[发明专利]为超音速和高亚音速巡航飞机最优化的层状流动机翼

说明书

技术领域

本发明总体上涉及超音速飞机的设计构造，这种超音速飞机具有为扩延的自然层状流动(NLF)设计的机翼，并且更具体地，本发明涉及用于这种超音速飞机的对机翼厚度与机身横截面关系评判标准的最优化。

背景技术

超音速自然层状流动翼构造可期望用于有效的超音速巡航。主要的特征是低扫掠(low sweep)、尖(实际上非常薄的)前缘和薄的双凸型翼型，这种双凸型翼型提供了因与NLF相关联的减小的表面摩擦阻力而产生的超音速巡航阻力优势，该优势而不止是弥补了因厚度而增加的阻力(体积波阻力)。可以从以下事实看出层状边界层(BL)流动在阻力减小方面的重要性，即，在典型超音速巡航飞行条件下，对于同样大小的表面积，层状表面摩擦阻力比与传统超音速扫掠翼或者三角翼相关联的紊状表面摩擦阻力约小十倍。NLF翼超过传统超音速扫掠翼或者三角翼的其它优势是在高亚音速时的巡航效率以及起飞和着陆性能。另外，NLF机翼还可以在比典型用在高速亚音速飞机上的扫掠翼的马赫数基本上更高的亚音速马赫数下实现其最好的效率。

超音速NLF翼必须具有低扫掠，因此比起具有类似尺寸和厚度的精心设计出的三角翼来会招致更大的体积波阻力(与厚度相关)。因而，基于纯粹的空气动力学，低扫掠NLF翼应当尽可能薄以减少体积波阻力。另一方面，由于机翼厚度减小时结构重量增大，更薄的机翼会引起重量损失，因此厚弦比(t/c)的选择是优化这种飞机性能的关键。

在我们先前的设计研究中，机翼被限于这样的厚弦比(t/c)，即，对于该厚弦比(t/c)而言，体积波阻力显著地小于从层状流动表面摩擦对比紊状表面摩擦而得出的阻力减小量。该考虑因素形成了名为“High Efficiency Supersonic Aircraft”的美国专利5,322,242，5,518,204，5,897,076的某些基础，其通过参考包含于此。如将被示出地，该评判标准导致了选择约2％(0.02)作为机翼的平均t/c的上限，然后考虑了1.5马赫的速度。如已经提及地，这些现有专利要求小于2％的t/c，但是没有指出随设计巡航马赫数M的变化。图6的曲线是该变化的表示并且可以近似地为，

tc≤0.02×(M-0.5)]]>

然而，多个考虑因素让最优厚度达到更高的值，即使以更多的体积波阻力为代价。例如，使层状边界层稳定的有利的压力梯度随着机翼t/c而增大，并且如注意到地，结构重量随着增大的厚度而减小。另外，可以通过塑造机身在机翼附近的轮廓来减小可归于机翼的体积波阻力。最后，实现在机翼表面的大面积上的NLF取决于：(a)实现在机翼的受影响的表面上的适当的压力梯度，和(b)适当的前缘尺寸和形状。这些压力梯度不但取决于局部翼型形状，而且还在超音速速度下受到在机翼前方和靠近机翼的机身轮廓的显著影响。因此，这对改进这种飞机，尤其对双凸型翼型的形状、厚度以及影响机翼表面上的体积波阻力和NLF范围二者的机身轮廓的最优化是需要的。

发明内容

本发明涉及用三维非线性空气动力学规则对机翼厚度、翼型形状以及机身轮廓的最优化，还有在应用于完整的飞机构造的计算最优化技术方面的改进。一种未料到的结果是，需要基本上重新定义最优的机翼厚弦比，及其在翼展上的变化。如将会看到地，得出的超音速机翼体现了比先前建议的t/c比率更大的t/c比率，并且根据先前没有提出的用于传统的超音速飞机的评判标准来使相关联的机身成形。我们已经在由P.Sturdza，V.Manning，I Kroo和R.Tracy等人的名为“Boundary Layer Calculations for Preliminary Design of W ings in Supersonic Flow”的先前的技术文献AIAA-99-3104中示出，可以通过在机翼前缘与机身相交的相交处的局部化的机身成形而将在NLF机翼上的不期望的沿翼展方向的压力梯度和相关联的边界层横向流动限制到可接受的水平，该技术文献通过参考包含于此。如将看到地，此处公开的成形不但包括在靠近机翼前缘的机身，而且包括与该相交处距离较远的区域。