为超音速和高亚音速巡航飞机最优化的层状流动机翼.pdf

摘要
申请专利号：	CN201080048113.9	申请日：	2010.10.15
公开号：	CN102666275A	公开日：	2012.09.12
当前法律状态：	授权	有效性：	有权
法律详情：	专利权的转移IPC(主分类):B64C 3/14登记生效日:20180727变更事项:专利权人变更前权利人:AERION公司变更后权利人:AERION知识产权管理公司变更事项:地址变更前权利人:美国内华达变更后权利人:美国内华达\|\|\|授权\|\|\|实质审查的生效IPC(主分类):B64C 3/14申请日:20101015\|\|\|公开
IPC分类号：	B64C3/14	主分类号：	B64C3/14
申请人：	AERION公司
发明人：	R·R·特雷西; P·斯图尔扎; J·D·蔡斯
地址：	美国内华达
优先权：	2009.10.26 US 12/589,424
专利代理机构：	中国国际贸易促进委员会专利商标事务所 11038	代理人：	张涛
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内容摘要

本发明涉及一种提供具有被构造成在设计巡航条件下用于扩延的层状流动的机翼和机身的飞机的方法，所述方法的特征在于以下步骤：a)提供机翼双凸型翼型，该翼型具有在考虑机翼阻力和机翼重量影响时的沿着机翼翼展的厚度、弦和形状的值，这些值在设计巡航条件下提供基本上最优的飞机航程；b)提供机翼前缘，所述机翼前缘被构造成实现层状流动；c)提供机身轮廓和机翼轮廓，所述机身轮廓和机翼轮廓组合地产生减小的总体积波阻力并且产生在机翼上的层状流动边界层的扩延的面积；以及d)提供有助于提供步骤a)、b)和c)的机翼扫掠角。

权利要求书

1：一种用于提供具有被构造用于在设计巡航条件下的扩延的层状流动的机翼和机身的飞机的方法，所述方法的特征在于以下步骤： a) 提供具有沿着机翼翼展的厚度、弦和形状的值的机翼双凸型翼型，这些值提供了在考虑机翼阻力和机翼重量影响时在所述设计巡航条件下的基本上最优的飞机航程， b) 提供机翼前缘，该机翼前缘被构造成实现层状流动， c) 提供机身轮廓和机翼轮廓，这些轮廓组合地产生了减小的总的波阻力，并且产生了在机翼上的层状边界层流动的扩延的面积， d) 提供有助于提供以上步骤 a)、 b) 和 c) 的机翼扫掠角。
2：根据权利要求 1 所述的方法，其中，所述双凸型翼型在翼展位置处具有最大厚度 t 比弦 c 的 t/c 比率，在所述翼展位置处，所述 t/c 比率具有沿着翼展在机身影响区外侧上的值，因此所述比率的平均值由以下公式给出，
3：根据权利要求 2 所述的方法，在最低设计巡航马赫数下，所述机身影响区被定义为机翼在机翼站位内侧上的部分，所述机翼站位由起源于机翼的延长的前缘和后缘与飞机沿长度方向的对称平面的相交处的马赫线的相交处定义。
4：根据权利要求 3 所述的方法，沿着翼展的厚度和弦的值为使得在所述机身影响区外侧上的所述 t/c 比率的平均值小于约 0.040。
5：根据权利要求 1 所述的方法，对于在 1.3 与 2.8 之间的设计巡航马赫数 M 的值， t/c 的相应最大值与在 0.027 和 0.040 之间的最大值近似线性地成比例，其中， t 是翼型厚度， c 是沿着机翼翼展在所述机身影响区外侧上的翼型弦。
6：根据权利要求 5 所述的方法，其特征还在于以下方面中的至少一个方面： - 对于 M 约为 1.3 的设计超音速巡航速度， t/c ＜约 0.027 - 对于 M 约为 2.0 的设计超音速巡航速度， t/c ＜约 0.034 - 对于 M 约为 2.8 的设计超音速巡航速度， t/c ＜约 0.040。其中，所述机身轮廓和机翼轮廓组合来产生由以下方
7：根据权利要求 1 所述的方法，面中的一个方面确定的、沿着机翼翼展的翼型厚度、弦和形状的值： i) 为数个翼型变化确定飞机阻力和重量以及所得到的飞机航程的过程，以及 ii) 其它的因素或者飞机特征，包括机身在机翼附近和机翼前方的形状。
8：根据权利要求 7 所述的方法，其中，在确定时包括在内的所述其它的因素包括制造成本、设备安装、进出方便性、维护以及操作成本。
9：根据权利要求 7 所述的方法，其中，所述其它的因素包括在除设计巡航马赫数外的速度下的飞机航程，所述速度诸如例如高亚音速速度之类。
10：根据权利要求 7 所述的方法，其中，所述其它的因素包括在用于一项特殊任务或者多项任务的所选混合的特定航程方面的飞机燃料效率。
11：根据权利要求 7 所述的方法，其中，所述其它的因素包括飞机着陆和起飞性能，以及与其相关联的操纵品质。
12：根据权利要求 1 所述的方法，其中，所述双凸型翼型被设置成具有在翼展方向位置 2 处的最大厚度 t 比弦 c 的 t/c 比率，所述 t/c 比率位于约 0.015 与 0.047 之间。
13：根据权利要求 12 所述的方法，其中，在超音速设计巡航马赫数为 1.3 时，沿着翼展在机身影响区外侧上的 t/c 平均值为小于 0.027。
14：根据权利要求 12 所述的方法，其中，当设计巡航马赫数在 1.3 与 2.8 之间增大时， t/c 增大了大约 50％。
15：根据权利要求 1 所述的方法，其中，机翼的进一步特征在于约 0.7 的层状分数。
16：一种具有被构造用于在超音速设计巡航马赫数 M 下的扩延的层状流动的机翼和机身的飞机，所述机翼的特征在于， a) 前缘扫掠角，该扫掠角足够的低以便保持在设计巡航下的附体震波，但是所述扫掠角不超过约 20 度，以及 b) 机翼双凸型翼型，该双凸型翼型具有沿着机翼翼展的厚度 t 比弦 c 的比率的值，由此，沿着翼展在机身影响区外侧上的 t/c 比率的平均值通过以下不等式给出，并且其中，在设计巡航马赫数 M 下，所述机身影响区被定义为机翼在机翼站位内侧上的部分，所述机翼站位由起源于机翼的延长的前缘和后缘与机身对称平面的相交处的马赫线的相交处定义，以及 c) 具有凸的形状和有效厚度 h 的所述前缘，所述有效厚度 h 被定义为在每个沿着翼展的位置处在所述前缘与上机翼表面和下机翼表面的切点之间的距离，使得 h/t 小于约 0.05，其中， t 是在所述位置处的最大机翼厚度，以及 d) 机身轮廓和机翼轮廓，所述机身轮廓和机翼轮廓组合地提供在机翼上的扩延的层状边界层流动和减小的波阻力，所述机身轮廓的特征在于总的飞机横截面积随着相对于飞机的纵向位置平滑地变化，并且所述机翼轮廓的特征在于额外地避免了在靠近机翼和机翼前方的机身侧上的子午线的斜率和曲率中的突然改变。
17：根据权利要求 16 所述的飞机，其中，所述比率的平均值由以下公式给出，
18：根据权利要求 16 所述的飞机，沿着翼展的厚度和弦的值为使得在所述机身影响区外侧上的所述 t/c 比率的平均值小于约 0.040。
19：根据权利要求 16 所述的飞机，对于在 1.3 与 2.8 之间的设计巡航马赫数 M 的值， t/c 的相应最大值与在 0.027 和 0.040 之间的最大值近似线性地成比例，其中， t 是翼型厚度， C 是沿着机翼翼展在所述机身影响区外侧上的翼型弦。
20：根据权利要求 19 所述的飞机，其特征还在于，以下方面中的至少一个： - 对于 M 约为 1.3 的设计超音速巡航速度， t/c ＜约 0.027 - 对于 M 约为 2.0 的设计超音速巡航速度， t/c ＜约 0.034 - 对于 M 约为 2.8 的设计超音速巡航速度， t/c ＜约 0.040。
21：根据权利要求 16 所述的飞机，其中，所述机身轮廓和机翼轮廓组合来产生由以下方面中的一个方面确定的、沿着机翼翼展的翼型厚度、弦和形状的值： 3 i) 为数个翼型变化确定的飞机阻力和重量以及所得到的飞机航程，以及 ii) 其它的因素或者飞机特征，包括机身在机翼附近和机翼前方的形状。
22：根据权利要求 21 所述的飞机，其中，在确定时包括在内的所述其它的因素包括制造成本、设备安装、进出方便性、维护以及操作成本。
23：根据权利要求 21 所述的飞机，其中，所述其它的因素包括在除设计巡航马赫数外的速度下的飞机航程。
24：根据权利要求 21 所述的飞机，其中，所述其它的因素包括在用于一项特殊任务或者多项任务的所选混合的特定航程方面的飞机燃料效率。
25：根据权利要求 21 所述的飞机，其中，所述其它的因素包括飞机着陆和起飞性能，以及与其相关联的操纵品质。
26：根据权利要求 16 所述的飞机，其中，所述双凸型翼型被设置成具有在沿翼展方向的位置处的最大厚度 t 比弦 c 的 t/c 比率，所述 t/c 比率位于约 0.015 与 0.047 之间。
27：根据权利要求 26 所述的飞机，其中，在超音速设计巡航马赫数为 1.3 时，沿着翼展在机身影响区外侧上的 t/c 平均值为小于 0.027。
28：根据权利要求 26 所述的方法，其中，当设计巡航马赫数在 1.3 与 2.8 之间增大时， t/c 增大了大约 50％。
29：根据权利要求 16 所述的飞机，其中，机翼的进一步特征在于约 0.7 的层状分数。
30：根据权利要求 1 所述的方法，其中，凸的所述前缘被设置成具有介于约 0.01 英寸和约 0.10 英寸之间的有效厚度尺寸。
31：根据权利要求 30 所述的方法，其中，所述前缘的凸的形状其特征在于以下方面中的一个方面： i) 圆弓形； ii) 椭圆弓形； iii) 钝圆弓形 iv) 钝椭圆弓形。
32：根据权利要求 16 所述的飞机，其中，所述前缘的有效厚度尺寸介于约 0.01 英寸和 0.10 英寸之间。
33：根据权利要求 31 所述的方法，其中，凸的所述前缘变钝，以便沿着前方方向在圆的前缘弓形和椭圆的前缘弓形之间最优地延伸，其中，所有的所述前缘弓形与翼型的相同双凸表面部分基本上相切。
34：根据权利要求 33 所述的方法，其中， h/t 小于约 0.05。
35：根据权利要求 1 所述的方法，其中，每个机翼前缘弓形都具有变钝的构造，以便沿着向前方向在面向前方的圆的前缘弓形构造与椭圆的前缘弓形构造之间最优地延伸，其中，所有的所述前缘弓形构造与所述翼型的相同双凸表面部分基本上相切。
36：根据权利要求 16 所述的飞机，其中，机身具有下侧范围，该下侧范围在左侧机翼的前缘和后缘与左侧边条连结的连结处以及右侧机翼的前缘和后缘与右侧边条连结的连结处的内侧上，机身的所述下侧范围具有在所述前缘的连结处和所述后缘的连结处的内侧上的位置处的减小的宽度，以及具有沿相对于机身宽度在所述位置之间的沿长度方向的位置处的减小的宽度，由此有助于在飞机超音速速度下使机翼上的空气层状流动最优化。 4
37：根据权利要求 16 所述的飞机，其中，机身具有上侧范围和下侧范围，该上侧范围和下侧范围在左侧机翼的前缘和后缘与左侧边条连结的连结处以及右侧机翼的前缘和后缘与右侧边条连结的连结处的内侧上，在所述前缘的连结处和所述后缘的连结处之间的位置处的机身的所述下侧范围具有大于在所述位置之间的沿长度方向的位置处的机身的所述上侧范围的宽度，由此有助于在飞机超音速速度下使波阻力最优化。
38：一种具有被构造用于在超音速设计巡航马赫数 M 下的扩延的层状流动的机翼和机身的飞机，所述机翼的特征在于， a) 前缘扫掠角，该扫掠角足够的低以便保持在设计巡航下的附体震波，但是所述扫掠角不超过约 20 度，以及 b) 机翼双凸型翼型，该双凸型翼型具有沿着机翼翼展的厚度 t 比弦 c 的比率的值，由此，沿着翼展在机身影响区外侧上的 t/c 比率的平均值通过以下不等式给出，并且其中，在设计巡航马赫数 M 下，所述机身影响区被定义为机翼在机翼站位内侧上的部分，所述机翼站位由起源于机翼的延长的前缘和后缘与机身对称平面的相交处的马赫线的相交处定义，以及 c) 具有凸的形状和有效厚度 h 的所述前缘，所述有效厚度 h 被定义为在每个沿着翼展的位置处在所述前缘与上机翼表面和下机翼表面的切点之间的距离，使得 h/t 小于约 0.05，其中， t 是在所述位置处的最大机翼厚度，以及 d) 机身轮廓和机翼轮廓，所述机身轮廓和机翼轮廓组合地提供在机翼上的扩延的层状边界层流动和减小的波阻力，所述机身轮廓的特征在于总的飞机横截面积随着相对于飞机的纵向位置平滑地变化，并且所述机翼轮廓的特征在于额外地避免了在靠近机翼和机翼前方的机身侧上的子午线的斜率和曲率中的突然改变。
39：一种具有被构造用于在设计巡航条件下的扩延的层状流动的机翼和机身的飞机，所述机翼的特征在于， a) 机翼双凸型翼型，该双凸型翼型具有沿着机翼翼展的厚度、弦和形状的值，这些值提供了在考虑机翼阻力和机翼重量影响时在所述设计巡航条件下的基本上最优的飞机航程， b) 具有凸的形状和有效厚度 h 的所述前缘，所述有效厚度 h 被定义为在每个沿着翼展的位置处在所述前缘与上机翼表面和下机翼表面的切点之间的距离，使得 h/t 小于约 0.05，其中， t 是在所述位置处的最大机翼厚度， c) 机身轮廓和机翼轮廓，所述机身轮廓和机翼轮廓一起提供了在机翼上的扩延的层状边界层流动和减小的波阻力的组合，所述机身轮廓的特征在于总的飞机横截面积随着相对于飞机的纵向位置平滑地变化，并且所述机翼轮廓的特征在于额外地避免了在靠近机翼和机翼前方的机身侧上的子午线的斜率和曲率中的突然改变。 d) 具有有助于以上特征 a)、 b) 和 c) 的扫掠角的所述机翼。

