局。主翼分為內(nèi)外兩段，主翼內(nèi)段前掠，主翼外段以大于主翼內(nèi)段的前掠角度后掠，因此從俯視圖方向看主翼呈現(xiàn)m形。所述主翼的前掠和后掠角度可以起到提高臨界馬赫數(shù)的作用，降低高聲速、跨聲速時的飛行阻力。前/后掠角的具體大小由飛行器巡航馬赫數(shù)決定，巡航馬赫數(shù)越大，前/后掠角越大，一般選取的前掠角和后掠角范圍均不超過45°。后掠翼機翼的氣動彈性性能優(yōu)于前掠翼，但是其翼梢氣流先分離，使副翼效率喪失，使最大升力系數(shù)降低。而前掠翼是翼根氣流先分離，保證了飛機的可用升力。前掠翼還可以降低飛機的誘導(dǎo)阻力，提高飛機升力線斜率。前掠翼的缺點是機翼會出現(xiàn)氣動彈性發(fā)散問題。本發(fā)明飛行器布局支撐翼的連接避免了前掠翼的氣動彈性問題，主翼外段后掠，充分結(jié)合了前后掠翼兩者在氣動、結(jié)構(gòu)領(lǐng)域的優(yōu)勢并避免了劣勢。

支撐翼具有上反角，一端與機身腹部連接構(gòu)成下單翼布局，另一端與主翼內(nèi)外段結(jié)合處連接。以上連接方式對支撐翼上反角進行了約束，其具體數(shù)值將由機身上下高度、支撐翼的展長共同決定。支撐翼也具有后掠角，其后掠角度大于設(shè)計規(guī)定的主翼內(nèi)段前掠角度。從俯視圖方向看去支撐翼和主翼的重疊區(qū)域較少，僅在支撐翼和機翼前緣連接處有較少重疊。

本發(fā)明的優(yōu)點在于：

本發(fā)明提出了一種解決機翼剛度不足問題的結(jié)構(gòu)布局及氣動布局方案。該方案能夠顯著降低機翼的結(jié)構(gòu)重量，使飛行器的有效載荷和運輸效率提升。從氣動的角度看，該布局可以在同等的材料水平下獲得比常規(guī)布局更大的展弦比。采用支撐翼布局的飛行器翼展明顯大于現(xiàn)有民用飛機。除此之外，通過對前緣支撐翼位置的合理布置，可以使機翼的升阻特性處于較好的位置，接近無支撐翼氣動影響的氣動效率水平。

附圖說明

圖1a、圖1b、圖1c，圖1d分別為采用前緣支撐翼的m形翼飛行器布局軸測圖、俯視圖、側(cè)視圖、前視圖；

圖2為支撐翼與主機翼相對位置剖面示意圖。

圖3為支撐翼與主機翼相對轉(zhuǎn)角剖面示意圖。

圖4為本發(fā)明支撐翼布局與傳統(tǒng)民用飛機(md-80)重疊對比俯視圖。

圖5為實施例1中同展長下無支撐翼與有支撐翼的整體升阻比隨支撐翼與主翼水平距離(s)的變化曲線。

圖6為實施例2中不同水平距離的支撐翼整體升阻比隨支撐翼與主翼的垂直高度(g)的變化曲線。

圖7為實施例3中不同水平距離的支撐翼整體升阻比隨支撐翼與主翼的機翼安裝角(d)的差值的變化曲線。

圖8為傳統(tǒng)支撐翼布局的仰視圖、俯視圖和主視圖。

圖中：

1.機身；2.主翼內(nèi)段；3.主翼外段；4.支撐翼；5.發(fā)動機；6.垂直尾翼；7.水平尾翼。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明進行進一步說明。

本發(fā)明提供的前緣支撐翼m形翼高亞聲速飛行器布局，結(jié)合圖1a、圖1b、圖1c和圖1d，主要包含傳統(tǒng)布局的機身1、主翼、支撐翼4、垂直尾翼6和水平尾翼7，所述的主翼分為小角度前掠的主翼內(nèi)段2和小角度后掠的主翼外段3兩段，其中，后掠角度大于前掠角度。所述支撐翼4連接于主翼內(nèi)段2和外段3的交界處。所述的支撐翼4、主翼內(nèi)段2和主翼外段3的剖面均為翼型，其各自的翼型可根據(jù)需要單獨確定或設(shè)計。該布局中，主翼內(nèi)段2和主翼外段3為上單翼，支撐翼4為下單翼。這種布置方式可以避免對機身1容積和結(jié)構(gòu)產(chǎn)生不利影響。所述支撐翼4連接于主翼內(nèi)段2的前緣，而不是傳統(tǒng)的連接于主翼弦長中部。

