一種采用后緣支撐翼的飛行器氣動布局的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開一種采用后緣支撐翼的飛行器氣動布局，在飛行器機身兩側(cè)主翼后緣下方安裝支撐翼。支撐翼的翼尖通過連接段與機翼后緣中部相連，支撐翼的翼根通過連接段與機身相連。本發(fā)明對支撐翼與主翼的相對位置進行合理設(shè)計，使支撐翼展向上每個沿飛行器飛行過程中氣流流向鉛垂面所截取的主翼截面與支撐翼截面中，形心間的豎直方向距離為a％的主翼截面弦長，且a為定值，在10～40范圍內(nèi)；同時主翼截面與支撐翼截面中的弦線在水平面上投影的重疊長度為b％的主翼截面弦長，b為定值，在0～15范圍內(nèi)；由此能夠提升布局整體的升阻比，獲得較好的氣動性能；同時能夠達到加強大展弦比機翼的剛度的目的，提升飛行器整體的結(jié)構(gòu)效率。
【專利說明】
一種采用后緣支撐翼的飛行器氣動布局
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明屬于飛行器氣動布局設(shè)計領(lǐng)域，具體涉及一種采用后緣支撐翼的飛行器氣動布局。
【背景技術(shù)】
[0002]追求高升阻比一直是航空飛行器設(shè)計的主要目標(biāo)之一。對于亞聲速常規(guī)布局的固定翼飛行器而言，由于機翼是其主要的升力部件，因而在設(shè)計時為了獲得更高的升阻比，通常會采用增加機翼展弦比的辦法。大展弦比機翼的優(yōu)點在于:當(dāng)飛行器飛行速度較低時，對于具有相同升力面面積的機翼，采用更大的展弦比有利于減小機翼的誘導(dǎo)阻力，以此獲得更高的升阻比。
[0003]然而，由于大展弦比機翼的展長相比于機翼厚度和弦長要大得多，因而可能會存在展向結(jié)構(gòu)剛度不足的問題。在飛行過程中，機翼會在氣動力的作用下發(fā)生彈性變形，這種彈性變形反過來又使氣動力隨之改變，形成結(jié)構(gòu)變形與氣動力交互作用的氣動彈性現(xiàn)象。氣動彈性會對飛行器的操縱性和穩(wěn)定性產(chǎn)生顯著影響，嚴(yán)重時會使結(jié)構(gòu)破壞或造成飛行事故。若直接采用加強機翼內(nèi)部結(jié)構(gòu)的方式，則會使機翼的結(jié)構(gòu)重量大大增加，降低整個飛行器的有效載荷和結(jié)構(gòu)效率。
[0004]為解決上述大展弦比機翼的剛度問題，NASA在與波音合作進行的亞聲速全綠色飛行器研究(SUGAR)中提出了一種在機翼下方添加支撐桁架的布局。該布局包含上單翼，機身，聯(lián)接機翼和機身的、用以分擔(dān)機翼彎曲載荷的主支架，以及聯(lián)接機翼和主支架豎直支架。主支架與機翼的連接點位于機翼中部，且主支架的位置處于機翼的正下方。這種添加支撐桁架的方法相比于加強機翼內(nèi)部結(jié)構(gòu)的方式，可以大大降低機翼整體的結(jié)構(gòu)重量，提高飛行器的有效載荷和結(jié)構(gòu)效率。但是，添加的支撐桁架會造成飛行器整體的升阻比減小，降低其氣動效率。雖然機翼和支撐桁架經(jīng)過了翼型的優(yōu)化設(shè)計，能夠彌補一定的氣動損失，但是根據(jù)雙翼飛行器設(shè)計的經(jīng)驗，在單翼正下方布置升力面，其氣動效率仍然相對低下。