專利名稱：為超音速和高亞音速巡航飛機(jī)最優(yōu)化的層狀流動(dòng)機(jī)翼的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明總體上涉及超音速飛機(jī)的設(shè)計(jì)構(gòu)造，這種超音速飛機(jī)具有為擴(kuò)延的自然層狀流動(dòng)(NLF)設(shè)計(jì)的機(jī)翼，并且更具體地，本發(fā)明涉及用于這種超音速飛機(jī)的對(duì)機(jī)翼厚度與機(jī)身橫截面關(guān)系評(píng)判標(biāo)準(zhǔn)的最優(yōu)化。
背景技術(shù)：
超音速自然層狀流動(dòng)翼構(gòu)造可期望用于有效的超音速巡航。主要的特征是低掃掠(low sweep)、尖(實(shí)際上非常薄的)前緣和薄的雙凸型翼型，這種雙凸型翼型提供了因與NLF相關(guān)聯(lián)的減小的表面摩擦阻力而產(chǎn)生的超音速巡航阻力優(yōu)勢(shì)，該優(yōu)勢(shì)而不止是彌補(bǔ)了因厚度而增加的阻力(體積波阻力)。可以從以下事實(shí)看出層狀邊界層(BL)流動(dòng)在阻力減 小方面的重要性，即，在典型超音速巡航飛行條件下，對(duì)于同樣大小的表面積，層狀表面摩擦阻力比與傳統(tǒng)超音速掃掠翼或者三角翼相關(guān)聯(lián)的紊狀表面摩擦阻力約小十倍。NLF翼超過傳統(tǒng)超音速掃掠翼或者三角翼的其它優(yōu)勢(shì)是在高亞音速時(shí)的巡航效率以及起飛和著陸性能。另外，NLF機(jī)翼還可以在比典型用在聞速亞首速飛機(jī)上的掃掠翼的馬赫數(shù)基本上更聞的亞首速馬赫數(shù)下實(shí)現(xiàn)其最好的效率。超音速NLF翼必須具有低掃掠，因此比起具有類似尺寸和厚度的精心設(shè)計(jì)出的三角翼來會(huì)招致更大的體積波阻力(與厚度相關(guān))。因而，基于純粹的空氣動(dòng)力學(xué)，低掃掠NLF翼應(yīng)當(dāng)盡可能薄以減少體積波阻力。另一方面，由于機(jī)翼厚度減小時(shí)結(jié)構(gòu)重量增大，更薄的機(jī)翼會(huì)引起重量損失，因此厚弦比(t/c)的選擇是優(yōu)化這種飛機(jī)性能的關(guān)鍵。在我們先前的設(shè)計(jì)研究中，機(jī)翼被限于這樣的厚弦比(t/c)，S卩，對(duì)于該厚弦比(t/c)而言，體積波阻力顯著地小于從層狀流動(dòng)表面摩擦對(duì)比紊狀表面摩擦而得出的阻力減小量。該考慮因素形成了名為“High Efficiency Supersonic Aircraft”的美國(guó)專利5，322，242，5，518，204，5，897，076的某些基礎(chǔ)，其通過參考包含于此。如將被示出地，該評(píng)判標(biāo)準(zhǔn)導(dǎo)致了選擇約2% (O. 02)作為機(jī)翼的平均t/c的上限，然后考慮了 1.5馬赫的速度。如已經(jīng)提及地，這些現(xiàn)有專利要求小于2%的t/c，但是沒有指出隨設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)M的變化。圖6的曲線是該變化的表示并且可以近似地為，— < 0.02 X (λ/μ - 0.5)
C然而，多個(gè)考慮因素讓最優(yōu)厚度達(dá)到更高的值，即使以更多的體積波阻力為代價(jià)。例如，使層狀邊界層穩(wěn)定的有利的壓力梯度隨著機(jī)翼t/c而增大，并且如注意到地，結(jié)構(gòu)重量隨著增大的厚度而減小。另外，可以通過塑造機(jī)身在機(jī)翼附近的輪廓來減小可歸于機(jī)翼的體積波阻力。最后，實(shí)現(xiàn)在機(jī)翼表面的大面積上的NLF取決于(a)實(shí)現(xiàn)在機(jī)翼的受影響的表面上的適當(dāng)?shù)膲毫μ荻?，?b)適當(dāng)?shù)那熬壋叽绾托螤?。