CN102730181B - 一种采用混合翼身的飞行器气动外形 - Google Patents

Abstract

一种采用混合翼身的飞行器气动外形。以所述混合翼身飞行器一侧气动外形为例，沿机体展向分别为中央机体、过渡段和外翼段，并且所述的过渡段位于中央机体与外翼段之间，并且中央机体、过渡段和外翼段的面积比为1∶0.350：0.554。由于本发明采取的技术方案，使阻力发散马赫数Ma_dd=0.83，最大升阻比K_max＝25，比翼身融合布局提高8.7％，使本发明比翼身融合布局具有更高的气动效率和良好的升阻性能。本发明的纵向力矩静稳定为裕度3％，基本达到了巡航飞行时的自配平设计要求。同时，本发明具有更大的装载空间。

Description

一种采用混合翼身的飞行器气动外形

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，具体是一种采用混合翼身的飞行器气动外形。

背景技术

随着20世纪80年代翼身融合飞翼布局的巨型战略轰炸机B2的首次试飞，人们对此类外形应用于民航旅客机或运输机的可能性产生了浓厚兴趣和探讨。波音从20世纪90年代初开始研究翼身融合体外形的技术上和商业上的可行性和概念设计研究，随后欧洲、俄罗斯和日本等也相继开展类似的研究。相对于常规布局，翼身融合布局的优点主要表现在以下几点，采用翼身融合无尾布局，大大减小了浸湿面积，具备了较高的气动效率；由于气动效率的提高，减小了燃油消耗，并降低了氮氧化物的排放，具有较高的环境优势；宽大的中央机体具备了装载空间大和结构效率高优点；将发动机置于宽大机体上表面，有效屏蔽了发动机噪音同时避免了噪音被机翼下表面反射，有利于减小噪音水平。但，翼身融合布局也有相应缺陷，如专利US-20090152392A1所描述的翼身融合布局，较厚的中央机体和过渡段在跨声速飞行时易产生激波；外翼段后掠角较大，气动效率较低且不利于纵向平衡控制，限制翼身融合布局气动性能的进一步提高，中央机体较短，无法布置更多的逃逸舱门，难于满足适航要求。

发明内容

为克服现有翼身融合布局技术中存在的气动效率和纵向操纵能力的不足，本发明提出了一种采用混合翼身的飞行器气动外形。

以所述混合翼身飞行器一侧气动外形为例，沿机体展向分别为中央机体、过渡段和外翼段，并且所述的过渡段位于中央机体与外翼段之间，并且中央机体、过渡段和外翼段的面积比为1∶0.350∶0.554；

a.中央机体采用前加载后卸载翼型；中央机体包括中央机体根部控制面、中央机体中部控制面、中央机体梢部控制面；中央机体的平面形状为梯形；中央机体的投影面积为全机半模投影面积的52.5％；中央机体前缘后掠角α为65°；中央机体根部控制面弦长L₄＝38m；中央机体梢部控制面距中央机体根部控制面的展向距离S_6-4＝6.8342m，中央机体梢部控制面前缘顶点的坐标为(15.0740m，6.8341m，0.7000m)，中央机体梢部控制面弦长L₆＝20.7739m；中央机体中部控制面距中央机体根部控制面的展向距离S5-4＝3.4171m；中央机体中部控制面的弦长为29.3869m，中央机体中部控制面前缘顶点的坐标为(7.5370m，3.4171m，0.3500m)；

中央机体根部控制面的翼型的前缘顶点与中央机体根部控制面前缘顶点重合，并将所述中央机体根部控制面的翼型的横坐标x和纵坐标y均放大38倍，得到中央机体根部控制面的截面形状；

中央机体中部控制面的翼型的前缘顶点与中央机体中部控制面前缘顶点重合，并将所述中央机体中部控制面的翼型的横坐标x放大29.3869倍，纵坐标y放大31.0119倍，得到中央机体中部控制面的截面形状；