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明從氣動設(shè)計的角度出發(fā)，根據(jù)雙翼布局中下機翼位于上機翼的后緣能夠獲得更好氣動性能，以及添加支撐桁架可以加強單翼展向剛度，降低機翼結(jié)構(gòu)重量以及提高飛行器有效載荷的技術(shù)經(jīng)驗，提出了一種采用后緣支撐翼的飛行器氣動布局，為具有大展弦比機翼的飛行器氣動布局提供了一種結(jié)構(gòu)性能和氣動性能均較優(yōu)秀的技術(shù)方案。
[0006]本發(fā)明飛行器氣動布局，在飛行器機身兩側(cè)主翼后緣下方安裝支撐翼。支撐翼的翼尖通過流線型翼尖連接段與機翼后緣中部相連，支撐翼的翼根通過流線型翼根連接段與機身相連。
[0007]支撐翼展向上每個沿飛行器飛行過程中氣流流向鉛垂面所截取的主翼截面與支撐翼截面中，形心間的豎直方向距離為3%的主翼截面弦長，且a為定值，在10?40范圍內(nèi)；同時支撐翼的前緣與主翼的后緣間具有重疊部分，設(shè)計支撐翼展向上每個沿飛行器飛行過程中氣流流向鉛垂面所截取的主翼截面與支撐翼截面中的弦線在水平面上投影的重疊長度為b%的主翼截面弦長，b為定值，在O?15范圍內(nèi)。
[0008]本發(fā)明的優(yōu)點在于:
[0009]1、本發(fā)明采用后緣支撐翼的飛行器氣動布局，在結(jié)構(gòu)性能上，提出了一種解決大展弦比機翼剛度不足問題的氣動布局方案，能夠降低機翼的結(jié)構(gòu)重量，提升飛行器整體的有效載荷和結(jié)構(gòu)效率；
[0010]2、本發(fā)明采用后緣支撐翼的飛行器氣動布局，在氣動性能上，支撐翼的布局方案能夠通過對支撐翼與機翼尺寸、相對位置以及支撐翼安裝角的合理設(shè)計，使機翼整體的升力系數(shù)及小攻角時的升阻比得到提升，并使其獲得接近無支撐單翼布局的最大升阻比，保持了飛行器整體的氣動效率。
[0011]3、本發(fā)明采用后緣支撐翼的飛行器氣動布局，能夠達到加強大展弦比平直機翼剛度的目的，同時可使飛行器能夠兼顧氣動效率和結(jié)構(gòu)效率。
【附圖說明】
[0012]圖1為本發(fā)明飛行器氣動布局整體示意圖；
[0013]圖2為本發(fā)明飛行器氣動布局整體俯視示意圖；
[0014]圖3為本發(fā)明飛行器氣動布局整體側(cè)視示意圖；
[0015]圖4為本發(fā)明飛行器氣動布局整體側(cè)正視示意圖；
[0016]圖5為本發(fā)明飛行器氣動布局中支撐翼展向上沿飛行器飛行過程中氣流流向鉛垂面所截取的主翼截與支撐翼截面中，形心間的豎直方向距離，以及主翼與支撐翼截面弦線重疊長度示意圖；
[0017]圖6a為本發(fā)明飛行器氣動布局對比與單翼布局升力系數(shù)隨攻角變化曲線圖；
[0018]圖6b為本發(fā)明飛行器氣動布局對比與單翼布局升阻比隨攻角變化曲線圖；
[0019]圖7a為本發(fā)明飛行器氣動布局在兩個不同攻角下升力系數(shù)隨主翼截面與支撐翼截面安裝角差值變化曲線；
[0020]圖7b為為本發(fā)明飛行器氣動布局在兩個不同攻角下升阻比隨主翼截面與支撐翼截面安裝角差值變化曲線；
[0021]圖中:
[0022]1-主翼2-機身3-支撐翼
