一种提高飞翼布局飞机高低速性能的气动设计方法与流程

本发明涉及飞机气动设计技术领域，具体是指一种提高飞翼布局飞机高低速性能的气动设计方法。

背景技术：

飞行环境的日益复杂化使得先进的飞机对于气动性能与隐身性能的要求越来越高，飞翼布局飞机取消了平尾和垂尾，机身主要部分隐藏在机翼内，这种布局形式由于整体都是升力面，空气阻力较小、气动效率较高、升阻比非常大，同时由于尾翼的取消及翼身的融合设计导致雷达反射面积较小，飞机的隐身性能较好，因此飞翼布局飞机得到了广泛关注，成为当前飞行器设计研究的热点之一。

在飞翼布局飞机的研制中发现，虽然这种布局具有自身的天然优势，但也存在一些技术瓶颈。在低速起降阶段，要求飞机具有较大的可用升力系数，以尽可能降低飞行速度、缩短滑跑距离来达到要求的场域性能，一般通过增加机翼面积来实现，这是由于飞翼布局飞机没有尾翼，机翼或舵面分离对纵向力矩影响较为敏感，导致其大迎角特性较差、可用升力系数较小；同时飞翼布局飞机在起降时为了配平本体的低头力矩，襟翼提供的是负升力，因此该布局飞机不能采用襟翼进行增升。然而，机翼面积的增加使得飞机气动阻力增加、高速性能变差，这与飞翼布局利用其优异的气动性能来提高巡航效率及飞行速度的设计初衷相矛盾。因此，高低速兼顾设计是飞翼布局飞机气动设计需要解决的主要技术难题之一。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种实现低速性能和高速性能的共同提高，以满足飞翼布局飞机起降场域、机动及高速飞行要求的提高飞翼布局飞机高低速性能的气动设计方法。

本发明通过下述技术方案实现：一种提高飞翼布局飞机高低速性能的气动设计方法，包括以下步骤：

（1）优化翼根翼型的相对厚度设计，所述翼根翼型的相对厚度为11%~13%；

（2）优化翼尖翼型的相对厚度设计，所述翼尖翼型的相对厚度为9%~11%；

（3）优化机翼前缘后掠角度数，所述机翼前缘后掠角度数为30°~40°；

（4）优化机翼翼尖小展弦比梯形翼设计，具体包括梯形翼的后掠角度数设计、展长设计、展弦比设计，所述梯形翼的后掠角度数为40°~60°，所述展长设计为飞机全展长的12%~20%，所述展弦比为1~1.5；

（5）优化机身侧棱边边条厚度占当地弦长厚度的比例设计，所述机身侧棱边边条厚度占当地弦长厚度的1.5%~4.5%。

本技术方案工作原理为，过对机翼翼型进行优化设计，翼根和翼梢分别采取了相对厚度适中的高升力低阻翼型，保证了低速时具有较大的可用升力系数外，兼顾了高速时的低阻设计。翼根厚度适中的翼型能够保证机翼的结构空间，便于起落架、油箱及任务载荷的布置；同时，由于翼梢弦长较小，厚度适中的翼型可以降低结果设计难度，减小飞机结构重量。大后掠角设计可以有效降低高速飞行时机翼来流速度，延缓阻力发散马赫数，进而降低激波阻力，提高高速飞行性能。在外翼段设计了小展弦比的梯形机翼，即翼尖斜切，梯形翼前缘后掠角大于机翼前缘后掠角。外翼段的小展弦比设计保证了翼尖分离涡控制在翼尖不扩散，使得翼尖分离不影响整个机翼的气动效率；同时，相对机翼前缘更大的后掠角设计可以进一步降低翼尖速度，确保全机流动分离不是首先在翼尖处出现，进而延缓翼尖失速，这个设计可以明显提高飞机的巡航升阻比及阻力发散特性。通过合理设计机身侧棱边边条，利用其产生的脱体涡与机翼上表面形成有力干扰来延缓机翼分离，改善飞机的大迎角特性，使飞机具有较大的可用升力系数；同时边条可以诱导出涡升力，也可以使可用升力系数增加。这种设计利用大迎角下较大的可用升力系数满足飞机低速起降及机动作战对升力系数的要求，因此可以适当减小机翼面积来降低高速飞行时的气动阻力，进而提高高速飞行性能，实现高低速性兼顾设计。

为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述步骤（1）中，所述翼根翼型的相对厚度为11.5%。

为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述步骤（2）中，所述翼尖翼型的相对厚度为10%。

为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述步骤（3）中，所述机翼前缘后掠角度数为35°。

为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述步骤（4）中，所述梯形翼的后掠角度数为50°，所述展长设计为飞机全展长的14.3%，所述展弦比为1.28。

为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述步骤（5）中，所述优化机身侧棱边边条厚度占当地弦长厚度的比例设计，所述机身侧棱边边条厚度占当地弦长厚度的3%。