這些壓力梯度不但取決于局部翼型形狀，而且還在超音速速度下受到在機(jī)翼前方和靠近機(jī)翼的機(jī)身輪廓的顯著影響。因此，這對(duì)改進(jìn)這種飛機(jī)，尤其對(duì)雙凸型翼型的形狀、厚度以及影響機(jī)翼表面上的體積波阻力和NLF范圍二者的機(jī)身輪廓的最優(yōu)化是需要的。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明涉及用三維非線性空氣動(dòng)力學(xué)規(guī)則對(duì)機(jī)翼厚度、翼型形狀以及機(jī)身輪廓的最優(yōu)化，還有在應(yīng)用于完整的飛機(jī)構(gòu)造的計(jì)算最優(yōu)化技術(shù)方面的改進(jìn)。一種未料到的結(jié)果是，需要基本上重新定義最優(yōu)的機(jī)翼厚弦比，及其在翼展上的變化。如將會(huì)看到地，得出的超音速機(jī)翼體現(xiàn)了比先前建議的t/c比率更大的t/c比率，并且根據(jù)先前沒有提出的用于傳統(tǒng)的超音速飛機(jī)的評(píng)判標(biāo)準(zhǔn)來使相關(guān)聯(lián)的機(jī)身成形。我們已經(jīng)在由P. Sturdza, V. Manning, I Kroo 和 R. Tracy 等人的名為“Boundary Layer Calculations forPreliminary Design of W ings in Supersonic Flow” 的先前的技術(shù)文獻(xiàn) AIAA-99-3104 中示出，可以通過在機(jī)翼前緣與機(jī)身相交的相交處的局部化的機(jī)身成形而將在NLF機(jī)翼上的不期望的沿翼展方向的壓力梯度和相關(guān)聯(lián)的邊界層橫向流動(dòng)限制到可接受的水平，該技術(shù)文獻(xiàn)通過參考包含于此。如將看到地，此處公開的成形不但包括在靠近機(jī)翼前緣的機(jī)身，而且包括與該相交處距離較遠(yuǎn)的區(qū)域。本發(fā)明的另一個(gè)目的是提供沿著翼展的翼型厚度、弦和形狀的值，這些值提供了在設(shè)計(jì)巡航條件下的基本上最優(yōu)的飛機(jī)航程，其中，沿著翼展的翼型厚度、弦和形狀的值如通過以下考慮因素確定i)對(duì)多種翼型變化確定飛機(jī)阻力和重量以及所得到的飛機(jī)航程的過程，以及ii)其它飛機(jī)特征。這些其它飛機(jī)特征包括制造成本、操作成本、設(shè)備安裝、進(jìn)出方便性、和維護(hù)。這些特征還可以包括在除了設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)以外的速度(諸如例如高亞音速速度之類)下的飛機(jī)航程；和/或可以包括用于一項(xiàng)特殊任務(wù)或者多項(xiàng)任務(wù)的所選混合的飛機(jī)燃料效率；和/或可以包括飛機(jī)著陸和起飛性能以及與其相關(guān)聯(lián)的操縱品質(zhì)(handling quality)。本發(fā)明的又一個(gè)目的是提供一種具有雙凸型翼型的改進(jìn)型機(jī)翼，所述雙凸類型翼型在每個(gè)沿翼展方向的位置處具有最大厚度t比弦c的t/c比率，其中，沿著翼展的所選的t/c比率的平均值取決于所選的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)。例如，如將看到地，在機(jī)身影響區(qū)外側(cè)上，被表示為沿著翼展的平均值的最大最優(yōu)機(jī)翼厚度比弦的比率被限定為如以下公式示出地得以限制，
權(quán)利要求
