本發(fā)明屬于空氣動(dòng)力學(xué)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種應(yīng)用于中程民機(jī)后掠機(jī)翼的自然層流超臨界翼型。

背景技術(shù)：

現(xiàn)今國際社會(huì)對新型客機(jī)和運(yùn)輸機(jī)(以下簡稱民機(jī))在節(jié)能減排方面的指標(biāo)要求越來越高。如何在現(xiàn)有設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步減小民機(jī)阻力，提高巡航效率，進(jìn)而減小燃油消耗和二氧化碳排放，顯得越來越重要。目前，通過采用自然層流超臨界翼型實(shí)現(xiàn)減阻設(shè)計(jì)，是非常有潛力實(shí)現(xiàn)此目標(biāo)的關(guān)鍵技術(shù)之一。

傳統(tǒng)自然層流超臨界翼型的設(shè)計(jì)思想是：利用弱激波形成足夠順壓梯度區(qū)域，通過順壓梯度抑制二維ts波擾動(dòng)，實(shí)現(xiàn)跨聲速馬赫數(shù)下維持層流所需的、有一定順壓梯度壓力分布形態(tài)、無激波或弱激波的超臨界翼型要求的壓力分布要求。

在航空領(lǐng)域中，傳統(tǒng)的自然層流超臨界翼型包括：西北工業(yè)大學(xué)喬志德教授設(shè)計(jì)的npu-l72513翼型和npu-s73613翼型，以及韓忠華教授設(shè)計(jì)的lsc72613翼型和lsc74612翼型等。

然而，上述4個(gè)自然層流超臨界翼型具有以下問題：其并非針對三維后掠機(jī)翼的應(yīng)用而設(shè)計(jì)，只通過順壓梯度抑制二維ts波擾動(dòng)，沒有采用抑制橫流cf不穩(wěn)定性擾動(dòng)的措施，因此，在應(yīng)用到后掠機(jī)翼上時(shí)，容易因?yàn)槿S橫流cf波不穩(wěn)定性擾動(dòng)在機(jī)翼前緣誘發(fā)轉(zhuǎn)捩，機(jī)翼表面難以維持大范圍自然層流。

因此，開發(fā)一種適合應(yīng)用于三維后掠機(jī)翼的自然層流超臨界翼型，具有重要意義。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明提供一種應(yīng)用于中程民機(jī)后掠機(jī)翼的自然層流超臨界翼型，用于解決傳統(tǒng)自然層流超臨界翼型在應(yīng)用到后掠機(jī)翼上時(shí)，容易因?yàn)槿S橫流cf波不穩(wěn)定性擾動(dòng)在機(jī)翼前緣誘發(fā)轉(zhuǎn)捩，機(jī)翼表面難以維持大范圍自然層流的問題。

本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下：

本發(fā)明提供一種應(yīng)用于中程民機(jī)后掠機(jī)翼的自然層流超臨界翼型，該自然層流超臨界翼型在設(shè)計(jì)狀態(tài)下具有以下的壓力分布形態(tài)：在上表面前緣區(qū)域，即弦向范圍為0％c～5％c的區(qū)域出現(xiàn)一個(gè)鼓包，鼓包的壓力系數(shù)高度為0.05，鼓包面積占整個(gè)壓力分布面積的0.3％，用于抑制三維橫流cf波不穩(wěn)定性擾動(dòng)的發(fā)展；

在鼓包后到激波位置之間的區(qū)域內(nèi)，即弦向范圍為5％c～55％c的區(qū)域維持順壓梯度，用于抑制二維流向ts波不穩(wěn)定性擾動(dòng)的發(fā)展；其中，c為翼型弦長。

優(yōu)選的，自然層流超臨界翼型的上表面數(shù)據(jù)點(diǎn)坐標(biāo)見表1；自然層流超臨界翼型的下表面數(shù)據(jù)點(diǎn)坐標(biāo)見表2；

表1翼型的上表面數(shù)據(jù)點(diǎn)

表2翼型的下表面數(shù)據(jù)點(diǎn)

其中，x/cup表示翼型的上表面橫坐標(biāo)；y/cup表示翼型的上表面縱坐標(biāo)；x/clow表示翼型的下表面橫坐標(biāo)；y/clow表示翼型的下表面縱坐標(biāo)。