本發(fā)明的支撐翼具有上反角，一端與機身腹部連接構(gòu)成下單翼布局，另一端與主翼內(nèi)外段結(jié)合處連接。支撐翼也具有后掠角，其后掠角度大于設(shè)計規(guī)定的主翼內(nèi)段前掠角度。如圖4所示，從俯視圖方向看去支撐翼和主翼的重疊區(qū)域較少，僅在支撐翼和機翼前緣連接處有較少重疊，并且主翼在俯視圖方向呈現(xiàn)m形布局。

數(shù)值計算結(jié)果表明，在高亞聲速條件下，當(dāng)支撐翼4在主翼內(nèi)段2和主翼外段3的前方，且從機翼展向的剖面看，支撐翼4前緣與主翼內(nèi)段2前緣水平距離大于等于主翼內(nèi)段2的1.0倍弦長左右時，雙翼(支撐翼和主翼)之間不利氣動干擾弱，升阻比接近于無干擾時的升阻比。在這個水平距離下機翼整體布局的結(jié)構(gòu)強度也較好，氣動效率和結(jié)構(gòu)效率均達到了較好的水平。如果在此基礎(chǔ)上進一步增加機翼展向剖面中支撐翼4與主翼內(nèi)段2的前緣水平距離，那么升阻比將更加趨近于無干擾時的升阻比。由于支撐翼布局的水平距離從支撐翼根部到梢部是由一個特定值逐漸變?yōu)?的，應(yīng)增加水平距離大于等于主翼內(nèi)段2的1.0倍弦長的部分的所占比例，盡量減小兩翼相交部分(即水平距離小于主翼內(nèi)段2的1.0倍弦長的部分)所占比例。試驗結(jié)果顯示，在高亞聲速環(huán)境下，如果將支撐翼4在機身1上的支撐點或連接點布置在主翼內(nèi)段2的后部，形成后緣支撐布局，那么支撐翼4的前緣與主翼內(nèi)段2前緣的距離要達到五倍主翼內(nèi)段2弦長才能達到前緣支撐翼的效果，此時結(jié)構(gòu)利用率和結(jié)構(gòu)強度不如前緣支撐翼布局。

如圖1b所示，本發(fā)明提供的布局中支撐翼4在機身1上的連接位置位于主翼內(nèi)段2來流前方。對于大展弦比機翼，氣流流動可以看成是二維流動。因此從二維剖面的角度看，支撐翼4與主翼內(nèi)段2的相對位置控制參數(shù)可以確定為兩個，即水平距離s和垂直距離g。如圖2所示，定義水平距離s為沿機翼展向的剖面內(nèi)兩者翼型前緣的水平方向距離，垂直距離g為沿機翼展向的剖面內(nèi)兩者翼型前緣的垂直方向距離。不同的剖面內(nèi)水平距離s也隨之不同。除去支撐翼4與主翼內(nèi)段2的少數(shù)連接區(qū)域以外，超過80％主翼內(nèi)段展向長度的部分主翼-支撐翼沿展向剖面的水平距離s應(yīng)大于等于1.0倍主翼內(nèi)段2弦長。垂直距離g由機身1高度決定，在水平距離s大于1.0倍主翼內(nèi)段2弦長的情況下垂直距離g對升阻特性影響十分微弱。因此，在此幾何關(guān)系基礎(chǔ)上可以保持較好的氣動性能。

所述的采用前緣支撐翼的m形翼飛行器氣動布局，結(jié)合圖3，支撐翼4可設(shè)計為與主翼有不同的安裝角，圖3中d為支撐翼安裝角與主翼內(nèi)段安裝角的差值，簡稱為翼差角。其目的在于使支撐翼4在飛行狀態(tài)下有不同于主翼內(nèi)段2和主翼外段3的攻角。該布局在選用合適的翼差角d時，能夠提升飛行器整體的氣動性能。對于不同的翼型，不同的支撐翼布置參數(shù)而言，翼差角d的最優(yōu)解都是不同的，應(yīng)根據(jù)實際情況具體設(shè)計。

