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一种提高大型客机超临界翼型 升阻比的方法

阅读：524发布：2020-11-20

专利汇可以提供一种提高大型客机超临界翼型升阻比的方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明提出一种提高大型客机超临界翼型升阻比的方法，通过在某超临界翼型激波发生位置附近布置有限长度、有限高度并具有一定外形的鼓包，该激波控制鼓包的外形函数为fB(xB)＝hBH(xB)，H(xB)为Hicks-Henne 型函数的改型：hB为激波控制鼓包高度，lB为激波控制鼓包长度，cB为该激波控制鼓包的无量纲弦长。本发明提出的激波控制鼓包对现有翼型改动很小，无需其他额外设备，实现了减小激波强度、提高阻力发散马赫数，提高大型客机超临界翼型升阻比的目的。，下面是一种提高大型客机超临界翼型升阻比的方法专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种提高大型客机超临界翼型升阻比的方法，其特征在于，在大型客机超临界机翼激波产生的部位布置有激波控制鼓包，所述的激波控制鼓包的外形函数fB(xB)为：
fB(xB)＝hBH(xB)，xB为该激波控制鼓包的无量纲弦向位置，hB为激波控制鼓包的高度，H(xB)为Hicks-Henne型函数的改型：
其中，lB为该激波控制鼓包长度，cB/lB为该激波控制鼓包最高点所处位置，cB为该激波控制鼓包的无量纲弦长。
2.根据权利要求1所述的一种提高大型客机超临界翼型升阻比的方法，其特征在于，所述的大型客机的参数为：马赫数Ma＝0.71，升力系数cl＝0.78，雷诺数Re＝
2.4×107。
3.根据权利要求2所述的一种提高大型客机超临界翼型升阻比的方法，其特征在于，在该大型客机超临界机翼上布置的激波控制鼓包外形函数为fB(xB)＝0.001sin4(πxB)，该激波控制鼓包起始位置x0＝0.5，该激波控制鼓包长度为0.4，其中xB为该激波控制鼓包的无量纲弦向位置。

说明书全文

一种提高大型客机超临界翼型 升阻比的方法

技术领域

[0001] 本发明属于航空气动技术领域，涉及一种减小大型客机跨音速激波阻力的新型气动外形的技术，具体地说，是一种通过布置激波控制鼓包提高大型客机超临界翼型升阻比的方法。

背景技术

[0002] 超临界机翼设计需要在满足多种约束条件下尽量提高巡航点气动效率，其中阻力发散马赫数及抖振边界是关系飞机飞行安全的重要约束，而为了满足这两项约束则必须适当牺牲机翼巡航点效率。机翼巡航点效率的牺牲主要体现在巡航点激波阻力大小上，跨音速流动的特点表明巡航点存在弱激波，有利于提高阻力发散马赫数和扩大抖振边界。

[0003] 为了满足市场对客机经济性日益增长的要求，研究人员开始关注如何减小占全机总阻力1％～3％的激波阻力。激波控制技术就是通过在机翼特定位置添加主动或被动控制技术以达到降低巡航点激波阻力、提高阻力发散马赫数及扩大抖振边界的三赢目的的一项新技术。

[0004] 升阻比是指飞行器在同一迎角下升力与阻力的比值，大型客机超临界翼型的升阻比越大，其空气动力性能越好，对飞行越有利。

发明内容

[0005] 本发明针对大型客机超临界翼型如何提高升阻比，实现降低巡航点激波阻力、提高阻力发散马赫数及扩大抖振边界的目的，提出一种提高大型客机超临界翼型升阻比的方法。

[0006] 本发明的一种提高大型客机超临界翼型升阻比的方法，是通过在某超临界机翼激波发生位置布置有限长度、有限高度并具有一定外形的激波控制鼓包以达到减小激波强度、提高阻力发散马赫数的目的。

[0007] 所述的激波控制鼓包的外形函数fB(xB)为：fB(xB)＝hBH(xB)，xB为该激波控制鼓包的无量纲弦向位置，hB为激波控制鼓包的高度，H(xB)为Hicks-Henne型函数的改型：

[0008]

[0009] 其中，lB为该激波控制鼓包长度，cB/lB为该激波控制鼓包最高点所处位置，cB为该激波控制鼓包的无量纲弦长。

[0010] 针对大型客机超临界翼型，该大型客机的参数为：马赫数Ma＝0.71，升力系数7
cl＝0.78，雷诺数Re＝2.4×10，要求设计鼓包在来流马赫数Ma＝0.65-0.74之间，升力系数固定在cl＝0.78±0.01时，叠加鼓包翼型升阻比要全面高于原始翼型，通过有限实
4
验，最好确定鼓包外形函数为fB(xB)＝0.001sin(πxB)，鼓包起始位置x0＝0.5，鼓包长度为0.4。