说明书

为超音速和高亚音速巡航飞机最优化的层状流动机翼
    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，
     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。
     本发明的另一个目的是提供沿着翼展的翼型厚度、弦和形状的值，这些值提供了在设计巡航条件下的基本上最优的飞机航程，其中，沿着翼展的翼型厚度、弦和形状的值如通过以下考虑因素确定：
     i) 对多种翼型变化确定飞机阻力和重量以及所得到的飞机航程的过程，以及
     ii) 其它飞机特征。
     这些其它飞机特征包括制造成本、操作成本、设备安装、进出方便性、和维护。这些特征还可以包括在除了设计巡航马赫数以外的速度 ( 诸如例如高亚音速速度之类 ) 下的飞机航程；和 / 或可以包括用于一项特殊任务或者多项任务的所选混合的飞机燃料效率；和/ 或可以包括飞机着陆和起飞性能以及与其相关联的操纵品质 (handling quality)。
     本发明的又一个目的是提供一种具有双凸型翼型的改进型机翼，所述双凸类型翼型在每个沿翼展方向的位置处具有最大厚度 t 比弦 c 的 t/c 比率，其中，沿着翼展的所选的 t/c 比率的平均值取决于所选的设计马赫数。例如，如将看到地，在机身影响区外侧上，被表示为沿着翼展的平均值的最大最优机翼厚度比弦的比率被限定为如以下公式示出地得以限制，
     其中， M ＝设计巡航马赫数。机身影响区是靠近机翼与机身连结处的机翼区域，此处机翼的该部分的体积波阻力可以通过机身修整 ( 即，通过局部地减小机身横截面积 ) 来部分地弥补。这种 “修整” 或者 “面积律” 在工业中是已知的，并且与 2％ t/c NLF 机翼结合地已经在美国专利 6,149,101 中先前描述过，该专利通过参考包含于此。为了本发明的目的，在最低超音速设计巡航马赫数 M 下定义该区域，并且该区域是在由起源于机翼的延长的前缘和后缘与对称平面的相交处的马赫线的相交处来定义的机翼站位的内侧上的机翼部分。马赫线被定义为具有等于 1/M 的反正弦的关于飞行方向的角度。
     根据上述公式，在 1.3 马赫的设计超音速巡航速度下，这种机翼沿着翼展在机身影响区外侧上的作为平均值的最优机翼厚度比弦的比率小于约 0.027，随着马赫数的增大而近似线性地增大到在约 2.8 马赫的设计巡航速度下的小于约 0.040。这些马赫数不是限
     制性的，而仅是示例性的。
     根据两个主要考虑因素，机身影响区中的机翼部分的成形以及在机翼附近的机身自身的轮廓塑造对总体性能和设计的最优化而言是关键的。第一个主要考虑因素是减小组合的机翼 - 机身系统的体积波阻力，而第二个主要考虑因素是通过增加机翼的层状流动范围来减小机翼上的表面摩擦阻力。后者是机翼上的压力分布的函数，而机翼上的压力分布取决于在超音速飞行中靠近机翼和在机翼前方的机身形状和局部翼型形状二者。在机身影响区外侧上的机翼上的压力梯度可以帮助机翼表面上的 NLF 或者抑制它，视这些压力梯度分别为 “有利的” 、 “不利的” 或者 “横向流动的” ( 这些术语在本技术领域中是明白的 ) 情况而定。设计最优化的目的是开发出机翼形状以及机身形状，使体积波阻力加上表面摩擦阻力的总和最小化，请注意机翼的表面摩擦阻力取决于其以低阻力层状流动为特征的表面总量。机翼的其余部分以及机身的大部分具有与紊状流动相关联的更高的表面摩擦阻力。对于设计目标是最大航程的飞机而言，为若干所选的沿着翼展的机翼厚度分布完成所述成形，每个这种厚度分布都具有相应的机翼重量，从而可以在确定飞机航程时考虑阻力和重量二者来确定总设计的最优化。在本技术领域中公知的是，对于给定的飞机起飞总重，空重量的增大弥补了燃料重量，并且由此减小了航程。将从以下说明书和附图更加完全理解本发明的这些和其它目的和优点以及示例性实施例的细节。
     附图说明图 1 是超音速飞机的透视图；
     图 2 是图 1 飞机的平面图；
     图 3a、图 3b 和图 3c 是沿着图 2 中的线 A-A、 B-B 和 C-C 得到的弦横截面；
     图 4 是在机翼在其附接至机身的附接处的局部平面图，示出了机身影响；
     图 5 是图表；
     图 6 是图表；
     图 7 是图表；
     图 8 是图表；
     图 9A 和图 9B 是各种机翼前缘形状上的压力分布的图象，图 9C 是与一个前缘形状相关联的稳定性 (N- 因子 ) 的图表，而图 9D 是在飞行测试中的部分机翼的照片；以及
     图 10A 至图 10D 是在机翼 - 机身 - 边条 (strake) 组合上的压力和边界层过渡位置的图象。
     具体实施方式
     在图 1 和图 2 中，超音速飞机 10 具有机身 11、机翼 12 和 13、边条 14 和尾部 15。两个发动机短舱 16 和 17 位于机身的相对侧，从机翼后缘 12a 和 13a 后方伸出。座舱和驾驶舱分别用 28 和 29 示出。
     图 3a、图 3b 和图 3c 示出了沿着翼展的机翼双凸表面 130 和 131。还参见以下机身翼弦 C 和厚度尺寸 t ：
     在 A-A 处的 CA 和 tA在 B-B 处的 CB 和 tB
     在 C-C 处的 CC 和 tC
     图 4 示出了机翼 - 机身相交区域，其中后缘线 13a 与机身中心线 30 的相交点在 31 处指示；并且机翼具有前缘 18，前缘的投影边缘线 18a 与机身中心线的相交点在 19 处指示。分别从 19 和 31 投影的马赫线 20 和 21 在 22 处相交。如图所示地，弦线 23 与点 22 相交。认为在弦线 23 外侧上的机翼范围 24 是在机身影响区的外侧上。机身在其相对两侧上沿着凹的线或者边缘 26 和 27 凹入。
     事先已经发现，可以在机身附近采用更厚的机翼截面，通过减小机身横截面 ( 面积律 ) 来补偿在相应的纵向站位的一部分机翼体积而不会招致完全阻力损失。例如，内侧机翼的一部分可以基本上厚于上文给出的最大平均 t/c 评判标准 ( 在 1.3 马赫的 0.027 增大到在 2.8 马赫的 0.040)，只要修整机身横截面来补偿增大的机翼厚度内侧，就不会引起成比例的体积波阻力损失。之前提及的名为 “Aircraft Wing and Fuselage Contours” 的美国专利 6,149,101 中也谈到了用于论述和量化这些权衡的方法。
     最优化方法的新近进展已经能够评估对以下参数的效果，即，所述参数为增加最大 t/c 时的机翼结构重量、沿着翼展的机翼厚度变化、翼型剖面和机翼平面图形状。这些评估已采用了为使组合的波阻力和表面摩擦阻力最小化而对最优机翼和机身形状的选择，还包括如先前所述的在机翼的 NLF 范围上的压力梯度的效果。这些形状被认为在空气动力学方面被最优化了，但是总体设计最优化必须包括机翼厚度沿翼展方向的分布对重量的效果，从而更厚机翼的更大空气动力学阻力损失通过减小其重量得以弥补。其它因素论证了在给定马赫数下的甚至更大的机翼厚度。例如，更厚机翼可以携载更多燃料，否则将要求机身体积更大。另外，由于在相同的强度和硬度下更厚机翼具有更小重量，因此花费的制造成本更少。还有一些更大厚度所带来的欠可量化的优点，例如用于襟翼和控制致动器、起落架等的空间更大。图 5 示出了在被设计用于 1.5 马赫的机翼的条件下的这种更大厚度。下面的曲线表示以上引用的现有技术，其在机翼影响区外侧的平均 t/c 小于约 2％，而上面的 ( 实线 ) 曲线指示本发明所提出的 t/c 最优化结果。
     本文提出的 NLF 机翼构造还可应用于被设计用于更高马赫数的飞机，并且可以看出，增大设计巡航马赫数允许更大的最优 t/c。图 6 是该效果的示例，示出了具有 70％层状分数的双凸翼型的厚弦比随马赫数的变化，对于这种双凸翼型而言，体积波阻力加上摩擦阻力是具有零体积波阻力的翼型的紊状摩擦阻力的 50％ ( 对于本讨论而言定义为 50％的阻力比 )。零体积波阻力的假设是对高度扫掠翼或者三角翼的乐观理想化，并且因此对于本发明目的而言是保守的。图 6 还示出了上述对大约 2％ ( 其作为在 1.5 马赫时的 t/c 限值 ) 的选择的基础。