1.一種用于提供具有被構(gòu)造用于在設(shè)計(jì)巡航條件下的擴(kuò)延的層狀流動(dòng)的機(jī)翼和機(jī)身的飛機(jī)的方法，所述方法的特征在于以下步驟 a)提供具有沿著機(jī)翼翼展的厚度、弦和形狀的值的機(jī)翼雙凸型翼型，這些值提供了在考慮機(jī)翼阻力和機(jī)翼重量影響時(shí)在所述設(shè)計(jì)巡航條件下的基本上最優(yōu)的飛機(jī)航程， b)提供機(jī)翼前緣，該機(jī)翼前緣被構(gòu)造成實(shí)現(xiàn)層狀流動(dòng)， c)提供機(jī)身輪廓和機(jī)翼輪廓，這些輪廓組合地產(chǎn)生了減小的總的波阻力，并且產(chǎn)生了在機(jī)翼上的層狀邊界層流動(dòng)的擴(kuò)延的面積， d)提供有助于提供以上步驟a)、b)和c)的機(jī)翼掃掠角。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其中，所述雙凸型翼型在翼展位置處具有最大厚度t比弦c的t/c比率，在所述翼展位置處，所述t/c比率具有沿著翼展在機(jī)身影響區(qū)外側(cè)上的 值，因此所述比率的平均值由以下公式給出， t/c < 0.024 X √M
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，在最低設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)下，所述機(jī)身影響區(qū)被定義為機(jī)翼在機(jī)翼站位內(nèi)側(cè)上的部分，所述機(jī)翼站位由起源于機(jī)翼的延長(zhǎng)的前緣和后緣與飛機(jī)沿長(zhǎng)度方向的對(duì)稱平面的相交處的馬赫線的相交處定義。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，沿著翼展的厚度和弦的值為使得在所述機(jī)身影響區(qū)外側(cè)上的所述t/c比率的平均值小于約O. 040。
5.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，對(duì)于在I.3與2. 8之間的設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)M的值，t/c的相應(yīng)最大值與在O. 027和O. 040之間的最大值近似線性地成比例，其中，t是翼型厚度，c是沿著機(jī)翼翼展在所述機(jī)身影響區(qū)外側(cè)上的翼型弦。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，其特征還在于以下方面中的至少一個(gè)方面 -對(duì)于M約為I. 3的設(shè)計(jì)超音速巡航速度，t/c <約O. 027 -對(duì)于M約為2. O的設(shè)計(jì)超音速巡航速度，t/c <約O. 034 -對(duì)于M約為2. 8的設(shè)計(jì)超音速巡航速度，t/c <約O. 040。
7.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其中，所述機(jī)身輪廓和機(jī)翼輪廓組合來產(chǎn)生由以下方面中的一個(gè)方面確定的、沿著機(jī)翼翼展的翼型厚度、弦和形狀的值 i)為數(shù)個(gè)翼型變化確定飛機(jī)阻力和重量以及所得到的飛機(jī)航程的過程，以及 )其它的因素或者飛機(jī)特征，包括機(jī)身在機(jī)翼附近和機(jī)翼前方的形狀。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的方法，其中，在確定時(shí)包括在內(nèi)的所述其它的因素包括制造成本、設(shè)備安裝、進(jìn)出方便性、維護(hù)以及操作成本。
9.根據(jù)權(quán)利要求7所述的方法，其中，所述其它的因素包括在除設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)外的速度下的飛機(jī)航程，所述速度諸如例如高亞音速速度之類。