本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：

（1）本发明针对飞翼布局飞机通过一系列的气动手段，包括采取相对厚度适中的高升力低阻翼型、大后掠角设计、外翼段小展弦比梯形机翼设计、机身侧棱边边条设计，保证了低速起降及机动作战时具有较大可用升力系数，同时兼顾了高速飞行时具有较小气动阻力、较高升阻比、较大阻力发散马赫数的设计要求，实现了高低性能的共同提升；

（2）本发明方法简单、实用性好、可靠性高、不增加结构复杂性，具有较大的推广应用价值。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其他特征、目的和优点将会变得更为明显：

图1为本发明中飞翼布局飞机的整体结构图；

图2为本发明中飞翼布局飞机的翼根翼型厚度示意图；

图3为本发明中飞翼布局飞机的翼梢翼型厚度示意图；

图4为本发明中飞翼布局飞机的机身侧棱边边条剖视图；

图5为本发明中飞翼布局飞机的机身侧棱边边条产生的边条涡示意图；

图6为本发明中飞翼布局飞机在风洞实验结果的低速升力特性曲线；

图7为本发明中飞翼布局飞机在风洞实验结果的高速升阻力特性曲线；

图8为本发明中飞翼布局飞机在风洞实验结果的最小阻力随马赫数变化曲线。

其中：1—翼根翼型、2—翼尖翼型，3—机翼前缘后掠角，4—机翼翼尖小展弦比梯形翼，5—机身侧棱边边条。

具体实施方式

为使本发明的目的、工艺条件及优点作用更加清楚明白，结合以下实施实例，对本发明作进一步详细说明，但本发明的实施方式不限于此，在不脱离本发明上述技术思想情况下，根据本领域普通技术知识和惯用手段，做出各种替换和变更，均应包括在本发明的范围内，此处所描述的具体实施实例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

实施例1：

本实施例提供一种提高飞翼布局飞机高低速性能的气动设计方法，包括以下结构的优化，翼根翼型1的相对厚度、翼尖翼型2的相对厚度、机翼前缘后掠角度3、机翼翼尖小展弦比梯形翼4、机身侧棱边边条5厚度占当地弦长厚度的比例。

优化后的飞翼布局飞机的结构如图1所示，针对设计完成的气动外形，通过数值仿真和风洞试验对其气动性能进行评估及验证，结果表明，采用本发明气动设计方法得到的飞翼布局飞机外形低速时失速迎角大、可用升力系数高，高速时阻力发散马赫数大、升阻比高，实现了高低速性能的共同提升设计。本发明的机翼翼型采用相对厚度适中的高升力低阻翼型，保证了低速时具有较大的可用升力系数外，同时兼顾了高速时的低阻设计。为了保证机翼根部具有足够的结构和装载空间，翼根翼型1厚度要大于翼尖翼型2厚度，翼根翼型1相对厚度设计为11%~13%、翼尖翼型2设计的相对厚度为9%~11%。

为了提升高速性能，通过设计较大的机翼前缘后掠角，以减小激波阻力、提高阻力发散马赫数，同时为了兼顾低速性能，机翼前缘后掠角度3不能设计太大。通过仿真分析，3机翼前缘后掠角度设计在30°~40°时可以兼顾飞机的高低速性能。

为了进一步提高升阻比及阻力发散马赫数，改善高速性能，同时控制机翼翼尖涡不往内翼段扩散，以确保翼尖分离不影响全机的气动特性，通过在机翼外翼段设计机翼翼尖小展弦比梯形翼4（即翼尖斜切），结合仿真分析及风洞试验结果，机翼翼尖小展弦比梯形翼的后掠角设计为比机翼前缘后掠角大10°~20°、展长设计为全机展长的12%~20%、展弦比设计为1~1.5时，可明显提高巡航升阻比及阻力发散特性，同时对低速性能影响不大。

为了提高低速起降性能及机动作战能力，通过设计机身侧棱边边条5厚度占当地弦长厚度的1.5%~4.5%，利用其在大迎角下产生的脱体涡与上翼面产生的有利干扰来延缓机翼分离及机身侧棱边边条5诱导出的涡升力，可以改善飞机大迎角特性，使其具有较大的可用升力系数；同时机身侧棱边边条5设计不影响中小攻角下的高速巡航性能。

实施例2：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步完善了飞翼布局飞机各个结构的具体参数设计，如图2，图3，图4，图5所示，所述翼根翼型1的相对厚度为11.5%，所述翼尖翼型2的相对厚度为10%，所述机翼前缘后掠角3度数为35°，所述梯形翼的后掠角度数为50°，所述展长设计为飞机全展长的14.3%，所述展弦比为1.28。所述优化机身侧棱边边条5厚度占当地弦长厚度的比例设计，所述机身侧棱边边条厚度占当地弦长厚度的3%。

具体的风洞试验结果表明，如图6，图7，图8所示，飞机在低速时失速迎角大于14°、最大可用升力系数大于1.0，高速时最大升阻比大于15.0，阻力发散马赫数大于0.8，因此，本发明通过简单的气动设计解决飞翼布局飞机高低速设计无法兼顾的难题。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

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