中央机体梢部控制面的翼型的前缘顶点与中央机体梢部控制面前缘顶点重合，并将所述中央机体梢部控制面的翼型的横坐标x放大20.7739倍，纵坐标y放大22.9655倍，得到中央机体梢部控制面的截面形状；

b.过渡段包括中央机体梢部控制面、过渡段中部控制面、过渡段梢部控制面；过渡段的平面形状为梯形，且中央机体梢部控制面即为过渡段的根部；过渡段的投影面积为全机半模投影面积的18.4％；过渡段前缘后掠角β为50°；过渡段梢部控制面距中央机体梢部控制面的展向距离S_8-6＝4.8464m，过渡段梢部控制面前缘顶点的坐标为(20.6963m，11.6804m，1.4000m)，过渡段梢部控制面弦长L₈＝8.3942m；

过渡段中部控制面距中央机体梢部控制面的展向距离S_7-6＝2.4232m；通过以上几何关系确定过渡段中部控制面的弦长为14.5841m，过渡段中部控制面前缘顶点的坐标为(17.8851m，9.2572m，1.0500m)；

过渡段中部控制面的翼型采用前加载后卸载翼型；过渡段中部控制面的翼型的前缘顶点与过渡段中部控制面前缘顶点重合，并将翼型的横坐标x放大14.5841倍，纵坐标y放大14.6570倍，得到过渡段中部控制面的截面形状；

过渡段梢部控制面的翼型采用超临界翼型；过渡段梢部控制面的翼型的前缘顶点与过渡段梢部控制面前缘顶点重合，并将翼型的横坐标x和纵坐标y分别放大8.3942倍，得到过渡段梢部控制面的截面形状；

c.外翼段包括过渡段梢部控制面、外翼段中部控制面、外翼段梢部控制面，并通过所述的过渡段梢部控制面、外翼段中部控制面和外翼段梢部控制面，采用线性插值的方法获得外翼段的三维构型；

外翼段的过渡段梢部控制面即为外翼段的根部；外翼段的投影面积为全机半模投影面积的29.1％；外翼段前缘后掠角γ为26°；外翼段梢部控制面距过渡段梢部控制面的展向距离S_10-8＝19.8794m，外翼段梢部控制面前缘顶点的坐标为(30.3429m，31.5600m，1.400m)，外翼段梢部控制面弦长L₁₀＝2.8132m；

外翼段中部控制面距过渡段梢部控制面的展向距离S_9-8＝9.9397m；外翼段中部控制面的弦长为5.6037m，外翼段中部控制面前缘顶点的坐标为(25.5196m，21.6202m，1.4000m)；

外翼段中部控制面的翼型采用超临界翼型；外翼段中部控制面的翼型的前缘顶点与外翼段中部控制面前缘顶点重合，并将翼型绕所述的前缘顶点按照右手法则旋转1.7度，形成负几何扭转；将翼型的横坐标x和纵坐标y分别放大5.6037倍，得到外翼段中部控制面的截面形状；

构成外翼梢部控制面的翼型采用翼梢翼型；将构成外翼梢部控制面的翼型的前缘顶点与外翼段梢部控制面前缘顶点重合，将翼型的横坐标x和纵坐标y分别放大2.8132倍，得到外翼段梢部控制面的截面形状。

所述前加载后卸载翼型的翼型数据如表一所示，其中翼型前缘点为(0，0)；

表一前加载后卸载翼型的翼型数据

所述超临界翼型的翼型数据如表二所示，其中翼型前缘点为(0，0)；

表二 超临界翼型的翼型数据

所述翼梢翼型的翼型数据如表三所示，其中翼型前缘点为(0，0)；

表三 翼梢翼型的翼型数据

本发明能够广泛应用于下一代军民用运输类布局，其具体优点在于：

中央机体在提供升力；中央机体较大的前缘后掠角以及较大的当地弦长，有效避免了跨音速飞行时的激波阻力；由于混合翼身融合布局取消了常规布局的尾翼，外翼产生了较强的低头力矩，不利于平衡。因此，中央机体采用的后卸载翼型，通过翼型后缘所产生的负升力提供抬头力矩平衡外翼低头力矩，有利于全机实现巡航状态下的配平设计要求，减小配平阻力。