[0011] 本发明的优点与积极效果在于：

[0012] 1.对现有翼型改动很小，也无需其他额外设备；

[0013] 2.可以有效减小激波强度，降低激波阻力并消除有可能产生的激波诱导边界层分离，提高了翼型巡航点升阻比；

[0014] 3.可以在较宽的来流马赫数及迎角范围内达到减小激波阻力、提高升阻比的目的。附图说明

[0015] 图1是本发明的激波控制鼓包减阻机理示意图；

[0016] 图2是本发明的激波控制鼓包在跨音速条件减小激波强度示意图；

[0017] 图3a是本发明的激波控制鼓包在基本翼型上的安装位置的示意图；

[0018] 图3b是图3a所示的A处的放大的激波控制鼓包的参数化示意图；

[0019] 图4是为本发明实施例某大型客机设计的基本翼型及优化后的鼓包外形示意图；

[0020] 图5为Ma＝0.65，cl＝0.78时基本翼型与带鼓包翼型压力分布对比图；

[0021] 图6为Ma＝0.7，cl＝0.78时基本翼型与带鼓包翼型压力分布对比图；

[0022] 图7为Ma＝0.71，cl＝0.78时基本翼型与带鼓包翼型压力分布对比图；

[0023] 图8为Ma＝0.72，cl＝0.78时基本翼型与带鼓包翼型压力分布对比图；

[0024] 图9为Ma＝0.73，cl＝0.78时基本翼型与带鼓包翼型压力分布对比图；

[0025] 图10为Ma＝0.74，cl＝0.78时基本翼型与带鼓包翼型压力分布对比图；

[0026] 图11为不同马赫数下基本翼型与带鼓包翼型阻力系数对比曲线图；

[0027] 图12为不同马赫数下基本翼型与带鼓包翼型升阻比对比曲线图。

具体实施方式

[0028] 下面将结合附图对本发明作进一步说明。

[0029] 本发明对大型客机所采用的超临界翼型进行了改进，如图1所示，在超临界翼型巡航条件下，在超临界机翼产生激波的部位布置激波控制鼓包，通过激波控制鼓包对激波进行微压缩以达到减弱激波强度，使得马赫数Ma＞1，减小分离区，达到降低激波阻力的目的。如图2所示，未布置激波控制鼓包的基本超临界翼型的大型客机，升力系数cl为0.71，翼型迎角Alpha为-0.1deg，与布置了激波控制鼓包的超临界翼型的大型客机，一个升力系数cl为0.73，翼型迎角Alpha为0.7deg，一个升力系数cl为0.70，翼型迎角Alpha为0.5deg，在跨音速条件下激波强度的比较，图2中横坐标为翼型弦向位置，纵坐标为翼型表面压力系数Cp，可以看出，在布置了本发明的激波控制鼓包的超临界翼型能够实现减小激波强度。

[0030] 激波控制鼓包的外形如图3a与图3b所示，所述的激波控制鼓包外形参数主要包括鼓包长度、鼓包高度、鼓包起始位置、鼓包最高点位置以及鼓包最高点位置距激波发生位置的距离，这些参数都是相对于翼型弦长的长度来衡量的。图3b中，hB/c为激波控制鼓包高度；xO/c为激波控制鼓包起始位置，可以通过有限实验得到；lB/c为激波控制鼓包长度；xB为激波控制鼓包的无量纲弦向位置；cB/lB为该激波控制鼓包最高点所处位置，cB为该激波控制鼓包的无量纲弦长；c为基本翼型无量纲弦长，取值为1或者归一化处理为1；最终得到该激波控制鼓包的外形符合函数fB(xB)：

[0031]

[0032] 针对某大型客机超临界翼型，设计马赫数Ma＝0.71，设计升力系数cl＝0.78，7
设计雷诺数Re＝2.4×10，要求设计鼓包在来流马赫数Ma＝0.65-0.74之间，升力系数固定在cl＝0.78±0.01，叠加鼓包翼型升阻比要全面高于原始翼型，通过大量优化设计，
4
在基本翼型上表面0.5倍弦长处开始布置表达式为fB(xB)＝0.001sin(πxB)，长度为0.4的鼓包。基本翼型与带鼓包翼型外形如图4所示，虚线为鼓包的外形。图3a与图4中的横坐标和纵坐标分别为翼型弦向位置和翼型纵向位置。

[0033] 针对图4所示的该大型客机超临界翼型，升力系数cl为0.78，在不同马赫数下基本翼型与带鼓包翼型压力分布对比，如图5-10所示，其中横坐标为翼型弦向位置，纵坐*标为翼型表面压力系数Cp，Cp 为音速线，音速线上部分为超音速区，以下部分为亚音速区，基本翼型与带鼓包翼型压力在除添加鼓包处的其他大部分位置压力分布重合，基本翼型波前压力系数或马赫数，较叠加鼓包翼型要稍高，而波后压力系数或马赫数，则较叠加鼓包翼型要稍低，因此这就意味着基本翼型激波前后压力系数波动幅度较叠加鼓包翼型要高，相应的激波阻力就要高一点；另外，从图中可以看出，叠加鼓包翼型波后压力分布都存在一段平台区，这也有利于稳定激波位置和强度，增大升力，避免激波后压力梯度过高而导致气流分离。

[0034] 从图11-12可以看出固定升力系数cl＝0.78±0.01时，叠加鼓包翼型在Ma＝0.65-0.74之间的阻力系数均低于基本翼型，升阻比增幅均在2以上，图11所示中，横坐标为马赫数Ma，纵坐标为阻力系数cd。图12所示中，横坐标为马赫数Ma，纵坐标为升阻比cl/cd，具体数值如表1所示，其中，Alpha表示翼型迎角。

[0035] 表1：基本翼型与叠加鼓包翼型气动性能统计

[0036]

[0037]

[0038] 从表1中数据可以看出，通过在某超临界翼型激波发生位置布置有限长度、有限高度并具有一定外形的激波控制鼓包可以达到提高大型客机超临界翼型升阻比的目的。

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