10.根據(jù)權(quán)利要求7所述的方法，其中，所述其它的因素包括在用于一項(xiàng)特殊任務(wù)或者多項(xiàng)任務(wù)的所選混合的特定航程方面的飛機(jī)燃料效率。
11.根據(jù)權(quán)利要求7所述的方法，其中，所述其它的因素包括飛機(jī)著陸和起飛性能，以及與其相關(guān)聯(lián)的操縱品質(zhì)。
12.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其中，所述雙凸型翼型被設(shè)置成具有在翼展方向位置處的最大厚度t比弦C的t/c比率，所述t/c比率位于約O. 015與O. 047之間。
13.根據(jù)權(quán)利要求12所述的方法，其中，在超音速設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)為I.3時(shí)，沿著翼展在機(jī)身影響區(qū)外側(cè)上的t/c平均值為小于O. 027。
14.根據(jù)權(quán)利要求12所述的方法，其中，當(dāng)設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)在I.3與2. 8之間增大時(shí)，t/c增大了大約50%。
15.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其中，機(jī)翼的進(jìn)一步特征在于約O.7的層狀分?jǐn)?shù)。
16.一種具有被構(gòu)造用于在超音速設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)M下的擴(kuò)延的層狀流動(dòng)的機(jī)翼和機(jī)身的飛機(jī)，所述機(jī)翼的特征在于， a)前緣掃掠角，該掃掠角足夠的低以便保持在設(shè)計(jì)巡航下的附體震波，但是所述掃掠角不超過約20度，以及 b)機(jī)翼雙凸型翼型，該雙凸型翼型具有沿著機(jī)翼翼展的厚度t比弦c的比率的值，由此，沿著翼展在機(jī)身影響區(qū)外側(cè)上的t/c比率的平均值通過以下不等式給出，
17.根據(jù)權(quán)利要求16所述的飛機(jī)，其中，所述比率的平均值由以下公式給出，
18.根據(jù)權(quán)利要求16所述的飛機(jī)，沿著翼展的厚度和弦的值為使得在所述機(jī)身影響區(qū)外側(cè)上的所述t/c比率的平均值小于約O. 040。
19.根據(jù)權(quán)利要求16所述的飛機(jī)，對(duì)于在I.3與2. 8之間的設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)M的值，t/c的相應(yīng)最大值與在O. 027和O. 040之間的最大值近似線性地成比例，其中，t是翼型厚度，C是沿著機(jī)翼翼展在所述機(jī)身影響區(qū)外側(cè)上的翼型弦。
20.根據(jù)權(quán)利要求19所述的飛機(jī)，其特征還在于，以下方面中的至少一個(gè) -對(duì)于M約為I. 3的設(shè)計(jì)超音速巡航速度，t/c <約O. 027 -對(duì)于M約為2. O的設(shè)計(jì)超音速巡航速度，t/c <約O. 034 -對(duì)于M約為2. 8的設(shè)計(jì)超音速巡航速度，t/c <約O. 040。
21.根據(jù)權(quán)利要求16所述的飛機(jī)，其中，所述機(jī)身輪廓和機(jī)翼輪廓組合來產(chǎn)生由以下方面中的一個(gè)方面確定的、沿著機(jī)翼翼展的翼型厚度、弦和形狀的值i)為數(shù)個(gè)翼型變化確定的飛機(jī)阻力和重量以及所得到的飛機(jī)航程，以及 )其它的因素或者飛機(jī)特征，包括機(jī)身在機(jī)翼附近和機(jī)翼前方的形狀。
22.根據(jù)權(quán)利要求21所述的飛機(jī)，其中，在確定時(shí)包括在內(nèi)的所述其它的因素包括制造成本、設(shè)備安裝、進(jìn)出方便性、維護(hù)以及操作成本。