[0023]4-翼尖連接段5-翼根連接段
【具體實施方式】
[0024]下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進一步說明。
[0025]本發(fā)明飛行器氣動布局中，飛行器采用大展弦比的平直主翼1、常規(guī)柱形體機身2，以及具有較大上反角的支撐翼3，如圖1?4所示。其中，主翼I為兩個，分別對稱安裝在機身2左右兩側(cè)。支撐翼3為兩個，分別對稱設(shè)置在機身兩側(cè)，分別位于兩個主翼I后緣位置，即支撐翼3位于主翼I關(guān)于來流方向8的下游。支撐翼3的翼尖通過流線型翼尖連接段4與機翼I后緣中部相連，支撐翼3的翼根通過流線型翼根連接段5與機身2相連;且使支撐翼3截面弦線位于主翼I截面弦線的下方。上述兩個主翼I布置為上單翼，兩個支撐翼3布置為下單翼，可使機翼I與支撐翼3與機身2連接時，避免對機身2容積和結(jié)構(gòu)造成不利影響。主翼I和支撐翼3的截面翼型可根據(jù)氣動設(shè)計的需求具體設(shè)計，但在支撐翼3展向上各個沿飛行器飛行過程中氣流流向鉛垂面所截取的主翼I截面與支撐翼3截面中，支撐翼3的弦長需小于主翼I的弦長。
[0026]所述兩個支撐翼3和主翼I的具體相對位置與飛行器整體氣動性能密切相關(guān)，需根據(jù)氣動設(shè)計的要求確定，具體確定方式為:對于大展弦比的機翼I，由于其展向流動可以忽略，因此主翼I和支撐翼3間相對位置的確定可按照二維情形進行分析，通過模擬可得到飛行器整體升阻比，當(dāng)升阻比最大時，主翼截面與支撐翼截面間處于最優(yōu)的相對位置。隨后設(shè)計支撐翼3展向上每個沿飛行器飛行過程中氣流流向鉛垂面所截取的主翼I截面與支撐翼3截面中，形心間的豎直方向距離為a%的主翼I截面弦長，且a為定值，在10?40范圍內(nèi)。同時支撐翼3的前緣與主翼I的后緣間具有重疊部分，設(shè)計支撐翼3展向上每個沿飛行器飛行過程中氣流流向鉛垂面所截取的主翼I截面與支撐翼3截面中的弦線在水平面上投影的重疊長度1^2為13%的主翼I截面弦長，b為定值，在O?15范圍內(nèi)。最終拓展于三維情形，得到支撐翼3構(gòu)型，如圖4所示。
[0027]上述支撐翼3可設(shè)計為與主翼I安裝角相同或不同，在支撐翼3與主翼I安裝角不同時，使得支撐翼3在飛行器飛行狀態(tài)下具有不同于主翼I的攻角，在本發(fā)明飛行器氣動布局下，選用合適的支撐翼3安裝角，能夠在較大攻角范圍內(nèi)提升飛行器整體的氣動性能。
[0028]實施例1:主翼I以及支撐翼3均采用Clark-Y翼型;主翼I的弦長均為2m，支撐翼3的弦長參考長度為Im;支撐翼3的模型中設(shè)計支撐翼3展向上各個沿飛行器飛行過程中氣流流向鉛垂面所截取的主翼I截面與支撐翼3截面中，形心間的豎直方向距離為10%的主翼I截面弦長，且主翼I截面弦線與支撐翼3截面弦線重疊長度為11%的主翼I截面弦線。圖6a、6b分別給出了上述支撐翼3布局對比于無支撐的單翼布局升力系數(shù)、升阻比隨攻角變化的二維分析曲線，其中支撐翼布局的升力為兩翼升力之和，支撐翼3與單翼的參考長度均取為lm?？梢钥闯?，相比于單翼布局，當(dāng)本發(fā)明中布局的支撐翼3位于合理位置時，使布局整體的升力系數(shù)顯著提升，并使其在小攻角時的升阻比提高，同時使其最大升阻比接近于無支撐的單翼布局。這說明本發(fā)明支撐翼布局在合理設(shè)計時能夠獲得比單翼布局更優(yōu)的氣動效率。