     图 7 示出了当对机翼重量的效果被包括进最优化中时，对于在 1.5 马赫巡航速度下的一般 NLF 飞机构造而言，对根据翼展的机翼 t/c 比率的若干变化的预测范围的效果。对比基线 ( 厚度因数等于 1) 是已经被空气动力学最优化用于 1.5 马赫的设计，但是具有固定的机翼重量。它具有在翼展上在机身影响区外侧上的平均值约为 0.02 的 t/c。图 7 的图表上的每个点都表示被重新最优化的设计，具有沿着翼展的特定的 t/c 变化。每个点的 “厚度因数” 表示沿着翼展在机身影响区外侧上分布的被重新最优化的 t/c 平均值与 “基线” 机翼的 t/c 平均值的比率。每个点都包括被重新最优化的机身轮廓和机翼翼型形状对体积波阻
     力和摩擦阻力 ( 包括机翼的层状分数 )、以及与厚度变化相关联的机翼重量变化的效果。之前所述地，厚度增长量为沿着翼展在机身影响区外侧的平均值。清楚地，即使对于该相对低的马赫数，在机身影响区外侧上，最优平均厚度要大于 0.02 的基线 t/c。并且必须注意到，该最优值忽略掉了制造成本、燃料体积、设备位置以及进出口等的效果，而这些效果全都支持还要更大的厚度。
     结论是，最优 t/c 取决于如上所述的若干因素，并且显著地大于纯粹空气动力学考虑因素将建议的值。图 8 示出了将空气动力学阻力和结构重量的可量化效果与欠可量化效果 ( 诸如燃料体积和致动器空间之类 ) 组合后所得出的在翼展上在机身影响区外侧上被平均化的有利厚弦比的估计上限值与马赫数的对比。下面的曲线是在代表性雷诺数下具有 70％层状流动和 1.0 阻力比率 (NLF 机翼体积波阻力加上表面摩擦阻力等于完全紊状的、零厚度理想化的掠翼或三角翼的摩擦阻力 ) 的 NLF 翼型的 t/c 比率随马赫数的变化。该曲线用作对于最优 t/c 的可量化效果的组合的替代物。上面的曲线 ( 破折线 ) 表示在考虑了之前提及的厚度的不可量化益处的估计效果之后的有利 NLF 机翼的上限值。从而，图 8 指明了用于最大机翼厚度的两个评判标准随着马赫数而发生的变化： (a) 下面的曲线：对于被最优化的 NLF 机翼 ( 由其零提升阻力等于完全紊状的零厚度翼型的、具有 70％层状流动的翼型所表示 ) 的外侧部分的 t/c 上限的可量化估计效果；以及 (b) 上面的曲线：考虑了厚度的可量化和不可量化益处的效果之后估计出的被最优化的 NLF 机翼的 t/c 的上限值。限定 t/c 的上面的曲线通过以下公式定义：
     因此，对于示出为约 1.3 马赫的最低超音速巡航速度而言，作为在机身影响区外侧的沿翼展方向的平均值的最优机翼厚度被估计成小于等于约 0.027，随马赫数近似线性地增大到大约为在 2.8 马赫的设计巡航速度下的 0.040。如之前所述地，这些马赫数不是限制性的，而是示例性的。
     每个特殊构造的特定最优厚度取决于数个设计参数，这些设计参数将通过执行适当的多学科性最优化来确定。必须强调的是，该最优化不但包括如在我们现有专利中说明的在机翼的即时地点 (immediate locale) 中的翼型和机翼轮廓的变化，而且包括在机翼前缘前方的机身的大部分长度上的机身轮廓的变化。另外，最优厚度分布不但要求如上所解释地在选择机翼厚度分布时对机翼和机身轮廓的空气动力学及重量最优化，而且要求考虑如之前所解释地影响产品价值和经济成本的其它欠可量化因素的效果。最终的设计还将必要地考虑在高亚音速下的操作，在所述高亚音速下 NLF 机翼具有比被典型地设计用于亚音
     速飞机的扫掠翼更加接近 1 马赫的有效巡航。这种在马赫数 1 附近的操作是全部任务剖面 (misson profile) 的一部分，其通常需要某一亚音速巡航以及通过马赫数 1 的加速。机翼设计中的进一步考虑因素还必须有飞机在起飞和着陆时的性能，这些性能可以影响对参数 ( 尤其是例如机翼面积和翼展 ) 的最终选择。
     机翼的前缘 (LE) 的尺寸和形状对发起或者实现用于考虑类型的超音速 NLF 机翼的层状流动是重要的。任何适当设计的 LE 都对在绝大部分机翼表面上的 LF 范围的影响甚微。另一方面，不正确的 LE 设计可以导致的 LF 即时损失，这会阻止在下游表面上的任何 LF。从空气动力学的观点看来，期望的是极薄的、或者甚至刀尖般的 LE，但是这样的 LE 难以制成并且在使用中无法实行。另外，对 LE 剖面形状的精确控制随着其厚度的减小而变得越发困难。另一方面，极大的 LE 变成了波阻力的重大贡献者，并且还可以出于以下三个机理中的任一个机理来触发在 LE 处或者附近的从层状流动到紊状流动的过早过渡： (1) 与沿着 LE 的翼展方向流动相关联的滞止线不稳定性， (2) 由紧接在 LE 下游的局部反压力梯度造成的所谓的 Tollmien-Schlichting(T-S) 不稳定性，或者 (3) 在反压力梯度足够大时的边界层分离。因而，前缘的形状和尺寸是在超音速飞机的 NLF 机翼设计中的重要因素 ( 本发明限于具有相对尖锐的前缘的低扫掠翼，所以由 LE 压力梯度造成的与横向流动不稳定性相关联的过渡不是问题。)
     为了使局部反压力梯度 ( 压力随下游距离增大的区 ) 最小化， NLF 机翼 LE 期望地应当是平滑的，没有曲率中的拐角或者突然改变。一个示例是与双凸翼型的最前方的上表面和下表面相切的圆弓形 LE( 在垂直于 LE 延伸方向的平面内 )。在该情况下，没有外部拐角，但有在圆弓形 LE 的非常小的半径与双凸表面的大很多的半径相切处的曲率中的突然改变。与上双凸表面和下双凸表面相切的椭圆弓形 LE 在相切轨迹处的半径的改变减小，并且从阻力和 NLF 的观点看来被通常认为是好的前缘。然而，椭圆弓形 LE 在 LE 的鼻部处具有比圆弓形 LE 更小的半径，因此更易于损坏。其它优选的 LE 形状具有如椭圆形类型一样对 NLF 有利的压力分布，但是在给定的 LE 厚度下具有比椭圆形类型或者圆形类型更钝的前向面，因此将在使用中更加稳健。然而，这种形状在给定的尺寸下具有比圆形类型或者椭圆形类型更大的阻力，并且具有更高的制造难度。又一个考虑因素是各种 LE 形状和尺寸对颗粒和昆虫残骸的积累的倾向性，并且其对 NLF.LE 选择的效果必须考虑到所有上述考虑因素。图 9A 示出了在 1.35 马赫、 15,000 雷诺数 ( 基于自由流单元雷诺数 (15,000,000/ 英尺 ) 乘以 LE 直径 (0.012 英寸＝ 0.001 英尺 )) 条件下的圆弓形 LE 的分析结果。在 50 处示出了圆弓形和双凸翼型的上表面之间的切点。
     图 9B 示出在 1.35 马赫下的三种凸的 LE 形状的压力分布，即，圆弓形 53、长短轴线比为 3 ∶ 1 的椭圆弓形 52、和最优化的 ( 钝鼻部 ) 形状 54。与圆弓形 LE 压力分布相关联的相对地大的吸力峰值 51 和强的反压力梯度 51a 与较不急剧的椭圆弓形 LE 的压力分布和带有钝鼻部的最优化的 LE 的压力分布形成对比。注意到，在图 9B 的图表的下部分中，所示的钝前缘 52 沿着前方方向在圆的前缘弓形 53 和椭圆的前缘弓形 54 之间最优地延伸，并且其中，所有的这些前缘弓形在 50 处与翼型的相同的双凸表面部分基本上相切。
     用于在所提到的条件下的在圆弓形 LE 的切点 50 下游的表面附近的速度的细节检验指示出， BL 由于以上所述的局部反压力梯度而濒临分离。由于甚至几毫米的分离长度也可以导致在该切点下游的整个机翼弦上的 BL 过渡和 NLF 损失，因此这种分离是不可接受的。
     也已经分析了与这些形状相关联的压力，并发现对于典型的超音速巡航飞行条件而言这些压力可与 NLF 相符到相对大的尺寸。例如，图 9C 示出在与上述条件类似的条件 ( 即， 1.5 马赫和 ReLE ＝ 15,000) 下，为圆弓形 LE 上的 BL 所计算出的 T-S 不稳定性水平。对于所选频率的不稳定性水平由所谓的 N- 因子表示，所谓的 N- 因子是在沿着 BL 的每个点处的作为中性扰动振幅倍数的 BL 扰动振幅的不稳定增长的对数。基于大量测试，大致认可对于约小于 9 的 T-S N- 因子，预期 BL 将保持层状流动，并且看到图 9C 中的实线放大曲线的包迹很好地处于该极限值内。总之，对于发起或者实现 NLF 的 LE 而言，它必须不会使得