23.根據(jù)權(quán)利要求21所述的飛機(jī)，其中，所述其它的因素包括在除設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)外的速度下的飛機(jī)航程。
24.根據(jù)權(quán)利要求21所述的飛機(jī)，其中，所述其它的因素包括在用于一項(xiàng)特殊任務(wù)或者多項(xiàng)任務(wù)的所選混合的特定航程方面的飛機(jī)燃料效率。
25.根據(jù)權(quán)利要求21所述的飛機(jī)，其中，所述其它的因素包括飛機(jī)著陸和起飛性能，以及與其相關(guān)聯(lián)的操縱品質(zhì)。
26.根據(jù)權(quán)利要求16所述的飛機(jī)，其中，所述雙凸型翼型被設(shè)置成具有在沿翼展方向的位置處的最大厚度t比弦c的t/c比率，所述t/c比率位于約O. 015與O. 047之間。
27.根據(jù)權(quán)利要求26所述的飛機(jī)，其中，在超音速設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)為I.3時(shí)，沿著翼展在機(jī)身影響區(qū)外側(cè)上的t/c平均值為小于O. 027。
28.根據(jù)權(quán)利要求26所述的方法，其中，當(dāng)設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)在I.3與2. 8之間增大時(shí)，t/c增大了大約50%。
29.根據(jù)權(quán)利要求16所述的飛機(jī)，其中，機(jī)翼的進(jìn)一步特征在于約O.7的層狀分?jǐn)?shù)。
30.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其中，凸的所述前緣被設(shè)置成具有介于約O.01英寸和約O. 10英寸之間的有效厚度尺寸。
31.根據(jù)權(quán)利要求30所述的方法，其中，所述前緣的凸的形狀其特征在于以下方面中的一個(gè)方面 i)圓弓形； )橢圓弓形； iii)鈍圓弓形 iv)鈍橢圓弓形。
32.根據(jù)權(quán)利要求16所述的飛機(jī)，其中，所述前緣的有效厚度尺寸介于約O.01英寸和O.10英寸之間。
33.根據(jù)權(quán)利要求31所述的方法，其中，凸的所述前緣變鈍，以便沿著前方方向在圓的前緣弓形和橢圓的前緣弓形之間最優(yōu)地延伸，其中，所有的所述前緣弓形與翼型的相同雙凸表面部分基本上相切。
34.根據(jù)權(quán)利要求33所述的方法，其中，h/t小于約O.05。
35.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其中，每個(gè)機(jī)翼前緣弓形都具有變鈍的構(gòu)造，以便沿著向前方向在面向前方的圓的前緣弓形構(gòu)造與橢圓的前緣弓形構(gòu)造之間最優(yōu)地延伸，其中，所有的所述前緣弓形構(gòu)造與所述翼型的相同雙凸表面部分基本上相切。
36.根據(jù)權(quán)利要求16所述的飛機(jī)，其中，機(jī)身具有下側(cè)范圍，該下側(cè)范圍在左側(cè)機(jī)翼的前緣和后緣與左側(cè)邊條連結(jié)的連結(jié)處以及右側(cè)機(jī)翼的前緣和后緣與右側(cè)邊條連結(jié)的連結(jié)處的內(nèi)側(cè)上，機(jī)身的所述下側(cè)范圍具有在所述前緣的連結(jié)處和所述后緣的連結(jié)處的內(nèi)側(cè)上的位置處的減小的寬度，以及具有沿相對(duì)于機(jī)身寬度在所述位置之間的沿長(zhǎng)度方向的位置處的減小的寬度，由此有助于在飛機(jī)超音速速度下使機(jī)翼上的空氣層狀流動(dòng)最優(yōu)化。