相对于翼身融合布局较大面积的过渡区域，本发明较小的过渡段实现了中央机体和外翼段的快速过渡，减小了较低气动效率的过渡段对全机气动性能的不利影响。

相对于翼身融合布局较大的外翼前缘后掠角，本发明外翼段采用较小前缘后掠角和厚度的大展弦比超临界机翼，保证了跨音速飞行时的较高升阻比和较好阻力发散特性。较小的外翼前缘后掠角减小了翼根的弯矩，同时降低了结构重量。

宽大的中央机体提供了较大的装载空间，可满足总体装载的需求。相对于翼身融合布局中央机体较小的前缘后掠角，本发明中央机体后掠角更大、长度增加，有利于布置更多的逃逸舱门，易于满足适航要求。可将发动机置于中央机体上表面尾部，有效减小噪音水平。

通过CFD数值仿真分析，混合翼身融合体布局最大升阻比K_max＝25，得到混合翼身融合布局的气动效率比翼身融合布局提高了8.7％；纵向采用静稳定设计，相对于全投影面积的平均气动力弦长的静稳定裕度为3％，基本达到了巡航飞行时的白配平设计要求；实现了巡航飞行时的无激波状态，阻力发散马赫数Ma_dd＝0.83。

附图说明

附图1是现有技术中的翼身融合布局；

附图2是混合翼身融合布局俯视图；

附图3是混合翼身融合布局的中央机体；

附图4是混合翼身融合布局的过渡段；

附图5是混合翼身融合布局的外翼；

附图6是混合翼身融合布局侧视图；

附图7是混合翼身融合布局前视图；

附图8是前加载后卸载翼型；

附图9是超临界翼型；

附图10是翼梢翼型；

附图11是混合翼身融合布局的A-A剖视图；

附图12是混合翼身融合布局的B-B剖视图；

附图13是混合翼身融合布局的C-C剖视图；

附图14是混合翼身融合布局的D-D剖视图；

附图15是混合翼身融合布局的E-E剖视图；

附图16是混合翼身融合布局的F-F剖视图；

附图17是混合翼身融合布局的G-G剖视图。其中：

1.中央机体  2.过渡段  3.外翼段  4冲央机体根部控制面

5.中央机体中部控制面  6.中央机体梢部控制面  7.过渡段中部控制面

8.过渡段梢部控制面  9.外翼段中部控制面  10.外翼段梢部控制面

11.中央机体根部控制面前缘顶点  12.中央机体中部控制面前缘顶点

13.中央机体梢部控制面前缘顶点  14.过渡段中部控制面前缘顶点

15.过渡段梢部控制面前缘顶点  16.外翼段中部控制面前缘顶点

17.外翼段梢部控制面前缘顶点  18.前加载后卸载翼型

19.超临界翼型  20.翼梢翼型  α.中央机体前缘后掠角β.过渡段前缘后掠角

γ.外翼段前缘后掠角  L₄.中央机体根部控制面弦长  L₆.中央机体梢部控制面弦长

L₈.过渡段梢部控制面弦长  L₁₀.外翼段梢部控制面弦长

S_5-4.中央机体中部控制面距中央机体根部控制面的展向距离

S_6-4.中央机体梢部控制面距中央机体根部控制面的展向距离

S_7-6.过渡段中部控制面距中央机体梢部控制面的展向距离

S_8-6.过渡段梢部控制面距中央机体梢部控制面的展向距离

S_9-8.外翼段中部控制面距过渡段梢部控制面的展向距离

S_10-8.外翼段梢部控制面距过渡段梢部控制面的展向距离

具体实施方式

本实施例是一种采用混合翼身的飞行器的气动外形，如图2所示，本实施例以机体的一侧为例，沿机体展向分别为中央机体1、过渡段2和外翼段3，并且所述的过渡段2位于中央机体1与外翼段3之间，中央机体1、过渡段2和外翼段3的面积比为1∶0.350：0.554。