     比 N- 因子临界值更大，也不会使 BL 分离。图 9C 还提供了在圆弓形 LE 和完美尖形 LE 之间的比较。圆弓形 LE 具有非常接近 LE 的更高 N- 值，但在下游几毫米处的 N- 值接近理想尖形 LE 的 N- 值，这表明，只要 LE 效果没有在 LE 附近导致到紊状流动的过早过渡，它便是不重要的。
     在 1.5 马赫和 47,000 英尺的典型超音速巡航条件下，单位雷诺数是约 2,000,000 每英尺。上述分析建议基于圆弓形 LE 的直径的安全 LE 雷诺数 ReLE 为约 15,000。对于上述典型的巡航条件而言，这与约 0.09 英尺的 LE 直径对应。大很多的圆弓形 LE 会带来 NLF 损失以及分离的风险。然而，如图 9B 所示地，半径的突然改变较少的形状将具有减小的反压力梯度，和由此即使在更大尺寸下也较小的分离可能性。在这些情况下，稍微更大的尺寸将具有可接受的 BL 稳定性，并由此还将满意地发起或者实现 NLF。
     滞止线不稳定性的风险随 LE 尺寸和扫掠而增加。考虑了以上对 LE 直径的计算，还考虑了与 NLF 机翼类型相关联的低扫掠后表明，在典型的巡航条件下，即使对于大很多的尺寸也没有滞止线不稳定性的风险。因而，滞止线不稳定性通常不是对考虑中的机翼类型的 LE 尺寸和形状进行选择时的限制因素。
     图 9D 示出在 1.8 马赫和 40,000 英尺高度下进行超音速飞行测试期间得到的皮下氧化半机翼 (46 英尺的根弦、 20 英寸的尖弦、 31 英寸的半翼展 ) 的一帧红外线视频，该机翼带有厚度从 0.06 英寸改变到 0.09 英寸的近似圆弓形 LE。此测试的单位雷诺数是在上文提及的超音速巡航的典型单位雷诺数的两倍。明亮的区域是带有层状 BL 的较凉表面，而黑灰色的较暖区域具有紊状 BL。由被故意放置以产生明显的 “紊状楔形部” 的 “卡笋 (trip)” 造成了在翼尖处 LE 附近在 55a 和 55b 处的两个灰色三角形，这证实了在其它地方处的层状流动。用上文提及的 N- 因子预测出的 BL 不稳定性水平与测试结果很好地相符，例如由在 56 处的较亮区域指示的紊状 BL 的局部化区域。已经实施了大量这种测试，并且没有一个测试显示出由任何一个上文描述的 LE 效果而导致的 NLF 过早损失。这些飞行测试和一些 LE 分析在约为 2 马赫的速度下进行，二者均指示出可允许的 ReLE 随马赫数增大。因此，对于 1.35 以上的马赫数和对于比圆形更加平滑的形状二者而言， 15,000 的 LE 雷诺数评判标准是保守的。
     可以通过计算基于 LE 有效厚度 h 的 LE 阻力系数 Cdh 来估计给定尺寸的 LE 的波阻力的效果。有效厚度被定义为 LE 弓形与双凸型机翼的上下表面的切点处的厚度。根据基于局部翼弦 c 的更为常见的阻力系数，前缘阻力是 (h/c) 乘以 Cdh。对于圆弓形 LE 而言，阻力因数 Cdh 对于超音速马赫数近乎为一，所以其基于局部弦的 LE 阻力系数 CdLE 约为 h/ c。根据线性化超音速流动理论，圆弧形翼型的体积波阻力为，
     12其中，因而，作为双凸翼型体积阻力的分数 F 的 LE 阻力约为CN 102666275 A
     说明书8/9 页使用之前提出的用于作为马赫数函数的最大估计机翼厚度的公式，可以根据 LE 阻力分数 F 将前缘高度近似地表示为，
     如果前缘阻力分数 F 被限为小于双凸翼型体积波阻力的三分之一 (33％ )，则最大 h/t 将近似为，
     以上最大 LE 有效厚度比率 h/t 具有从 1.3 马赫时的约 0.045 到 2.8 马赫时的约 0.025 的范围。假设满足了制造和操作的实际考虑因素，那么更小厚度将具有更低阻力和更小的对 NLF 产生不利影响的风险。
     例如，具有 0.1 英寸 LE 有效厚度和 6 英寸翼型厚度的机翼 ( 典型用于 20 英尺平均弦和 2.5％ t/c) 在 1.4 马赫时 ( 贝塔＝大约是单一的 ) 将具有 13％的 LE 阻力比率 F。
     作为薄的圆弓形 LE 的更加典型的示例，假定 LE 阻力分数 F 被限为相同的具有 20 英尺弦的 2.5％双凸翼型在 1.4 马赫时的体积波阻力的 3％，那么 h/t 约为 0.0043，而h约是 0.026 英尺。
     由于横向流动压力梯度和气流方向压力梯度中的有利变化，机身压力分布影响机翼上的压力梯度，以及由此 BL 稳定性。对于 LF 超音速公务机设计的机翼 - 机身 - 边条组合在 1.4 马赫和 45,000 英尺时的情况，图 10 示出了这种效果。来自边条和机翼前缘以及机身的扰动产生了可以从机翼压力分布看到并且影响从层状 BL 流动到紊状 BL 流动的过渡位置的波。要么通过试错法要么优选地借助最优化算法对机身进行进一步具体成形，直到使组合的体积波阻力和摩擦阻力最小化为止。图 10A 示出在层状流动最优化之前的机身 11 和 56a、边条 14 以及机翼 12 和 13 的下侧，并且图 10B 示出在层状流动最优化之后的机身 11 和 56a、边条 14 以及机翼 12 和 13 的下侧。初始的机身形状在 56a 处指示，并且在最优化之后在 56b 和 56c 处指示。该最优化使得下侧机身在如 56b 和 56c 处所见的两个位置处横向变窄，这两个位置大致地对准于机翼前缘和后缘与边条的相交点 13a， 13b。这些变型产生了在机翼上的压力变化，如在 LF 最优化之前的 57a 处指示的等压线轮廓和在 LF 最优化之后的 57b 处指示的等压线轮廓所示。在 LF 最优化之后的压力梯度产生了更大范围的层状流动，如在诸如 58b 处的 BL 过渡位置对比在 58a 处的初始位置所示。图 10C 中示出了在 LF 最优化之前的上侧的类似结果，并且图 10D 中示出了在 LF 最优化之后的上侧的类似结果。分别在 59a 和 59b 处看到在 LF 最优化之前和 LF 最优化之后的机身轮廓，在 60a 和 60b 处的等压线以及在 61a 和 61b 处的前方过渡位置示出了增加的层状流动范围。在该示例中，初始构造被最优化以仅使体积波阻力最小化，这在现有技术中是典型的，有时称为 “面积律” ，而为了强调机身轮廓对 LF 范围的效果，最终构造被最优化用于最大化的 LF 范围。根据本发明，最终的最优化将典型地使总阻力最小化，而不仅是如在该示例中所实现的使 LF 范围最大化。图 10 示出了本发明的两个其它方面。首先，当为了减小体积波阻力而进行最优化时，在机翼前缘和后缘与边条的相交点之间的区域中，机翼下方的机身宽度大于机翼上方的机身宽度。其次，当为了更大的层状流动而进行最优化时，机翼下方在机翼前缘和后缘与边条
     的相交点附近的机身宽度相对于接近于这些位置的机身宽度减小。因而，在图 10B 中，将注意到，机身具有位于左侧边条 14 和右侧边条 14 的内侧上的下侧伸长范围 70。在机翼前缘与边条的连结处 13a 和机翼后缘与边条的连结处 13b 的内侧上，在位置 56b 和 56c 处的机身宽度相对于沿长度方向在所述位置 56b 和 56c 之间的位置 70a 处的机身宽度减小，从而有助于使在飞机超音速速度下的机翼层状边界层状流动最优化。
     本发明涉及被构造成用于在超音速巡航时的扩延的机翼层状流动的机身和机翼，其特征在于： a) 低机翼扫掠，以便保持设计巡航速度下的附体震波，并且将横向流动压力梯度限为与保持的 NLF 一致的水平， b) 双凸类型翼型，沿着翼展在机身影响区的外侧上，该翼型的厚度比弦的变化为平均值，为性能和产品选择的值由以下公式给出，
     c) 前缘，其具有为实现 NLF 所选的凸的形状和由以下公式给出的有效厚度 h，和 d) 机身轮廓和机翼轮廓，它们组合在一起，通过运用 “面积律” 并且同时实现在具有 NLF 扩延面积的机翼上的压力分布，来减小总阻力 ( 波阻力加上依靠提升的阻力再加上表面摩擦阻力 )。