[0029]實施例2:主翼以及支撐翼均采用Clark-Y翼型；主翼的弦長為2m，支撐翼的弦長為Im;支撐翼3的模型中設(shè)計支撐翼3展向上各個沿飛行器飛行過程中氣流流向鉛垂面所截取的主翼I截面與支撐翼3截面中，形心間的豎直方向距離為40%的主翼I截面弦長，且主翼I截面弦線與支撐翼3截面弦線重疊長度為0%的主翼I截面弦線，即兩者間不重疊;主翼I截面安裝角為￠: = 0°，支撐翼3截面安裝角為Φ 2，則主翼I與支撐翼3截面安裝角差為△ Φ =Φ2-Φ:。圖7a、7b分別給出了上述支撐翼3布局實施例在兩個不同攻角下其升力系數(shù)、升阻比隨△ Φ變化的二維分析曲線，其中升力系數(shù)的定義同實施例1。布局整體的攻角分別為0°和8°。可以看出，當(dāng)布局整體攻角為0°時，升力系數(shù)和升阻比在相當(dāng)大的△ Φ范圍內(nèi)隨之單調(diào)增加；當(dāng)攻角為8°時，升阻比并不對△ Φ的變化具有單調(diào)性。這說明可以根據(jù)設(shè)計要求綜合考慮，以確定支撐翼3的安裝角，使后緣支撐翼布局整體在較大的攻角范圍獲得比較理想的氣動性能。
[0030]綜上所述，本發(fā)明通過在主翼I下方后緣位置增加支撐翼3，且對支撐翼3與主翼I的相對位置進行合理設(shè)計，在加強大展弦比主翼I剛度的同時，能夠提升布局整體的升阻比，獲得較好的氣動性能；同時能夠達到加強大展弦比機翼的剛度的目的，提升飛行器整體的結(jié)構(gòu)效率。
【主權(quán)項】
1.一種采用后緣支撐翼的飛行器氣動布局，其特征在于:在飛行器機身兩側(cè)主翼后緣下方安裝支撐翼。2.如權(quán)利要求1所述一種采用后緣支撐翼的飛行器氣動布局，其特征在于:主翼布置為上單翼，支撐翼布置為下單翼。3.如權(quán)利要求1所述一種采用后緣支撐翼的飛行器氣動布局，其特征在于:支撐翼的翼尖通過流線型翼尖連接段與機翼后緣中部相連，支撐翼的翼根通過流線型翼根連接段與機身相連。4.如權(quán)利要求1所述一種采用后緣支撐翼的飛行器氣動布局，其特征在于:支撐翼展向上各個沿飛行器飛行過程中氣流流向鉛垂面所截取的主翼截面與支撐翼截面中，支撐翼的弦長需小于主翼的弦長。5.如權(quán)利要求1所述一種采用后緣支撐翼的飛行器氣動布局，其特征在于:支撐翼展向上每個沿飛行器飛行過程中氣流流向鉛垂面所截取的主翼截面與支撐翼截面中，形心間的豎直方向距離為￡1%的主翼截面弦長，且a為定值，在10?40范圍內(nèi)；同時支撐翼的前緣與主翼的后緣間具有重疊部分，設(shè)計支撐翼展向上每個沿飛行器飛行過程中氣流流向鉛垂面所截取的主翼截面與支撐翼截面中的弦線在水平面上投影的重疊長度為b%的主翼截面弦長，b為定值，在O?15范圍內(nèi)。6.如權(quán)利要求1所述一種采用后緣支撐翼的飛行器氣動布局，其特征在于:支撐翼具有不同于主翼的安裝角。
【文檔編號】B64C5/04GK105905277SQ201610245406
【公開日】2016年8月31日
【申請日】2016年4月19日
【發(fā)明人】蔣崇文, 羅磊, 高振勛, 李椿萱
【申請人】北京航空航天大學(xué)