實施例1：主翼和支撐翼的翼型為rae2822，來流馬赫數(shù)取0.75，基于主翼弦長雷諾數(shù)1.66×10⁷。前緣支撐翼模型中的主翼截面與支撐翼截面的垂直距離(g)分別為0.2倍、0.65倍、1.0倍主翼弦長。升阻比曲線圖5所示，無支撐翼即單機翼的升阻比曲線與本發(fā)明提供的支撐翼的升阻比曲線相比，支撐翼和主翼內(nèi)段的水平距離為1.0倍主翼內(nèi)段弦長時，支撐翼布局的升阻比已經(jīng)明顯接近單機翼，低于1.0倍主翼內(nèi)段弦長則升阻比明顯下降。

實施例2：主翼和支撐翼的翼型為rae2822，來流馬赫數(shù)取0.75，基于主翼弦長雷諾數(shù)1.66×10⁷。升阻比曲線隨垂直距離(g)的變化如圖6所示，虛線為1.5倍主翼內(nèi)段弦長水平距離(s)的前緣支撐翼布局，實線為0.8倍主翼內(nèi)段弦長水平距離(s)的后緣支撐翼布局。前緣支撐翼的弦長是主翼內(nèi)段弦長的10％，后緣支撐翼弦長是主翼內(nèi)段弦長的30％。由圖6可看出，前緣支撐翼在1.5倍水平距離的情況下，垂直距離(g)對前緣支撐翼的升阻比影響不大。而后緣支撐翼布局不僅隨垂直距離的變化而變化，其升阻比也不如前緣支撐布局。

實施例3：主翼和支撐翼的翼型為rae2822，來流馬赫數(shù)取0.75，基于主翼弦長雷諾數(shù)1.66×10⁷。升阻比曲線隨翼差角(decalage)的變化如圖7所示，虛線為1.5倍主翼弦長水平距離(s)的前緣支撐翼布局，實線為0.8倍主翼弦長水平距離(s)的后緣支撐翼布局。前緣支撐翼的弦長是主翼弦長的10％，垂直距離(g)為0.3倍主翼弦長，在主翼下方；后緣支撐翼弦長是主翼的30％，垂直距離(g)為0.2倍主翼弦長，在主翼下方。由圖7可看出，前緣支撐翼在1.5倍水平距離的情況下，升阻比隨翼差角的變化有明顯的變化。對于特定情況的實際應(yīng)用，應(yīng)結(jié)合所選擇的翼型，弦長，水平垂直距離綜合考慮并計算，以確定合適的支撐翼的安裝角。

綜上所述，本發(fā)明在加強大展弦比機翼剛度的同時，能夠使飛行器整體在高亞聲速獲得較優(yōu)的氣動性能。本發(fā)明為具有大展弦比機翼的高亞聲速飛行器氣動布局提供了一種性能優(yōu)秀的技術(shù)方案。上述實施例中，飛行器布局中超過80％主翼內(nèi)段展向部分主翼內(nèi)段前緣與支撐翼前緣的水平距離大于1.0倍主翼內(nèi)段弦長，翼差角d為0°，主翼內(nèi)段前掠10°，主翼外段后掠15°，支撐翼后掠15°。試驗結(jié)果說明，垂直距離對飛行器影響較小，應(yīng)根據(jù)飛機其他部分的結(jié)構(gòu)要求決定。以上只是針對實施例個例進行研究。對于其他設(shè)計條件，應(yīng)進行具體分析再確定支撐翼設(shè)計參數(shù)，但總體服從前后水平距離大于1.0倍主翼弦長的設(shè)計規(guī)律。

由技術(shù)常識可知，本發(fā)明可以通過其他的不脫離其理論實質(zhì)或必要特征的實施方案來實現(xiàn)。因此，上述的所有實施方案都只是舉例說明，并不是僅有的。本發(fā)明中各組件的尺寸、截面形狀以及相對位置根據(jù)設(shè)計需求確定，并適用于任何尺寸的飛行器的氣動布局設(shè)計，所有在本發(fā)明權(quán)利要求的保護范圍內(nèi)或等同于本發(fā)明的保護范圍內(nèi)的改變均被本發(fā)明包含。