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1、(10)申请公布号 CN 102666275 A (43)申请公布日 2012.09.12 CN 102666275 A *CN102666275A* (21)申请号 201080048113.9 (22)申请日 2010.10.15 12/589,424 2009.10.26 US B64C 3/14(2006.01) (71)申请人 AERION 公司地址美国内华达 (72)发明人 RR特雷西 P斯图尔扎 JD蔡斯 (74)专利代理机构中国国际贸易促进委员会专利商标事务所 11038 代理人张涛 (54) 发明名称为超音速和高亚音速巡航飞机最优化的层状流动机翼 (57) 摘要。

2、本发明涉及一种提供具有被构造成在设计巡航条件下用于扩延的层状流动的机翼和机身的飞机的方法，所述方法的特征在于以下步骤： a) 提供机翼双凸型翼型，该翼型具有在考虑机翼阻力和机翼重量影响时的沿着机翼翼展的厚度、弦和形状的值，这些值在设计巡航条件下提供基本上最优的飞机航程； b) 提供机翼前缘，所述机翼前缘被构造成实现层状流动； c) 提供机身轮廓和机翼轮廓，所述机身轮廓和机翼轮廓组合地产生减小的总体积波阻力并且产生在机翼上的层状流动边界层的扩延的面积；以及 d) 提供有助于提供步骤 a)、 b) 和 c) 的机翼扫掠角。 (30)优先权数据 (85)。

3、PCT申请进入国家阶段日 2012.04.25 (86)PCT申请的申请数据 PCT/US2010/002758 2010.10.15 (87)PCT申请的公布数据 WO2011/087475 EN 2011.07.21 (51)Int.Cl. 权利要求书 4 页说明书 9 页附图 12 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请权利要求书 4 页说明书 9 页附图 12 页 1/4 页 2 1. 一种用于提供具有被构造用于在设计巡航条件下的扩延的层状流动的机翼和机身的飞机的方法，所述方法的特征在于以下步骤： a) 提供具有沿着机翼翼展的厚度、弦和形状的值。

4、的机翼双凸型翼型，这些值提供了在考虑机翼阻力和机翼重量影响时在所述设计巡航条件下的基本上最优的飞机航程， b) 提供机翼前缘，该机翼前缘被构造成实现层状流动， c) 提供机身轮廓和机翼轮廓，这些轮廓组合地产生了减小的总的波阻力，并且产生了在机翼上的层状边界层流动的扩延的面积， d) 提供有助于提供以上步骤 a)、 b) 和 c) 的机翼扫掠角。 2. 根据权利要求 1 所述的方法，其中，所述双凸型翼型在翼展位置处具有最大厚度 t 比弦 c 的 t/c 比率，在所述翼展位置处，所述 t/c 比率具有沿着翼展在机身影响区外侧上的值，因此所述比率的平均值由以下公式给出， 3.。

5、根据权利要求 2 所述的方法，在最低设计巡航马赫数下，所述机身影响区被定义为机翼在机翼站位内侧上的部分，所述机翼站位由起源于机翼的延长的前缘和后缘与飞机沿长度方向的对称平面的相交处的马赫线的相交处定义。 4. 根据权利要求 3 所述的方法，沿着翼展的厚度和弦的值为使得在所述机身影响区外侧上的所述 t/c 比率的平均值小于约 0.040。 5. 根据权利要求 1 所述的方法，对于在 1.3 与 2.8 之间的设计巡航马赫数 M 的值， t/c 的相应最大值与在 0.027 和 0.040 之间的最大值近似线性地成比例，其中， t 是翼型厚度， c 是沿着机翼翼展在所述机身影响。

6、区外侧上的翼型弦。 6. 根据权利要求 5 所述的方法，其特征还在于以下方面中的至少一个方面： - 对于 M 约为 1.3 的设计超音速巡航速度， t/c 约 0.027 - 对于 M 约为 2.0 的设计超音速巡航速度， t/c 约 0.034 - 对于 M 约为 2.8 的设计超音速巡航速度， t/c 约 0.040。 7. 根据权利要求 1 所述的方法，其中，所述机身轮廓和机翼轮廓组合来产生由以下方面中的一个方面确定的、沿着机翼翼展的翼型厚度、弦和形状的值： i) 为数个翼型变化确定飞机阻力和重量以及所得到的飞机航程的过程，以及 ii) 其它的因素或者飞机特征，包括机。

7、身在机翼附近和机翼前方的形状。 8. 根据权利要求 7 所述的方法，其中，在确定时包括在内的所述其它的因素包括制造成本、设备安装、进出方便性、维护以及操作成本。 9. 根据权利要求 7 所述的方法，其中，所述其它的因素包括在除设计巡航马赫数外的速度下的飞机航程，所述速度诸如例如高亚音速速度之类。 10. 根据权利要求 7 所述的方法，其中，所述其它的因素包括在用于一项特殊任务或者多项任务的所选混合的特定航程方面的飞机燃料效率。 11. 根据权利要求 7 所述的方法，其中，所述其它的因素包括飞机着陆和起飞性能，以及与其相关联的操纵品质。 12. 根据权利要求 1。

