技术领域
[0001] 本
发明属于飞行器气动布局设计领域，具体涉及一种采用后缘支撑翼的飞行器气动布局。
背景技术
[0002] 追求高
升阻比一直是航空飞行器设计的主要目标之一。对于亚声速常规布局的固定翼飞行器而言，由于机翼是其主要的升
力部件，因而在设计时为了获得更高的升阻比，通常会采用增加机翼展弦比的办法。大展弦比机翼的优点在于：当飞行器飞行速度较低时，对于具有相同升力面面积的机翼，采用更大的展弦比有利于减小机翼的诱导阻力，以此获得更高的升阻比。
[0003] 然而，由于大展弦比机翼的展长相比于机翼厚度和弦长要大得多，因而可能会存在展向结构
刚度不足的问题。在飞行过程中，机翼会在气动力的作用下发生弹性
变形，这种弹性变形反过来又使气动力随之改变，形成结构变形与气动力交互作用的气动弹性现象。气动弹性会对飞行器的
操纵性和
稳定性产生显著影响，严重时会使结构破坏或造成飞行事故。若直接采用加强机翼内部结构的方式，则会使机翼的结构重量大大增加，降低整个飞行器的有效
载荷和结构效率。
[0004] 为解决上述大展弦比机翼的刚度问题，NASA在与波音合作进行的亚声速全绿色飞行器研究(SUGAR)中提出了一种在机翼下方添加支撑桁架的布局。该布局包含上单翼，
机身，联接机翼和机身的、用以分担机翼弯曲载荷的主
支架，以及联接机翼和主支架竖直支架。主支架与机翼的连接点位于机翼中部，且主支架的
位置处于机翼的正下方。这种添加支撑桁架的方法相比于加强机翼内部结构的方式，可以大大降低机翼整体的结构重量，提高飞行器的有效载荷和结构效率。但是，添加的支撑桁架会造成飞行器整体的升阻比减小，降低其气动效率。虽然机翼和支撑桁架经过了
翼型的优化设计，能够弥补一定的气动损失，但是根据双翼飞行器设计的经验，在单翼正下方布置升力面，其气动效率仍然相对低下。
发明内容
[0005] 本发明从气动设计的
角度出发，根据双翼布局中下机翼位于上机翼的后缘能够获得更好气动性能，以及添加支撑桁架可以加强单翼展向刚度，降低机翼结构重量以及提高飞行器有效载荷的技术经验，提出了一种采用后缘支撑翼的飞行器气动布局，为具有大展弦比机翼的飞行器气动布局提供了一种结构性能和气动性能均较优秀的技术方案。
[0006] 本发明飞行器气动布局，在飞行器机身两侧主翼后缘下方安装支撑翼。支撑翼的翼尖通过
流线型翼尖连接段与机翼后缘中部相连，支撑翼的翼根通过流线型翼根连接段与机身相连。
[0007] 支撑翼展向上每个沿飞行器飞行过程中气流流向铅垂面所截取的主翼截面与支撑翼截面中，形心间的竖直方向距离为a％的主翼截面弦长，且a为定值，在10～40范围内；同时支撑翼的前缘与主翼的后缘间具有重叠部分，设计支撑翼展向上每个沿飞行器飞行过程中气流流向铅垂面所截取的主翼截面与支撑翼截面中的弦线在
水平面上投影的重叠长度为b％的主翼截面弦长，b为定值，在0～15范围内。
[0008] 本发明的优点在于：
[0009] 1、本发明采用后缘支撑翼的飞行器气动布局，在结构性能上，提出了一种解决大展弦比机翼刚度不足问题的气动布局方案，能够降低机翼的结构重量，提升飞行器整体的有效载荷和结构效率；
[0010] 2、本发明采用后缘支撑翼的飞行器气动布局，在气动性能上，支撑翼的布局方案能够通过对支撑翼与机翼尺寸、相对位置以及支撑翼安装角的合理设计，使机翼整体的升力系数及小
攻角时的升阻比得到提升，并使其获得接近无支撑单翼布局的最大升阻比，保持了飞行器整体的气动效率。
[0011] 3、本发明采用后缘支撑翼的飞行器气动布局，能够达到加强大展弦比平直机翼刚度的目的，同时可使飞行器能够兼顾气动效率和结构效率。
附图说明
[0012] 图1为本发明飞行器气动布局整体示意图；
[0013] 图2为本发明飞行器气动布局整体俯视示意图；
[0014] 图3为本发明飞行器气动布局整体侧视示意图；
[0015] 图4为本发明飞行器气动布局整体侧正视示意图；
[0016] 图5为本发明飞行器气动布局中支撑翼展向上沿飞行器飞行过程中气流流向铅垂面所截取的主翼截与支撑翼截面中，形心间的竖直方向距离，以及主翼与支撑翼截面弦线重叠长度示意图；
[0017] 图6a为本发明飞行器气动布局对比与单翼布局升力系数随攻角变化曲线图；
[0018] 图6b为本发明飞行器气动布局对比与单翼布局升阻比随攻角变化曲线图；
[0019] 图7a为本发明飞行器气动布局在两个不同攻角下升力系数随主翼截面与支撑翼截面安装角差值变化曲线；
[0020] 图7b为为本发明飞行器气动布局在两个不同攻角下升阻比随主翼截面与支撑翼截面安装角差值变化曲线；