本發(fā)明提供的一種應(yīng)用于中程民機(jī)后掠機(jī)翼的自然層流超臨界翼型具有以下優(yōu)點(diǎn)：

本發(fā)明主要針對中程自然層流民機(jī)后掠機(jī)翼設(shè)計(jì)，可以同時(shí)抑制二維ts波擾動(dòng)和三維橫流cf波擾動(dòng)的發(fā)展，避免翼型在配置到后掠機(jī)翼上時(shí)，邊界層流動(dòng)在前緣區(qū)域發(fā)生轉(zhuǎn)捩，以使得后掠機(jī)翼表面仍然能維持較大范圍的自然層流，從而減小全機(jī)阻力，提高巡航效率，減小燃油消耗和二氧化碳排放，提高新一代民機(jī)的經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性。

附圖說明

圖1是本發(fā)明自然層流超臨界翼型的幾何外形圖；

圖2是本發(fā)明自然層流超臨界翼型的設(shè)計(jì)狀態(tài)壓力分布圖；

圖3是本發(fā)明自然層流超臨界翼型和用于對比的傳統(tǒng)自然層流超臨界翼型的壓力分布對比圖；

圖4是本發(fā)明翼型和用于對比的傳統(tǒng)翼型配置出的后掠機(jī)翼展向站位9.5％處上表面橫流不穩(wěn)定性擾動(dòng)放大積分因子對比圖；

圖5是本發(fā)明翼型和用于對比的傳統(tǒng)翼型配置出的后掠機(jī)翼展向站位50.0％處上表面橫流不穩(wěn)定性擾動(dòng)放大積分因子對比圖；

圖6是本發(fā)明翼型和用于對比的傳統(tǒng)翼型配置出的后掠機(jī)翼的上表面轉(zhuǎn)捩線對比圖；

其中：

1為本發(fā)明自然層流超臨界翼型壓力分布；

2為用于對比的傳統(tǒng)自然層流超臨界翼型壓力分布；

3為本發(fā)明自然層流超臨界翼型配置出的后掠機(jī)翼展向站位9.5％處上表面橫流不穩(wěn)定性擾動(dòng)放大積分因子包絡(luò)線；

4為用于對比的傳統(tǒng)自然層流超臨界翼型配置出的后掠機(jī)翼展向站位9.5％處上表面橫流不穩(wěn)定性擾動(dòng)放大積分因子包絡(luò)線；

5為本發(fā)明自然層流超臨界翼型配置出的后掠機(jī)翼展向站位50.0％處上表面橫流不穩(wěn)定性擾動(dòng)放大積分因子包絡(luò)線；

6為用于對比的傳統(tǒng)自然層流超臨界翼型配置出的后掠機(jī)翼展向站位50.0％處上表面橫流不穩(wěn)定性擾動(dòng)放大積分因子包絡(luò)線；

7為本發(fā)明自然層流超臨界翼型配置出的后掠機(jī)翼上表面轉(zhuǎn)捩線；

8為用于對比的傳統(tǒng)自然層流超臨界翼型配置出的后掠機(jī)翼上表面轉(zhuǎn)捩線。

具體實(shí)施方式

為了使本發(fā)明所解決的技術(shù)問題、技術(shù)方案及有益效果更加清楚明白，以下結(jié)合附圖及實(shí)施例，對本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)說明。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實(shí)施例僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。

在高亞聲速狀態(tài)巡航的民機(jī)一般都采用后掠機(jī)翼設(shè)計(jì)推遲激波產(chǎn)生。后掠機(jī)翼的邊界層由于受到橫向壓力梯度的影響，速度型存在橫流分量。橫流速度型的拐點(diǎn)會(huì)引起橫流cf波不穩(wěn)定性。與二維ts波相反，橫流cf波不穩(wěn)定性在順壓梯度區(qū)域被放大?，F(xiàn)有自然層流超臨界翼型并非針對三維后掠機(jī)翼的應(yīng)用而設(shè)計(jì)，只通過順壓梯度抑制二維ts波抑制轉(zhuǎn)捩，沒有采用抑制三維橫流cf波不穩(wěn)定性擾動(dòng)的措施。因此現(xiàn)有自然層流超臨界翼型在應(yīng)用到后掠機(jī)翼上時(shí)，三維橫流cf波不穩(wěn)定性擾動(dòng)在前緣順壓梯度區(qū)迅速放大，往往直接在前緣區(qū)域引發(fā)橫流轉(zhuǎn)捩，難以繼續(xù)維持其二維狀態(tài)下所具有的大范圍自然層流。