8、所述的方法，其中，所述双凸型翼型被设置成具有在翼展方向位置权利要求书 CN 102666275 A 2 2/4 页 3 处的最大厚度 t 比弦 c 的 t/c 比率，所述 t/c 比率位于约 0.015 与 0.047 之间。 13. 根据权利要求 12 所述的方法，其中，在超音速设计巡航马赫数为 1.3 时，沿着翼展在机身影响区外侧上的 t/c 平均值为小于 0.027。 14. 根据权利要求 12 所述的方法，其中，当设计巡航马赫数在 1.3 与 2.8 之间增大时， t/c 增大了大约 50。 15. 根据权利要求 1 所述的方法，其中，机翼的进一步特征。

9、在于约 0.7 的层状分数。 16. 一种具有被构造用于在超音速设计巡航马赫数 M 下的扩延的层状流动的机翼和机身的飞机，所述机翼的特征在于， a) 前缘扫掠角，该扫掠角足够的低以便保持在设计巡航下的附体震波，但是所述扫掠角不超过约 20 度，以及 b) 机翼双凸型翼型，该双凸型翼型具有沿着机翼翼展的厚度 t 比弦 c 的比率的值，由此，沿着翼展在机身影响区外侧上的 t/c 比率的平均值通过以下不等式给出，并且其中，在设计巡航马赫数 M 下，所述机身影响区被定义为机翼在机翼站位内侧上的部分，所述机翼站位由起源于机翼的延长的前缘和后缘与机身对称平面的相交处的马赫线。

10、的相交处定义，以及 c) 具有凸的形状和有效厚度 h 的所述前缘，所述有效厚度 h 被定义为在每个沿着翼展的位置处在所述前缘与上机翼表面和下机翼表面的切点之间的距离，使得 h/t 小于约 0.05，其中， t 是在所述位置处的最大机翼厚度，以及 d) 机身轮廓和机翼轮廓，所述机身轮廓和机翼轮廓组合地提供在机翼上的扩延的层状边界层流动和减小的波阻力，所述机身轮廓的特征在于总的飞机横截面积随着相对于飞机的纵向位置平滑地变化，并且所述机翼轮廓的特征在于额外地避免了在靠近机翼和机翼前方的机身侧上的子午线的斜率和曲率中的突然改变。 17. 根据权利要求 16 所述的飞机，其中，。

11、所述比率的平均值由以下公式给出， 18. 根据权利要求 16 所述的飞机，沿着翼展的厚度和弦的值为使得在所述机身影响区外侧上的所述 t/c 比率的平均值小于约 0.040。 19. 根据权利要求 16 所述的飞机，对于在 1.3 与 2.8 之间的设计巡航马赫数 M 的值， t/c 的相应最大值与在 0.027 和 0.040 之间的最大值近似线性地成比例，其中， t 是翼型厚度， C 是沿着机翼翼展在所述机身影响区外侧上的翼型弦。 20. 根据权利要求 19 所述的飞机，其特征还在于，以下方面中的至少一个： - 对于 M 约为 1.3 的设计超音速巡航速度， t/c 约 0。

12、.027 - 对于 M 约为 2.0 的设计超音速巡航速度， t/c 约 0.034 - 对于 M 约为 2.8 的设计超音速巡航速度， t/c 约 0.040。 21. 根据权利要求 16 所述的飞机，其中，所述机身轮廓和机翼轮廓组合来产生由以下方面中的一个方面确定的、沿着机翼翼展的翼型厚度、弦和形状的值：权利要求书 CN 102666275 A 3 3/4 页 4 i) 为数个翼型变化确定的飞机阻力和重量以及所得到的飞机航程，以及 ii) 其它的因素或者飞机特征，包括机身在机翼附近和机翼前方的形状。 22. 根据权利要求 21 所述的飞机，其中，在确定时包括在。

13、内的所述其它的因素包括制造成本、设备安装、进出方便性、维护以及操作成本。 23. 根据权利要求 21 所述的飞机，其中，所述其它的因素包括在除设计巡航马赫数外的速度下的飞机航程。 24. 根据权利要求 21 所述的飞机，其中，所述其它的因素包括在用于一项特殊任务或者多项任务的所选混合的特定航程方面的飞机燃料效率。 25. 根据权利要求 21 所述的飞机，其中，所述其它的因素包括飞机着陆和起飞性能，以及与其相关联的操纵品质。 26. 根据权利要求 16 所述的飞机，其中，所述双凸型翼型被设置成具有在沿翼展方向的位置处的最大厚度 t 比弦 c 的 t/c 比率，。

14、所述 t/c 比率位于约 0.015 与 0.047 之间。 27. 根据权利要求 26 所述的飞机，其中，在超音速设计巡航马赫数为 1.3 时，沿着翼展在机身影响区外侧上的 t/c 平均值为小于 0.027。 28. 根据权利要求 26 所述的方法，其中，当设计巡航马赫数在 1.3 与 2.8 之间增大时， t/c 增大了大约 50。 29. 根据权利要求 16 所述的飞机，其中，机翼的进一步特征在于约 0.7 的层状分数。 30.根据权利要求1所述的方法，其中，凸的所述前缘被设置成具有介于约0.01英寸和约 0.10 英寸之间的有效厚度尺寸。 31. 根据权利要求 3。

15、0 所述的方法，其中，所述前缘的凸的形状其特征在于以下方面中的一个方面： i) 圆弓形； ii) 椭圆弓形； iii) 钝圆弓形 iv) 钝椭圆弓形。 32. 根据权利要求 16 所述的飞机，其中，所述前缘的有效厚度尺寸介于约 0.01 英寸和 0.10 英寸之间。 33. 根据权利要求 31 所述的方法，其中，凸的所述前缘变钝，以便沿着前方方向在圆的前缘弓形和椭圆的前缘弓形之间最优地延伸，其中，所有的所述前缘弓形与翼型的相同双凸表面部分基本上相切。 34. 根据权利要求 33 所述的方法，其中， h/t 小于约 0.05。 35. 根据权利要求 1 所述的方法。

16、，其中，每个机翼前缘弓形都具有变钝的构造，以便沿着向前方向在面向前方的圆的前缘弓形构造与椭圆的前缘弓形构造之间最优地延伸，其中，所有的所述前缘弓形构造与所述翼型的相同双凸表面部分基本上相切。 36. 根据权利要求 16 所述的飞机，其中，机身具有下侧范围，该下侧范围在左侧机翼的前缘和后缘与左侧边条连结的连结处以及右侧机翼的前缘和后缘与右侧边条连结的连结处的内侧上，机身的所述下侧范围具有在所述前缘的连结处和所述后缘的连结处的内侧上的位置处的减小的宽度，以及具有沿相对于机身宽度在所述位置之间的沿长度方向的位置处的减小的宽度，由此有助于在飞机超音速速度下使机翼上的空。

17、气层状流动最优化。权利要求书 CN 102666275 A 4 4/4 页 5 37. 根据权利要求 16 所述的飞机，其中，机身具有上侧范围和下侧范围，该上侧范围和下侧范围在左侧机翼的前缘和后缘与左侧边条连结的连结处以及右侧机翼的前缘和后缘与右侧边条连结的连结处的内侧上，在所述前缘的连结处和所述后缘的连结处之间的位置处的机身的所述下侧范围具有大于在所述位置之间的沿长度方向的位置处的机身的所述上侧范围的宽度，由此有助于在飞机超音速速度下使波阻力最优化。 38. 一种具有被构造用于在超音速设计巡航马赫数 M 下的扩延的层状流动的机翼和机身的飞机，所述机翼的特征在于。

18、， a) 前缘扫掠角，该扫掠角足够的低以便保持在设计巡航下的附体震波，但是所述扫掠角不超过约 20 度，以及 b) 机翼双凸型翼型，该双凸型翼型具有沿着机翼翼展的厚度 t 比弦 c 的比率的值，由此，沿着翼展在机身影响区外侧上的 t/c 比率的平均值通过以下不等式给出，并且其中，在设计巡航马赫数 M 下，所述机身影响区被定义为机翼在机翼站位内侧上的部分，所述机翼站位由起源于机翼的延长的前缘和后缘与机身对称平面的相交处的马赫线的相交处定义，以及 c) 具有凸的形状和有效厚度 h 的所述前缘，所述有效厚度 h 被定义为在每个沿着翼展的位置处在所述前缘与上机翼表面和。

19、下机翼表面的切点之间的距离，使得 h/t 小于约 0.05，其中， t 是在所述位置处的最大机翼厚度，以及 d) 机身轮廓和机翼轮廓，所述机身轮廓和机翼轮廓组合地提供在机翼上的扩延的层状边界层流动和减小的波阻力，所述机身轮廓的特征在于总的飞机横截面积随着相对于飞机的纵向位置平滑地变化，并且所述机翼轮廓的特征在于额外地避免了在靠近机翼和机翼前方的机身侧上的子午线的斜率和曲率中的突然改变。 39. 一种具有被构造用于在设计巡航条件下的扩延的层状流动的机翼和机身的飞机，所述机翼的特征在于， a) 机翼双凸型翼型，该双凸型翼型具有沿着机翼翼展的厚度、弦和形状的值，这些值提供。