37.根據(jù)權(quán)利要求16所述的飛機(jī)，其中，機(jī)身具有上側(cè)范圍和下側(cè)范圍，該上側(cè)范圍和下側(cè)范圍在左側(cè)機(jī)翼的前緣和后緣與左側(cè)邊條連結(jié)的連結(jié)處以及右側(cè)機(jī)翼的前緣和后緣與右側(cè)邊條連結(jié)的連結(jié)處的內(nèi)側(cè)上，在所述前緣的連結(jié)處和所述后緣的連結(jié)處之間的位置處的機(jī)身的所述下側(cè)范圍具有大于在所述位置之間的沿長(zhǎng)度方向的位置處的機(jī)身的所述上側(cè)范圍的寬度，由此有助于在飛機(jī)超音速速度下使波阻力最優(yōu)化。
38.一種具有被構(gòu)造用于在超音速設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)M下的擴(kuò)延的層狀流動(dòng)的機(jī)翼和機(jī)身的飛機(jī)，所述機(jī)翼的特征在于， a)前緣掃掠角，該掃掠角足夠的低以便保持在設(shè)計(jì)巡航下的附體震波，但是所述掃掠角不超過約20度，以及 b)機(jī)翼雙凸型翼型，該雙凸型翼型具有沿著機(jī)翼翼展的厚度t比弦c的比率的值，由此，沿著翼展在機(jī)身影響區(qū)外側(cè)上的t/c比率的平均值通過以下不等式給出，
39.一種具有被構(gòu)造用于在設(shè)計(jì)巡航條件下的擴(kuò)延的層狀流動(dòng)的機(jī)翼和機(jī)身的飛機(jī)，所述機(jī)翼的特征在于， a)機(jī)翼雙凸型翼型，該雙凸型翼型具有沿著機(jī)翼翼展的厚度、弦和形狀的值，這些值提供了在考慮機(jī)翼阻力和機(jī)翼重量影響時(shí)在所述設(shè)計(jì)巡航條件下的基本上最優(yōu)的飛機(jī)航程， b)具有凸的形狀和有效厚度h的所述前緣，所述有效厚度h被定義為在每個(gè)沿著翼展的位置處在所述前緣與上機(jī)翼表面和下機(jī)翼表面的切點(diǎn)之間的距離，使得h/t小于約O.05，其中，t是在所述位置處的最大機(jī)翼厚度， c)機(jī)身輪廓和機(jī)翼輪廓，所述機(jī)身輪廓和機(jī)翼輪廓一起提供了在機(jī)翼上的擴(kuò)延的層狀邊界層流動(dòng)和減小的波阻力的組合，所述機(jī)身輪廓的特征在于總的飛機(jī)橫截面積隨著相對(duì)于飛機(jī)的縱向位置平滑地變化，并且所述機(jī)翼輪廓的特征在于額外地避免了在靠近機(jī)翼和機(jī)翼前方的機(jī)身側(cè)上的子午線的斜率和曲率中的突然改變。
d)具有有助于以上特征a)、b)和c)的掃掠角的所述機(jī)翼。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種提供具有被構(gòu)造成在設(shè)計(jì)巡航條件下用于擴(kuò)延的層狀流動(dòng)的機(jī)翼和機(jī)身的飛機(jī)的方法，所述方法的特征在于以下步驟a)提供機(jī)翼雙凸型翼型，該翼型具有在考慮機(jī)翼阻力和機(jī)翼重量影響時(shí)的沿著機(jī)翼翼展的厚度、弦和形狀的值，這些值在設(shè)計(jì)巡航條件下提供基本上最優(yōu)的飛機(jī)航程；b)提供機(jī)翼前緣，所述機(jī)翼前緣被構(gòu)造成實(shí)現(xiàn)層狀流動(dòng)；c)提供機(jī)身輪廓和機(jī)翼輪廓，所述機(jī)身輪廓和機(jī)翼輪廓組合地產(chǎn)生減小的總體積波阻力并且產(chǎn)生在機(jī)翼上的層狀流動(dòng)邊界層的擴(kuò)延的面積；以及d)提供有助于提供步驟a)、b)和c)的機(jī)翼掃掠角。
文檔編號(hào)B64C3/14GK102666275SQ201080048113
公開日2012年9月12日 申請(qǐng)日期2010年10月15日 優(yōu)先權(quán)日2009年10月26日
發(fā)明者J·D·蔡斯, P·斯圖爾扎, R·R·特雷西 申請(qǐng)人:Aerion公司