本發(fā)明設(shè)計(jì)的自然層流超臨界翼型，主要針對中程自然層流民機(jī)后掠機(jī)翼設(shè)計(jì)，在抑制二維ts波擾動(dòng)的基礎(chǔ)上進(jìn)行改進(jìn)，從而能有效抑制三維橫流cf不穩(wěn)定性擾動(dòng)的發(fā)展，避免后掠機(jī)翼邊界層流動(dòng)在前緣發(fā)生轉(zhuǎn)捩。因此當(dāng)本發(fā)明翼型配置到后掠機(jī)翼上時(shí)，仍然能維持較大范圍的自然層流。

具體的，參見圖1和圖2，分別為自然層流超臨界翼型的幾何外形圖和設(shè)計(jì)狀態(tài)壓力分布圖。從圖2中可見，在傳統(tǒng)自然層流超臨界翼型壓力分布的基礎(chǔ)上，本發(fā)明自然層流超臨界翼型在設(shè)計(jì)狀態(tài)下具有以下的壓力分布形態(tài)：在上表面前緣區(qū)域，即弦向范圍為0％c～5％c的區(qū)域出現(xiàn)一個(gè)鼓包，鼓包的壓力系數(shù)高度為0.05，鼓包面積占整個(gè)壓力分布面積的0.3％，用于抑制三維橫流cf波不穩(wěn)定性擾動(dòng)的發(fā)展；其中，鼓包面積占整個(gè)壓力分布面積的百分比數(shù)值過大，可能會(huì)過度干擾前緣區(qū)域流動(dòng)，誘發(fā)ts波不穩(wěn)定；此百分比數(shù)值過小，則無法起到有效抑制三維橫流cf波不穩(wěn)定性擾動(dòng)的作用。因此，發(fā)明人經(jīng)多次試驗(yàn)設(shè)計(jì)，得出最佳的百分比數(shù)值為0.3％。在鼓包后到激波位置之間的區(qū)域內(nèi)，即弦向范圍為5％c～55％c的區(qū)域維持順壓梯度，用于抑制二維流向ts波不穩(wěn)定性擾動(dòng)的發(fā)展；其中，c為翼型弦長。

本發(fā)明翼型在配置到后掠機(jī)翼上時(shí)，在弦向范圍為50％c～70％c的位置出現(xiàn)翼型上表面轉(zhuǎn)捩點(diǎn)，從而實(shí)現(xiàn)在設(shè)計(jì)條件下獲得較大范圍(50％以上)的層流。翼型幾何外形見圖1。

本發(fā)明自然層流超臨界翼型的上表面數(shù)據(jù)點(diǎn)坐標(biāo)見表1；自然層流超臨界翼型的下表面數(shù)據(jù)點(diǎn)坐標(biāo)見表2；

表1翼型的上表面數(shù)據(jù)點(diǎn)

表2翼型的下表面數(shù)據(jù)點(diǎn)

其中，x/cup表示翼型的上表面橫坐標(biāo)；y/cup表示翼型的上表面縱坐標(biāo)；x/clow表示翼型的下表面橫坐標(biāo)；y/clow表示翼型的下表面縱坐標(biāo)。

本發(fā)明自然層流超臨界翼型的關(guān)鍵點(diǎn)是：在傳統(tǒng)自然層流超臨界翼型壓力分布的基礎(chǔ)上加以改進(jìn)，在上表面前緣區(qū)域設(shè)計(jì)一個(gè)鼓包，抑制三維橫流cf波不穩(wěn)定性擾動(dòng)的發(fā)展；而在鼓包后則是利用弱激波形成足夠順壓梯度區(qū)域，抑制二維流向ts波擾動(dòng)的發(fā)展。因此，本發(fā)明翼型達(dá)到同時(shí)抑制二維ts波擾動(dòng)和三維橫流cf波擾動(dòng)發(fā)展的目的，實(shí)現(xiàn)中程高速民機(jī)自然層流超臨界后掠機(jī)翼設(shè)計(jì)。本發(fā)明翼型在配置到后掠機(jī)翼上時(shí)，能夠有效的同時(shí)抑制兩種擾動(dòng)誘發(fā)的轉(zhuǎn)捩，維持50％以上的自然層流范圍，并保持僅有弱激波的超臨界特性，實(shí)現(xiàn)中程高速民機(jī)后掠機(jī)翼的自然層流超臨界設(shè)計(jì)，從而實(shí)現(xiàn)層流減阻，提高中程民機(jī)的經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性，達(dá)到減小燃油消耗和二氧化碳排放的要求。