20、了在考虑机翼阻力和机翼重量影响时在所述设计巡航条件下的基本上最优的飞机航程， b) 具有凸的形状和有效厚度 h 的所述前缘，所述有效厚度 h 被定义为在每个沿着翼展的位置处在所述前缘与上机翼表面和下机翼表面的切点之间的距离，使得 h/t 小于约 0.05，其中， t 是在所述位置处的最大机翼厚度， c) 机身轮廓和机翼轮廓，所述机身轮廓和机翼轮廓一起提供了在机翼上的扩延的层状边界层流动和减小的波阻力的组合，所述机身轮廓的特征在于总的飞机横截面积随着相对于飞机的纵向位置平滑地变化，并且所述机翼轮廓的特征在于额外地避免了在靠近机翼和机翼前方的机身侧上的子午线的斜率和曲率中的突然。

21、改变。 d) 具有有助于以上特征 a)、 b) 和 c) 的扫掠角的所述机翼。权利要求书 CN 102666275 A 5 1/9 页 6 为超音速和高亚音速巡航飞机最优化的层状流动机翼技术领域 0001 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 0002 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。

22、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。 0003 超音速 NLF 翼必须具。

23、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。 0004 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。

24、” 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， 0005 0006 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。

25、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。说明书 CN 102666275 A 6 2/9 页 7 发明内容 0007 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。

26、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。

27、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。 0008 本发明的另一个目的是提供沿着翼展的翼型厚度、弦和形状的值，这些值提供了在设计巡航条件下的基本上最优的飞机航程，其中，沿着翼展的翼型厚度、弦和形状的值如通过以下考虑因素确定： 0009 i) 对多种翼型变化确定飞机阻力和重量以及所得到的飞机航程的过程，。

28、以及 0010 ii) 其它飞机特征。 0011 这些其它飞机特征包括制造成本、操作成本、设备安装、进出方便性、和维护。这些特征还可以包括在除了设计巡航马赫数以外的速度(诸如例如高亚音速速度之类)下的飞机航程；和/或可以包括用于一项特殊任务或者多项任务的所选混合的飞机燃料效率；和/ 或可以包括飞机着陆和起飞性能以及与其相关联的操纵品质 (handling quality)。 0012 本发明的又一个目的是提供一种具有双凸型翼型的改进型机翼，所述双凸类型翼型在每个沿翼展方向的位置处具有最大厚度 t 比弦 c 的 t/c 比率，其中，沿着翼展的所选的 t/c比率的平均。

29、值取决于所选的设计马赫数。例如，如将看到地，在机身影响区外侧上，被表示为沿着翼展的平均值的最大最优机翼厚度比弦的比率被限定为如以下公式示出地得以限制， 0013 0014 其中， M 设计巡航马赫数。机身影响区是靠近机翼与机身连结处的机翼区域，此处机翼的该部分的体积波阻力可以通过机身修整 ( 即，通过局部地减小机身横截面积 ) 来部分地弥补。这种 “修整” 或者 “面积律” 在工业中是已知的，并且与 2 t/c NLF 机翼结合地已经在美国专利 6,149,101 中先前描述过，该专利通过参考包含于此。为了本发明的目的，在最低超音速设计巡航马赫数 M 下定义该区域。

30、，并且该区域是在由起源于机翼的延长的前缘和后缘与对称平面的相交处的马赫线的相交处来定义的机翼站位的内侧上的机翼部分。马赫线被定义为具有等于 1/M 的反正弦的关于飞行方向的角度。 0015 根据上述公式，在 1.3 马赫的设计超音速巡航速度下，这种机翼沿着翼展在机身影响区外侧上的作为平均值的最优机翼厚度比弦的比率小于约 0.027，随着马赫数的增大而近似线性地增大到在约 2.8 马赫的设计巡航速度下的小于约 0.040。这些马赫数不是限说明书 CN 102666275 A 7 3/9 页 8 制性的，而仅是示例性的。 0016 根据两个主要考虑因素，机身影响区中的机翼。

31、部分的成形以及在机翼附近的机身自身的轮廓塑造对总体性能和设计的最优化而言是关键的。第一个主要考虑因素是减小组合的机翼 - 机身系统的体积波阻力，而第二个主要考虑因素是通过增加机翼的层状流动范围来减小机翼上的表面摩擦阻力。后者是机翼上的压力分布的函数，而机翼上的压力分布取决于在超音速飞行中靠近机翼和在机翼前方的机身形状和局部翼型形状二者。在机身影响区外侧上的机翼上的压力梯度可以帮助机翼表面上的 NLF 或者抑制它，视这些压力梯度分别为 “有利的” 、“不利的” 或者 “横向流动的” ( 这些术语在本技术领域中是明白的 ) 情况而定。设计最优化的目的是开发出机翼形状以及机身。

32、形状，使体积波阻力加上表面摩擦阻力的总和最小化，请注意机翼的表面摩擦阻力取决于其以低阻力层状流动为特征的表面总量。机翼的其余部分以及机身的大部分具有与紊状流动相关联的更高的表面摩擦阻力。对于设计目标是最大航程的飞机而言，为若干所选的沿着翼展的机翼厚度分布完成所述成形，每个这种厚度分布都具有相应的机翼重量，从而可以在确定飞机航程时考虑阻力和重量二者来确定总设计的最优化。在本技术领域中公知的是，对于给定的飞机起飞总重，空重量的增大弥补了燃料重量，并且由此减小了航程。 0017 将从以下说明书和附图更加完全理解本发明的这些和其它目的和优点以及示例性实施例的细节。附图。

33、说明 0018 图 1 是超音速飞机的透视图； 0019 图 2 是图 1 飞机的平面图； 0020 图 3a、图 3b 和图 3c 是沿着图 2 中的线 A-A、 B-B 和 C-C 得到的弦横截面； 0021 图 4 是在机翼在其附接至机身的附接处的局部平面图，示出了机身影响； 0022 图 5 是图表； 0023 图 6 是图表； 0024 图 7 是图表； 0025 图 8 是图表； 0026 图 9A 和图 9B 是各种机翼前缘形状上的压力分布的图象，图 9C 是与一个前缘形状相关联的稳定性 (N- 因子 ) 的图表，而图 9D 是在飞行测试中的部分机翼的照。

34、片；以及 0027 图 10A 至图 10D 是在机翼 - 机身 - 边条 (strake) 组合上的压力和边界层过渡位置的图象。具体实施方式 0028 在图 1 和图 2 中，超音速飞机 10 具有机身 11、机翼 12 和 13、边条 14 和尾部 15。两个发动机短舱 16 和 17 位于机身的相对侧，从机翼后缘 12a 和 13a 后方伸出。座舱和驾驶舱分别用 28 和 29 示出。 0029 图 3a、图 3b 和图 3c 示出了沿着翼展的机翼双凸表面 130 和 131。还参见以下机身翼弦 C 和厚度尺寸 t ： 0030 在 A-A 处的 CA和 tA 说。

35、明书 CN 102666275 A 8 4/9 页 9 0031 在 B-B 处的 CB和 tB 0032 在 C-C 处的 CC和 tC 0033 图 4 示出了机翼 - 机身相交区域，其中后缘线 13a 与机身中心线 30 的相交点在 31处指示；并且机翼具有前缘18，前缘的投影边缘线18a与机身中心线的相交点在19处指示。分别从 19 和 31 投影的马赫线 20 和 21 在 22 处相交。如图所示地，弦线 23 与点 22 相交。认为在弦线 23 外侧上的机翼范围 24 是在机身影响区的外侧上。机身在其相对两侧上沿着凹的线或者边缘 26 和 27 凹入。 0034。

36、事先已经发现，可以在机身附近采用更厚的机翼截面，通过减小机身横截面 ( 面积律 ) 来补偿在相应的纵向站位的一部分机翼体积而不会招致完全阻力损失。例如，内侧机翼的一部分可以基本上厚于上文给出的最大平均 t/c 评判标准 ( 在 1.3 马赫的 0.027 增大到在 2.8 马赫的 0.040)，只要修整机身横截面来补偿增大的机翼厚度内侧，就不会引起成比例的体积波阻力损失。之前提及的名为 “Aircraft Wing and Fuselage Contours” 的美国专利 6,149,101 中也谈到了用于论述和量化这些权衡的方法。 0035 最优化方法的新近进展已经能够。

37、评估对以下参数的效果，即，所述参数为增加最大 t/c 时的机翼结构重量、沿着翼展的机翼厚度变化、翼型剖面和机翼平面图形状。这些评估已采用了为使组合的波阻力和表面摩擦阻力最小化而对最优机翼和机身形状的选择，还包括如先前所述的在机翼的 NLF 范围上的压力梯度的效果。这些形状被认为在空气动力学方面被最优化了，但是总体设计最优化必须包括机翼厚度沿翼展方向的分布对重量的效果，从而更厚机翼的更大空气动力学阻力损失通过减小其重量得以弥补。 0036 其它因素论证了在给定马赫数下的甚至更大的机翼厚度。例如，更厚机翼可以携载更多燃料，否则将要求机身体积更大。另外，由于在相同的。

38、强度和硬度下更厚机翼具有更小重量，因此花费的制造成本更少。还有一些更大厚度所带来的欠可量化的优点，例如用于襟翼和控制致动器、起落架等的空间更大。图 5 示出了在被设计用于 1.5 马赫的机翼的条件下的这种更大厚度。下面的曲线表示以上引用的现有技术，其在机翼影响区外侧的平均 t/c 小于约 2，而上面的 ( 实线 ) 曲线指示本发明所提出的 t/c 最优化结果。 0037 本文提出的 NLF 机翼构造还可应用于被设计用于更高马赫数的飞机，并且可以看出，增大设计巡航马赫数允许更大的最优 t/c。图 6 是该效果的示例，示出了具有 70层状分数的双凸翼型的厚弦比随马赫数的。