[0021] 图中：
[0022] 1-主翼 2-机身 3-支撑翼
[0023] 4-翼尖连接段 5-翼根连接段
具体实施方式
[0024] 下面结合附图对本发明做进一步说明。
[0025] 本发明飞行器气动布局中，飞行器采用大展弦比的平直主翼1、常规柱形体机身2，以及具有较大上反角的支撑翼3，如图1～4所示。其中，主翼1为两个，分别对称安装在机身2左右两侧。支撑翼3为两个，分别对称设置在机身两侧，分别位于两个主翼1后缘位置，即支撑翼3位于主翼1关于来流方向8的下游。支撑翼3的翼尖通过流线型翼尖连接段4与机翼1后缘中部相连，支撑翼3的翼根通过流线型翼根连接段5与机身2相连；且使支撑翼3截面弦线位于主翼1截面弦线的下方。上述两个主翼1布置为上单翼，两个支撑翼3布置为下单翼，可使机翼1与支撑翼3与机身2连接时，避免对机身2容积和结构造成不利影响。主翼1和支撑翼3的截面翼型可根据气动设计的需求具体设计，但在支撑翼3展向上各个沿飞行器飞行过程中气流流向铅垂面所截取的主翼1截面与支撑翼3截面中，支撑翼3的弦长需小于主翼1的弦长。
[0026] 所述两个支撑翼3和主翼1的具体相对位置与飞行器整体气动性能密切相关，需根据气动设计的要求确定，具体确定方式为：对于大展弦比的机翼1，由于其展向流动可以忽略，因此主翼1和支撑翼3间相对位置的确定可按照二维情形进行分析，通过模拟可得到飞行器整体升阻比，当升阻比最大时，主翼截面与支撑翼截面间处于最优的相对位置。随后设计支撑翼3展向上每个沿飞行器飞行过程中气流流向铅垂面所截取的主翼1截面与支撑翼3截面中，形心间的竖直方向距离为a％的主翼1截面弦长，且a为定值，在10～40范围内。同时支撑翼3的前缘与主翼1的后缘间具有重叠部分，设计支撑翼3展向上每个沿飞行器飞行过程中气流流向铅垂面所截取的主翼1截面与支撑翼3截面中的弦线在水平面上投影的重叠长度L2为b％的主翼1截面弦长，b为定值，在0～15范围内。最终拓展于三维情形，得到支撑翼3构型，如图4所示。
[0027] 上述支撑翼3可设计为与主翼1安装角相同或不同，在支撑翼3与主翼1安装角不同时，使得支撑翼3在飞行器飞行状态下具有不同于主翼1的攻角，在本发明飞行器气动布局下，选用合适的支撑翼3安装角，能够在较大攻角范围内提升飞行器整体的气动性能。
[0028]
实施例1：主翼1以及支撑翼3均采用Clark-Y翼型；主翼1的弦长均为2m，支撑翼3的弦长参考长度为1m；支撑翼3的模型中设计支撑翼3展向上各个沿飞行器飞行过程中气流流向铅垂面所截取的主翼1截面与支撑翼3截面中，形心间的竖直方向距离为10％的主翼1截面弦长，且主翼1截面弦线与支撑翼3截面弦线重叠长度为11％的主翼1截面弦线。图6a、6b分别给出了上述支撑翼3布局对比于无支撑的单翼布局升力系数、升阻比随攻角变化的二维分析曲线，其中支撑翼布局的升力为两翼升力之和，支撑翼3与单翼的参考长度均取为1m。可以看出，相比于单翼布局，当本发明中布局的支撑翼3位于合理位置时，使布局整体的升力系数显著提升，并使其在小攻角时的升阻比提高，同时使其最大升阻比接近于无支撑的单翼布局。这说明本发明支撑翼布局在合理设计时能够获得比单翼布局更优的气动效率。
[0029] 实施例2：主翼以及支撑翼均采用Clark-Y翼型；主翼的弦长为2m，支撑翼的弦长为1m；支撑翼3的模型中设计支撑翼3展向上各个沿飞行器飞行过程中气流流向铅垂面所截取的主翼1截面与支撑翼3截面中，形心间的竖直方向距离为40％的主翼1截面弦长，且主翼1截面弦线与支撑翼3截面弦线重叠长度为0％的主翼1截面弦线，即两者间不重叠；主翼1截面安装角为φ1＝0°，支撑翼3截面安装角为φ2，则主翼1与支撑翼3截面安装角差为Δφ＝φ2-φ1。图7a、7b分别给出了上述支撑翼3布局实施例在两个不同攻角下其升力系数、升阻比随Δφ变化的二维分析曲线，其中升力系数的定义同实施例1。布局整体的攻角分别为0°和8°。可以看出，当布局整体攻角为0°时，升力系数和升阻比在相当大的Δφ范围内随之单调增加；当攻角为8°时，升阻比并不对Δφ的变化具有单调性。这说明可以根据设计要求综合考虑，以确定支撑翼3的安装角，使后缘支撑翼布局整体在较大的攻角范围获得比较理想的气动性能。
[0030] 综上所述，本发明通过在主翼1下方后缘位置增加支撑翼3，且对支撑翼3与主翼1的相对位置进行合理设计，在加强大展弦比主翼1刚度的同时，能够提升布局整体的升阻比，获得较好的气动性能；同时能够达到加强大展弦比机翼的刚度的目的，提升飞行器整体的结构效率。
