[发明专利]一种用于层流流动控制技术飞行试验的机翼翼套

说明书

本发明涉及航天航空技术领域，公开了一种用于层流流动控制技术飞行试验的机翼翼套，包括层流控制翼套，层流控制翼套设有可更换前缘段、试验段和两个过渡段，试验段的前部与可更换前缘段连接，试验段的后部与飞行平台基准机翼后梁光滑过渡连接；过渡段分别与翼套有效试验区域及飞行平台基准机翼光滑连接。本发明能根据飞行试验目的灵活调整翼套前缘，使翼套适用于自然/混合层流流动控制飞行试验。本发明可最大化的维持飞机平台原有气动特性，保证飞行试验平台的安全性。本发明在设计试飞工况及自然层流条件下翼套有效试验段区域的上翼面层流区可在0％c～48％c之间渐变，能满足以对比自然层流与混合层流控制转捩抑制效果为目的的飞行试验需求。

技术领域

本发明涉及航天航空技术领域，具体地涉及一种用于层流流动控制技术飞行试验的机翼翼套。

背景技术

对于典型民用喷气式客机而言，摩擦阻力几乎占据总阻力的50％左右，而层流技术通过在机翼表面实现可观的层流区，可以大幅度地减小机翼的摩擦阻力，显著地提高全机的气动效率。因此层流减阻技术被认为是未来最有可能应用到民用客机设计中的新技术之一。

T-S波失稳是飞机表面流动中存在的非常重要的一种转捩机制，对于具有小前缘后掠角的机翼(通常后掠角不超过15°)，层流转捩由T-S波失稳主导。因此，在公务机这类典型飞行雷诺数不超过10×106的民用客机，自然层流技术被视为一种高效、可靠的被动层流控制技术。对于现代大型民用客机，其往往具有中等甚至大机翼前缘后掠角，飞行雷诺数在20×106以上。较大的机翼后掠角使得层流转捩由T-S波以及CF涡共同主导，高雷诺数条件下，T-S波以及CF涡会更快地失稳，自然层流技术已经无法获得足够长的稳定层流区，需要借助混合层流流动控制技术。

对于民用飞机，无论是自然层流控制技术还是混合层流控制技术，开展飞行试验是将层流流动控制技术进行工程应用转化不可或缺的环节。重新设计、制造完整的飞行试验平台是最为直接的方式，但是从零开始为层流流动控制技术设计及制造完整的试飞平台，具有研制周期长、成本高昂的弊端。因此，针对自然/混合层流流动控制技术，探索更高效、可行的飞行试验技术具有重要意义。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于层流流动控制技术飞行试验的机翼翼套，从而解决现有技术的上述问题。

本发明提供了一种用于层流流动控制技术飞行试验的机翼翼套，包括层流控制翼套，层流控制翼套设有可更换前缘段、试验段和两个过渡段，可更换前缘段和所述试验段构成翼套有效试验区域，可更换前缘段与所述试验段具有相同的展向长度，可更换前缘段的前缘与飞行平台基准机翼的前缘之间的差角小于或等于6°，试验段的前部与所述可更换前缘段连接，试验段的后部与飞行平台基准机翼后梁光滑过渡连接；两个过渡段分别位于翼套有效试验区域的两侧，每个过渡段在机翼展向方向分别与翼套有效试验区域及所述飞行平台基准机翼光滑连接。

进一步的，过渡段的前缘为S型前缘，所述S型前缘能实现可更换前缘段的前缘与飞行平台基准机翼的前缘之间的光滑过渡；所述试验段的展向长度不小于飞行平台基准机翼当地弦长的40％；所述试验段与两个过渡段的展向之和不超过机翼半展长的25％。

进一步的，翼套有效试验区域由一个翼型剖面成形，所述翼套有效试验区域具有若干几何特征，所述若干几何特征包括翼套有效试验区域的翼型剖面完全包裹飞行平台基准机翼、并与飞行平台基准机翼后梁光滑相接，所述翼套有效试验区域的翼型剖面的前缘伸出飞行平台基准机翼的基准翼型，所述翼套有效试验区域的上翼面最大厚度位置在40％c～45％c处，c为翼型弦长。