39、变化，对于这种双凸翼型而言，体积波阻力加上摩擦阻力是具有零体积波阻力的翼型的紊状摩擦阻力的 50 ( 对于本讨论而言定义为 50的阻力比 )。零体积波阻力的假设是对高度扫掠翼或者三角翼的乐观理想化，并且因此对于本发明目的而言是保守的。图 6 还示出了上述对大约 2 ( 其作为在 1.5 马赫时的 t/c 限值 ) 的选择的基础。 0038 图 7 示出了当对机翼重量的效果被包括进最优化中时，对于在 1.5 马赫巡航速度下的一般NLF飞机构造而言，对根据翼展的机翼t/c比率的若干变化的预测范围的效果。对比基线 ( 厚度因数等于 1) 是已经被空气动力学最优化用于 1.5 。

40、马赫的设计，但是具有固定的机翼重量。它具有在翼展上在机身影响区外侧上的平均值约为 0.02 的 t/c。图 7 的图表上的每个点都表示被重新最优化的设计，具有沿着翼展的特定的t/c变化。每个点的 “厚度因数” 表示沿着翼展在机身影响区外侧上分布的被重新最优化的 t/c 平均值与 “基线” 机翼的 t/c 平均值的比率。每个点都包括被重新最优化的机身轮廓和机翼翼型形状对体积波阻说明书 CN 102666275 A 9 5/9 页 10 力和摩擦阻力(包括机翼的层状分数)、以及与厚度变化相关联的机翼重量变化的效果。之前所述地，厚度增长量为沿着翼展在机身影响区外侧的平均值。

41、。清楚地，即使对于该相对低的马赫数，在机身影响区外侧上，最优平均厚度要大于 0.02 的基线 t/c。并且必须注意到，该最优值忽略掉了制造成本、燃料体积、设备位置以及进出口等的效果，而这些效果全都支持还要更大的厚度。 0039 结论是，最优 t/c 取决于如上所述的若干因素，并且显著地大于纯粹空气动力学考虑因素将建议的值。图 8 示出了将空气动力学阻力和结构重量的可量化效果与欠可量化效果(诸如燃料体积和致动器空间之类)组合后所得出的在翼展上在机身影响区外侧上被平均化的有利厚弦比的估计上限值与马赫数的对比。下面的曲线是在代表性雷诺数下具有 70层状流动和1.0阻力。

42、比率(NLF机翼体积波阻力加上表面摩擦阻力等于完全紊状的、零厚度理想化的掠翼或三角翼的摩擦阻力 ) 的 NLF 翼型的 t/c 比率随马赫数的变化。该曲线用作对于最优 t/c 的可量化效果的组合的替代物。上面的曲线 ( 破折线 ) 表示在考虑了之前提及的厚度的不可量化益处的估计效果之后的有利 NLF 机翼的上限值。从而，图 8 指明了用于最大机翼厚度的两个评判标准随着马赫数而发生的变化： (a) 下面的曲线：对于被最优化的 NLF 机翼 ( 由其零提升阻力等于完全紊状的零厚度翼型的、具有 70层状流动的翼型所表示)的外侧部分的t/c上限的可量化估计效果；以及(b)上。

43、面的曲线：考虑了厚度的可量化和不可量化益处的效果之后估计出的被最优化的 NLF 机翼的 t/c 的上限值。限定 t/c 的上面的曲线通过以下公式定义： 0040 0041 因此，对于示出为约 1.3 马赫的最低超音速巡航速度而言，作为在机身影响区外侧的沿翼展方向的平均值的最优机翼厚度被估计成小于等于约 0.027，随马赫数近似线性地增大到大约为在2.8马赫的设计巡航速度下的0.040。如之前所述地，这些马赫数不是限制性的，而是示例性的。 0042 每个特殊构造的特定最优厚度取决于数个设计参数，这些设计参数将通过执行适当的多学科性最优化来确定。必须强调的是，该最优。

44、化不但包括如在我们现有专利中说明的在机翼的即时地点(immediate locale)中的翼型和机翼轮廓的变化，而且包括在机翼前缘前方的机身的大部分长度上的机身轮廓的变化。另外，最优厚度分布不但要求如上所解释地在选择机翼厚度分布时对机翼和机身轮廓的空气动力学及重量最优化，而且要求考虑如之前所解释地影响产品价值和经济成本的其它欠可量化因素的效果。最终的设计还将必要地考虑在高亚音速下的操作，在所述高亚音速下 NLF 机翼具有比被典型地设计用于亚音速飞机的扫掠翼更加接近 1 马赫的有效巡航。这种在马赫数 1 附近的操作是全部任务剖面 (misson profile) 的一部分，。

45、其通常需要某一亚音速巡航以及通过马赫数 1 的加速。机翼设计中的进一步考虑因素还必须有飞机在起飞和着陆时的性能，这些性能可以影响对参数 ( 尤其是例如机翼面积和翼展 ) 的最终选择。 0043 机翼的前缘 (LE) 的尺寸和形状对发起或者实现用于考虑类型的超音速 NLF 机翼的层状流动是重要的。任何适当设计的 LE 都对在绝大部分机翼表面上的 LF 范围的影响甚微。另一方面，不正确的 LE 设计可以导致的 LF 即时损失，这会阻止在下游表面上的任何 LF。从空气动力学的观点看来，期望的是极薄的、或者甚至刀尖般的LE，但是这样的LE难以说明书 CN 102666275。

46、 A 10 6/9 页 11 制成并且在使用中无法实行。另外，对 LE 剖面形状的精确控制随着其厚度的减小而变得越发困难。另一方面，极大的 LE 变成了波阻力的重大贡献者，并且还可以出于以下三个机理中的任一个机理来触发在 LE 处或者附近的从层状流动到紊状流动的过早过渡： (1) 与沿着 LE的翼展方向流动相关联的滞止线不稳定性， (2)由紧接在LE下游的局部反压力梯度造成的所谓的 Tollmien-Schlichting(T-S) 不稳定性，或者 (3) 在反压力梯度足够大时的边界层分离。因而，前缘的形状和尺寸是在超音速飞机的 NLF 机翼设计中的重要因素 ( 本发明限。

47、于具有相对尖锐的前缘的低扫掠翼，所以由 LE 压力梯度造成的与横向流动不稳定性相关联的过渡不是问题。) 0044 为了使局部反压力梯度 ( 压力随下游距离增大的区 ) 最小化， NLF 机翼 LE 期望地应当是平滑的，没有曲率中的拐角或者突然改变。一个示例是与双凸翼型的最前方的上表面和下表面相切的圆弓形 LE( 在垂直于 LE 延伸方向的平面内 )。在该情况下，没有外部拐角，但有在圆弓形 LE 的非常小的半径与双凸表面的大很多的半径相切处的曲率中的突然改变。与上双凸表面和下双凸表面相切的椭圆弓形 LE 在相切轨迹处的半径的改变减小，并且从阻力和NLF的观点看来被通常认为是。

48、好的前缘。然而，椭圆弓形LE在LE的鼻部处具有比圆弓形 LE 更小的半径，因此更易于损坏。其它优选的 LE 形状具有如椭圆形类型一样对 NLF 有利的压力分布，但是在给定的 LE 厚度下具有比椭圆形类型或者圆形类型更钝的前向面，因此将在使用中更加稳健。然而，这种形状在给定的尺寸下具有比圆形类型或者椭圆形类型更大的阻力，并且具有更高的制造难度。又一个考虑因素是各种 LE 形状和尺寸对颗粒和昆虫残骸的积累的倾向性，并且其对 NLF.LE 选择的效果必须考虑到所有上述考虑因素。 0045 图 9A 示出了在 1.35 马赫、 15,000 雷诺数 ( 基于自由流单元雷诺数。

49、(15,000,000/ 英尺 ) 乘以 LE 直径 (0.012 英寸 0.001 英尺 ) 条件下的圆弓形 LE 的分析结果。在 50 处示出了圆弓形和双凸翼型的上表面之间的切点。 0046 图9B示出在1.35马赫下的三种凸的LE形状的压力分布，即，圆弓形53、长短轴线比为 3 1 的椭圆弓形 52、和最优化的 ( 钝鼻部 ) 形状 54。与圆弓形 LE 压力分布相关联的相对地大的吸力峰值 51 和强的反压力梯度 51a 与较不急剧的椭圆弓形 LE 的压力分布和带有钝鼻部的最优化的 LE 的压力分布形成对比。注意到，在图 9B 的图表的下部分中，所示的钝前缘 52 沿着前方方向在圆的前缘弓形 53 和椭圆的前缘弓形 54 之间最优地延伸，并且其中，所有的这些前缘弓形在 50 处与翼型的相同的双凸表面部分基本上相切。 0047 用于在所提到的条件下的在圆弓形LE的切点50下游的表面附近的速度的细节检验指示出， BL 由于以上所述的局部反压力梯度而濒临分离。由于甚至几毫米的分离长度也可以导致在该切点下游的整个机。

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