本实施例中，中央机体1包括中央机体根部控制面4、中央机体中部控制面5、中央机体梢部控制面6，并将所述的中央机体根部控制面4、中央机体中部控制面5和中央机体梢部控制面6，通过线性插值的方法获得中央机体1的三维构型。

中央机体

如图2所示，中央机体1的平面形状为梯形。中央机体1的投影面积为全机半模投影面积的52.5％；中央机体前缘后掠角α为65°；中央机体根部控制面弦长L₄＝38m；中央机体梢部控制面6距中央机体根部控制面4的展向距离S_6-4＝6.8342m，中央机体梢部控制面前缘顶点13的坐标为(15.0740m，6.8341m，0.7000m)，中央机体梢部控制面弦长L₆＝20.7739m。

中央机体中部控制面5距中央机体根部控制面4的展向距离S5-4＝3.4171m。通过以上几何关系确定中央机体中部控制面5的弦长为29.3869m，中央机体中部控制面前缘顶点12的坐标为(7.5370m，3.4171m，0.3500m)。所述的中央机体中部控制面5是位于央机体根部控制面4与中央机体梢部控制面6之间。

所述的中央机体根部控制面4、中央机体中部控制面5和中央机体梢部控制面6的翼型均采用前加载后卸载翼型18。

中央机体根部控制面4的翼型的前缘顶点与中央机体根部控制面前缘顶点11重合，并将所述中央机体根部控制面的翼型的横坐标x和纵坐标y均放大38倍，得到中央机体根部控制面4的截面形状，如图11所示。

中央机体中部控制面5的翼型的前缘顶点与中央机体中部控制面前缘顶点12重合，并将所述中央机体中部控制面5的翼型的横坐标x放大29.3869倍，纵坐标y放大31.0119倍，得到中央机体中部控制面5的截面形状，如图12所示。

中央机体梢部控制面6的翼型的前缘顶点与中央机体梢部控制面前缘顶点13重合，并将所述中央机体梢部控制面6的翼型的横坐标x放大20.7739倍，纵坐标y放大22.9655倍，得到中央机体梢部控制面6的截面形状，如图13所示。

过渡段

本实施例中，过渡段2包括中央机体梢部控制面6、过渡段中部控制面7、过渡段梢部控制面8，并通过所述的中央机体梢部控制面6、过渡段中部控制面7和过渡段梢部控制面8，采用线性插值的方法获得过渡段2的三维构型。

如图2所示，过渡段2的平面形状为梯形，且中央机体梢部控制面6即为过渡段2的根部。过渡段2的投影面积为全机半模投影面积的18.4％；过渡段前缘后掠角β为50°；过渡段梢部控制面8距中央机体梢部控制面6的展向距离S_8-6＝4.8464m，过渡段梢部控制面前缘顶点15的坐标为(20.6963m，11.6804m，1.4000m)，过渡段梢部控制面弦长L₈＝8.3942m。

过渡段中部控制面7距中央机体梢部控制面6的展向距离S_7-6＝2.4232m。通过以上几何关系确定过渡段中部控制面7的弦长为14.5841m，过渡段中部控制面前缘顶点14的坐标为(17.8851m，9.2572m，1.0500m)。

过渡段中部控制面7的翼型采用前加载后卸载翼型18。过渡段中部控制面7的翼型的前缘顶点与过渡段中部控制面前缘顶点14重合，并将翼型的横坐标x放大14.5841倍，纵坐标y放大14.6570倍，得到过渡段中部控制面7的截面形状，如图14所示。

过渡段梢部控制面8的翼型采用超临界翼型19。过渡段梢部控制面8的翼型的前缘顶点与过渡段梢部控制面前缘顶点15重合，并将翼型的横坐标x和纵坐标y分别放大8.3942倍，得到过渡段梢部控制面8的截面形状，如图15所示。

本实施例中，外翼段3包括过渡段梢部控制面8、外翼段中部控制面9、外翼段梢部控制面10，并通过所述的过渡段梢部控制面8、外翼段中部控制面9和外翼段梢部控制面10，采用线性插值的方法获得外翼段3的三维构型。

