PDF《和 设计 实例》

? 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.

All rights reserved. http://www.cnki.net 第卷第期航空学报超临界机翼气动设计的准则 、 流程 和设计实例 沈克扬 张锡华 上海民用 飞机技术研究 中心 , 上海 犯一 信箱 , , 一,一哪沙 一,,

摘要以计算空气动力学为基础 , 提 出超临界机翼的气动设计准则和设计流程 . 翼型设计准 则是 非设计状态音速区压 力平坦 延迟后缘分离 设计状态迎 角接近于零和局部最小厚度约 束等 . 机 翼设计准则是 在约束 条件下诱阻最小 满足纵向稳定性要求 上翼面等压线型态和 考虑结构弹性变形等 . 设计过程可 分为两个阶段 , 即总体优化和机翼气动设计优化 . 后者的步 骤是基本翼型设计 、 初始机翼外 形设计 、 机翼巡航外形设计和机翼型架外形设计 . 对设计实例 进行风洞试验后表明 尽管新机翼的平均厚度 比某午线运输机厚 , 但安装该机翼的干线运 输机巡航效率仍 比前者高 . 关键词 超临界翼型 , 超临界和机翼 , 设计 , 计算空气动力学 , , , 一,的,,

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计算空气动 力学有两 大任 务,一是研制设计软 件 另一是研究如 何应用 这些软 件设计 出性能先进的 飞机 . 目前 , 关 于前者 国 内外发表的论文 很多,有低速线性速势方程法 、 跨年月日收 到,年月日收 到修改 稿?1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 航空学报第卷音速全速势方程法 、 方程和 一 方程法等 然而,关于后者的论文 却较少【'

. 目前民用 飞机气动设 计的重 点是机翼设计 . 超临界机翼又是 当前改进机翼气动性能 的重要措施 之一.计算空 气动力学未发展时,通常是从 翼型手册 中选定机 翼的 主 要剖 面外形,进行 翼型 配 置后得到 机翼 外形通过风洞试 验凭经验进行修 形然后再作风洞 试验 如此反复直 至得 到满意结果 . 随着计算空气动力学的发展 , 特别是反方法 一 的发展 , 实现了根 据理 想 目标压 力分布直 接设 计机 翼外 形经风洞试验 验证常常可 以 得到 满意的 结果.因此 有必 要根据超 临 界机翼的 气动 和结构设 计要 求以 计算空气动 力学方法 为基础提 出设计准则 给 出确定 目标压力分布的方 法 并提 出相应的 设 计流程 . 超临界机翼气动设计准则 超临界机翼的一般要求 气动要 求有全机 巡航效率高 , 即阻 力发散 数..高和 阻 力蠕增 小 全机抖振 边界高 , 巡航 数下抖振 升 力系数 . 应不 小于巡航升力系 数.的倍,乙下的数方 向抖振 余量 应不小于 在失速和抖振 边 界附 近,飞机带尾 翼无上仰现象 全机无尾 零升 力矩 尽可 能小,以降低 配平阻力和 平尾 载荷 机翼最大升力系数高以 简化增升装置设 计.结构要 求有机翼平面形状简单 , 翼面展 向曲率应柔 和以 降低制造成本 机翼应 具有 足 够厚度以 满足空间和局部刚度要 求.气动 要求 和 结构要求 常常是 相互 矛盾的 , 因此必须提 出合理 的设 计谁则 以解决两 者的 矛盾 . 超临界翼型气动 力设计准则 现代民航机 一 般采用 大展 弦 比机 翼,翼型 气动 设 计起着基础 作用.其气动设 计准 则是非设 计状态音速区压 力 平坦准则 在低 于翼型 设 计升力系数 . 的某个非 设计升 力系数 〔 下,上翼面应有一段压 力分布平坦 区,其值恰低 干音速值 . 一般 、. 在、.一.之间随 翼型 外形稍 有改 变・通过该 准则可实现设 计点附近 上翼面有足 够的 超 音速区 , 从 超音速恢 复到亚 音速时接近 于 无激波 或弱 激 波状态 . 这样的压力分 布即为设 计状态的理想目标 压 力分 布.此外,非设计状态 下激 波发展是渐变的,从而可提 高翼型 的 .和..延迟后缘分离准则 翼 型后 段逆压梯度不 应 太大 , 设 计状态 气流分 离点应 在弦长以 后 由此 确定在非设 计状态 升力系数 下压力平坦 区弦向范 围大致 为.对.的翼型 或.对.二的翼型.设计状态迎 角接近 于 零的准 则 合理 地调 整前加 载和 后加 载的强度可 实现这 ? 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 第期沈克扬 等超临界机 翼气动 设 计的准 则、流程和 设计实例 一准则 , 该 准则 可 用来调 整 零升 力矩 和 防止上 翼 面脊点 上翼面与 自由流方 向的切 点位置过前以 及翼型 中段的 负压 作用在翼型的背风面所导致波阻 的急剧增加 . 局 部最 小厚 度约 束准则 控制前 后加 载强 度使翼型 前 后段不致过薄 调 整下翼面最 小压 力系数值可 改变翼型的最大厚度值 . 厚度约 束主 要 由结构设计要 求确定 . 超临界机翼气动设计准则 为使整个机翼达到基本翼型的气动特性 , 需补充以 下四条准则 约束 条件下最 小诱导阻 力准则 由于飞机诱导阻 力只与翼面展 向升力分布有 关,根据 飞 机在 平 面上 的 投影可 得到约 束 条件下 飞机诱导 阻 力最小时机翼的展 向 环量 分布 升力分布 . 其约速 条件为机翼设 计数、机翼计设 升力系 数.、全机俯仰力矩 系数 、 , 以及 翼根 弯矩 系数 . 等.满足纵 向稳定性要求的准则 为满足 飞机 带尾 翼时 在失速或抖振边界附近 无上 仰现象 , 机翼在巡航状态下展 向升力系数最大值应在 半翼展附近 . , 上 翼面等压线 型态准则 在设计 条件下要求上 翼面等压线接近直线 , 要避免翼 根和翼梢附近 出现正激波 而导致气流分 离.考虑结构弹 性变形的 准则 为保证机翼巡航外形具有最佳的剖面几何扭转角 , 机翼型架 外形的剖 面几 何扭转 角与前者之 差 应等于飞机 作巡航飞 行时机翼的剖 面弹性 迎角.上述准则的 实现过程 由下面的超临界机翼设计流程给 出.超临界机翼气动设 计流程 根 据超 临界机 翼 的气动 设 计准则 和设计要 求可 拟 定其设 计流程 . 设 计可 分为两个 阶段第一阶段是 权衡研究 , 即总体优化 , 不 属于本文 讨论范围 第二阶段是机翼气动设 计 优化 , 其 中又可 细分成基本翼型设 计、初始机翼外形设计 、 机翼巡航外形设计和机翼型架 外形设计等四个流程 . 权 衡研究的主 要任务是 确定机 翼设 计的主要参 数,其中包 括面积 、 平面形状 、 展弦比、根梢比、后掠 角、上反角,控制面的 最 大厚 度、燃料和主起落架 等 系统所需空间 、 机翼设 计数.、机翼设计升力系数 . 、 燃油在机翼 中的分 布和结构重量指 标、气动性能指标如低速最大升力系数