以下通過實(shí)驗(yàn)效果例，對本發(fā)明提供的應(yīng)用于中程民機(jī)后掠機(jī)翼的自然層流超臨界翼型的優(yōu)點(diǎn)進(jìn)行驗(yàn)證：

發(fā)明人使用計(jì)算流體力學(xué)(cfd)數(shù)值模擬方法，對本發(fā)明翼型配置的后掠機(jī)翼繞流進(jìn)行數(shù)值模擬，并與常規(guī)自然層流超臨界翼型配置機(jī)翼進(jìn)行了對比。

示例機(jī)翼平面形狀為翼展42.5米、前緣30°后掠、展弦比10.5、梢根比0.3的有限翼展后掠機(jī)翼；機(jī)翼截面配置本發(fā)明自然層流超臨界翼型，翼梢扭轉(zhuǎn)角-3°；計(jì)算狀態(tài)為：雷諾數(shù)為2.5×10⁷，馬赫數(shù)為0.78，定升力系數(shù)為0.5；采用sa湍流模型模擬湍流流動(dòng)。用于對比的傳統(tǒng)機(jī)翼，除了配置傳統(tǒng)的常規(guī)自然層流超臨界翼型外，其機(jī)翼平面形狀、翼梢扭轉(zhuǎn)角、計(jì)算狀態(tài)、湍流模型均與示例機(jī)翼相同。

圖3為本發(fā)明自然層流超臨界翼型和用于對比的傳統(tǒng)自然層流超臨界翼型壓力分布對比，其中虛線代表用于對比的傳統(tǒng)常規(guī)自然層流超臨界翼型，實(shí)線代表本發(fā)明自然層流超臨界翼型。從圖2可發(fā)看出本發(fā)明主要?jiǎng)?chuàng)新點(diǎn)，即翼型壓力分布在上表面前緣的鼓包。

圖4和圖5分別為機(jī)翼展向站位9.5％、50.0％處機(jī)翼上表面橫流不穩(wěn)定性擾動(dòng)放大積分因子包絡(luò)線對比，其中虛線代表用于對比的傳統(tǒng)常規(guī)自然層流超臨界翼型配置機(jī)翼，實(shí)線代表本發(fā)明自然層流超臨界翼型配置機(jī)翼。從圖4和圖5中可以看到本發(fā)明翼型橫流擾動(dòng)發(fā)展規(guī)律，即：相同x/c站位處，橫流不穩(wěn)定性擾動(dòng)放大積分因子包絡(luò)線數(shù)值越高，表示橫流越強(qiáng)，越容易發(fā)生轉(zhuǎn)捩?？梢姳景l(fā)明翼型三維橫流cf波不穩(wěn)定性較傳統(tǒng)的常規(guī)自然層流超臨界翼型大大降低，從而可以推遲轉(zhuǎn)捩發(fā)生，獲得更大的層流范圍。

圖6是本發(fā)明翼型和用于對比的傳統(tǒng)翼型配置出的后掠機(jī)翼的上表面轉(zhuǎn)捩線對比，其中虛線代表用于對比的傳統(tǒng)常規(guī)自然層流超臨界翼型配置機(jī)翼，實(shí)線代表本發(fā)明自然層流超臨界翼型配置機(jī)翼。從圖6中可以看出，傳統(tǒng)翼型配置的后掠機(jī)翼的上表面在內(nèi)段區(qū)域，由于橫流不穩(wěn)定性導(dǎo)致的轉(zhuǎn)捩在前緣區(qū)域發(fā)生；而本發(fā)明翼型配置的后掠機(jī)翼的整個(gè)上表面區(qū)域，均能保持50％以上的層流范圍，達(dá)到自然層流減阻的目的。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤飾，這些改進(jìn)和潤飾也應(yīng)視本發(fā)明的保護(hù)范圍。