外翼段

如图2、3和4所示，外翼段3为上单翼，外翼段3的平面形状为梯形，且过渡段梢部控制面8即为外翼段3的根部。外翼段3的投影面积约为全机半模投影面积的29.1％；外翼段前缘后掠角γ为26°；外翼段梢部控制面10距过渡段梢部控制面8的展向距离S_10-8＝19.8794m，外翼段梢部控制面前缘顶点17的坐标为(30.3429m，31.5600m，1.400m)，外翼段梢部控制面弦长L₁₀＝2.8132m。

外翼段中部控制面9距过渡段梢部控制面8的展向距离S_9-8＝9.9397m。通过以上几何关系确定外翼段中部控制面9的弦长为5.6037m，外翼段中部控制面前缘顶点16的坐标为(25.5196m，21.6202m，1.4000m)。

外翼段中部控制面9的翼型采用超临界翼型19。外翼段中部控制面9的翼型的前缘顶点与外翼段中部控制面前缘顶点16重合，并将翼型绕所述的前缘顶点按照右手法则旋转1.7度，形成负几何扭转。将翼型的横坐标x和纵坐标y分别放大5.6037倍，得到外翼段中部控制面9的截面形状，如图16所示。

构成外翼梢部控制面10的翼型采用翼梢翼型20。将构成外翼梢部控制面10的翼型的前缘顶点与外翼段梢部控制面前缘顶点17重合，将翼型的横坐标x和纵坐标y分别放大2.8132倍，得到外翼段梢部控制面10的截面形状，如图17所示。

所述前加载后卸载翼型19的翼型数据如表一所示，其中翼型前缘点为(0，0)。

表一 前加载后卸载翼型的翼型数据

所述超临界翼型20的翼型数据如表二所示，其中翼型前缘点为(0，0)。

表二 超临界翼型的翼型数据

所述翼梢翼型21的翼型数据如表三所示，其中翼型前缘点为(0，0)。

表三 翼梢翼型的翼型数据

通过CFD数值仿真方法对本实施例分析，验证了本实施例具备了比翼身融合布局更高的气动效率，并具有更大的装载空间。

本实施例的最大升阻比K_max＝25，比翼身融合布局提高8.7％，具有良好的升阻性能。纵向力矩静稳定裕度为3％，基本达到了巡航飞行时的白配平设计要求。实现了巡航飞行时的无激波状态，阻力发散马赫数Ma_dd＝0.83。

Claims (4)

1.一种采用混合翼身的飞行器气动外形，其特征在于，沿机体展向分别为中央机体、过渡段和外翼段，并且所述的过渡段位于中央机体与外翼段之间，并且中央机体、过渡段和外翼段的面积比为1:0.350：0.554； 

a.中央机体采用前加载后卸载翼型；中央机体包括中央机体根部控制面、中央机体中部控制面、中央机体梢部控制面；中央机体的平面形状为梯形；中央机体的投影面积为全机半模投影面积的52.5%；中央机体前缘后掠角α为65°；中央机体根部控制面弦长L₄=38m；中央机体梢部控制面距中央机体根部控制面的展向距离S_6-4=6.8342m，中央机体梢部控制面前缘顶点的坐标为（15.0740m，6.8341m，0.7000m），中央机体梢部控制面弦长L₆=20.7739m；中央机体中部控制面距中央机体根部控制面的展向距离S_5-4=3.4171m；中央机体中部控制面的弦长为29.3869m，中央机体中部控制面前缘顶点的坐标为（7.5370m，3.4171m，0.3500m）； 

中央机体根部控制面的翼型的前缘顶点与中央机体根部控制面前缘顶点重合，并将所述中央机体根部控制面的翼型的横坐标x和纵坐标y均放大38倍，得到中央机体根部控制面的截面形状； 

中央机体中部控制面的翼型的前缘顶点与中央机体中部控制面前缘顶点重合，并将所述中央机体中部控制面的翼型的横坐标x放大29.3869倍，纵坐标y放大31.0119倍，得到中央机体中部控制面的截面形状； 

