[发明专利]一种跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置

说明书

技术领域

本发明涉及空气动力学技术领域，尤其涉及一种跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置。

背景技术

中远途民用客机和高空高速长航时无人机，在巡航状态的阻力主要由摩擦阻力和升致阻力构成，分别占总阻力的55％和35％左右。经过研究表明，飞机的总阻力每减小1％，直接使用成本可以降低0.2％或者增加1.6吨的有效载荷。目前，在跨声速状态下，飞机表面层流化是能够大幅度减小摩擦阻力的有效方法。

在这其中，通过发展超临界翼型技术，使得飞机在跨声速状态下能够实现较高的升阻比，所以跨声速大展弦比飞机都采用中等后掠角的超临界机翼。然而在飞行雷诺数约10⁷条件下，后掠翼极易诱发前缘附着线转捩及边界层展向流的不稳定性，从而使机翼过早地发生转捩进入到湍流状态，大大增大了飞机表面的摩擦阻力。在大展弦比超临界机翼的设计中，跨声速自然层流翼型/机翼是一种新的研究方向

自然层流翼型设计的关键就是使翼型表面保持大范围的顺压梯度。然而在跨声速状态下，层流翼型表面流向大范围顺压梯度的存在，使得其后缘因压力恢复产生较强的激波，在减小摩擦阻力的同时又增加了激波阻力，反而消弱了层流化的效果，因此需要对后缘处的强激波进行控制。

发明内容

本发明的实施例提供一种跨声速层流翼型设计中减小波阻力的后缘装置，能够提升控制激波的效果。

为达到上述目的，本发明的实施例采用如下技术方案：机翼为超临界梯形机翼，所述机翼的前缘后掠角为25°，所述机翼的剖面为超临界翼型；所述机翼的翼型前缘为钝圆，所述机翼的上翼面平坦，下表面在所述机翼后缘处有反凹；所述机翼后缘的厚度薄于前缘，且后缘向下弯曲；所述后缘装置安装于所述机翼后缘的下翼面处，后缘装置长度大于等于2.3％C且小于等于3.3％C，C为所述机翼的翼型弦长。

其中，所述后缘装置的长度为大于等于2.3％C且小于等于2.9％C。所述后缘装置高度为0.54％C。或者，所述后缘装置的长度为大于等于3.1％C且小于等于3.3％C。所述后缘装置高度为0.6％C。

具体的，所述后缘装置的长度为2.5％C。

本发明实施例提供的跨声速层流翼型设计中后缘的处激波控制装置，能够使得翼型后缘装置后加载增加，使得上翼面后缘装置处逆压梯度减小，从而弱化因压力恢复而产生的强激波，翼型的气动性能得到改善。在升力系数保持不变的情况下，压致阻力系数减小，因此后缘装置能够提升控制激波的效果。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1a、图1b为本发明实施例提供的，结构示意图；

图1c为本发明实施例提供的，鼓包控制机翼上激波阻力示意图；

图2为本发明实施例提供的，后缘装置在翼型上的具体参数定义的示意图；

图3a-图3f为本发明实施例提供的，后缘装置在不同长度和高度下激波控制效果的示意图；

图4为本发明实施例提供的，三组加装后缘装置翼型和初始翼型的压力系数图的对比示意图；

图5为本发明实施例提供的，初始翼型加装分裂式后缘装置(TED)和改进后缘装置(Cambered TED)的对比示意图；

图6为本发明实施例提供的，在2.3％C后缘装置长度下，控制点不同位置下的激波控制效果的示意图；

图7为本发明实施例提供的，后缘装置控制点在不同x坐标下，激波控制效果随y的变化趋势的示意图；

图8为本发明实施例提供的，XY平面投影图，显示改进的后缘装置在不同x坐标下的最优控制效果变化趋势；

图9为本发明实施例提供的，在后缘装置长度为2.5％C下，不同构型对激波控制的效果的示意图；

图10为本发明实施例提供的，YZ平面投影图，展示了改进的后缘装置控制点在不同x坐标下，激波控制效果随y的变化趋势；

图11为本发明实施例提供的，另一种的XY平面投影图，展示了改进后后缘装置在不同x坐标下的最优控制效果变化趋势。

具体实施方式