中央机体梢部控制面的翼型的前缘顶点与中央机体梢部控制面前缘顶点重合，并将所述中央机体梢部控制面的翼型的横坐标x放大20.7739倍，纵坐标y放大22.9655倍，得到中央机体梢部控制面的截面形状； 

b.过渡段包括中央机体梢部控制面、过渡段中部控制面、过渡段梢部控制面；过渡段的平面形状为梯形，且中央机体梢部控制面即为过渡段的根部；过渡段的投影面积为全机半模投影面积的18.4%；过渡段前缘后掠角β为50°；过渡段梢部控制面距中央机体梢部控制面的展向距离S_8-6=4.8464m，过渡段梢部控制面前缘顶点的坐标为（20.6963m，11.6804m，1.4000m），过渡段梢部控制面弦长L₈=8.3942m；过渡段中部控制面距中央机体梢部控制面的展向距离S_7-6=2.4232m；通过以上几何关系确定过渡段中部控制面的弦长为14.5841m，过渡段中部控制面前缘顶点的坐标为（17.8851m，9.2572m，1.0500m）； 

过渡段中部控制面的翼型采用前加载后卸载翼型；过渡段中部控制面的翼型的前缘 顶点与过渡段中部控制面前缘顶点重合，并将翼型的横坐标x放大14.5841倍，纵坐标y放大14.6570倍，得到过渡段中部控制面的截面形状； 

过渡段梢部控制面的翼型采用超临界翼型；过渡段梢部控制面的翼型的前缘顶点与过渡段梢部控制面前缘顶点重合，并将翼型的横坐标x和纵坐标y分别放大8.3942倍，得到过渡段梢部控制面的截面形状； 

c.外翼段包括过渡段梢部控制面、外翼段中部控制面、外翼段梢部控制面，并通过所述的过渡段梢部控制面、外翼段中部控制面和外翼段梢部控制面，采用线性插值的方法获得外翼段的三维构型； 

外翼段的过渡段梢部控制面即为外翼段的根部；外翼段的投影面积为全机半模投影面积的29.1%；外翼段前缘后掠角γ为26°；外翼段梢部控制面距过渡段梢部控制面的展向距离S_10-8=19.8794m，外翼段梢部控制面前缘顶点的坐标为（30.3429m，31.5600m，1.400m），外翼段梢部控制面弦长L₁₀=2.8132m； 

外翼段中部控制面距过渡段梢部控制面的展向距离S_9-8=9.9397m；外翼段中部控制面的弦长为5.6037m，外翼段中部控制面前缘顶点的坐标为（25.5196m，21.6202m，1.4000m）； 

外翼段中部控制面的翼型采用超临界翼型；外翼段中部控制面的翼型的前缘顶点与外翼段中部控制面前缘顶点重合，并将翼型绕所述的前缘顶点按照右手法则旋转1.7度，形成负几何扭转；将翼型的横坐标x和纵坐标y分别放大5.6037倍，得到外翼段中部控制面的截面形状； 

构成外翼梢部控制面的翼型采用翼梢翼型；将构成外翼梢部控制面的翼型的前缘顶点与外翼段梢部控制面前缘顶点重合，将翼型的横坐标x和纵坐标y分别放大2.8132倍，得到外翼段梢部控制面的截面形状。 

2.如权利要求1所述一种采用混合翼身的飞行器气动外形，其特征在于，所述前加载后卸载翼型的翼型数据如表一所示，其中翼型前缘点为（0，0）； 

表一前加载后卸载翼型的翼型数据 

。

3.如权利要求1所述一种采用混合翼身的飞行器气动外形，其特征在于，所述超临界翼型的翼型数据如表二所示，其中翼型前缘点为（0，0）； 

表二超临界翼型的翼型数据 

。

4.如权利要求1所述一种采用混合翼身的飞行器气动外形，其特征在于，所述翼梢翼 型的翼型数据如表三所示，其中翼型前缘点为（0，0）； 

表三翼梢翼型的翼型数据 

。

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