一种低音爆超声速客机布局结构的制作方法

1.本实用新型涉及一种考虑喷流影响的低音爆超声速客机布局结构，属于超声速民机气动布局设计技术领域。


背景技术：

2.声爆是超声速飞机特有的声学现象。高声爆水平直接导致了协和号飞机被禁止超声速飞行，这极大地影响了超声速客机的经济性。nasa提出2035年超声速运输机声爆噪声水平应低于70db。降低声爆水平是下一代超声速运输机研制过程中亟待解决的关键问题之一。
3.音爆的前段激波主要源自机头和机翼的前缘激波；而后段激波的成因更加复杂，机身尾端、机翼后缘、尾翼等结构部件外加发动机喷流使得后体流场存在复杂的激波/膨胀波干扰，对后段激波的形成产生重要影响。
4.目前民用客机在气动设计阶段难以考虑低噪声设计，通常采用被动控制方法降低噪声。超声速客机音爆抑制涉及飞机布局设计、空气动力学和声学等多个学科，需要与总体、气动等专业充分结合，才能取得商业成功。


技术实现要素：

5.本实用新型技术解决的问题是：克服现有技术不足，提出一种考虑喷流影响的低音爆超声速客机布局结构，降低动力系统对全机音爆特性的影响。
6.本实用新型解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：
7.一种低音爆超声速客机布局结构，包括机头、机身、机翼、垂尾、发动机短舱；发动机短舱包括舱体、发动机、喷管；所述舱体的尾端为超过喷管的加长结构，用于遮挡所述喷管产生的唇口激波和喷流激波；所述发动机安装在所述机翼的上表面。
8.优选的，所述发动机短舱舱体最大直径1.95m，短舱尾端延长的长度为短舱舱体最大直径的1.8～2.2倍。
9.优选的，机翼前缘为双后掠，前缘内翼后掠角为72～75
°
，前缘外翼后掠角为68～70
°
。
10.优选的，机翼后缘为双后掠，后缘内翼后掠角为20～30
°
，后缘外翼后掠角为40～50
°
。
11.优选的，垂尾前缘、后缘均为后掠，前缘后掠角为65～75
°
，后缘后掠角为20～30
°
。
12.优选的，所述机头、机身采用一体化设计，所述机身的截面为圆形或椭圆形，截面最大直径为2.8～3.2米。
13.本实用新型与现有技术相比有益效果为：
14.(1)本实用新型对机体进行一体化设计，通过低音爆气动优化降低布局的音爆水平：上翼面安装发动机以遮挡进气道激波，通过延伸短舱遮挡喷管唇口激波和喷流激波，降低动力系统对全机音爆特性的影响。
15.(2)本实用新型布局形式通过改变后掠角弱化飞行器横航向气动耦合，不添加额外空气舵面。
附图说明
16.图1为本实用新型实施例一种低音爆超声速客机布局结构l0俯视图；
17.图2为本实用新型实施例一种低音爆超声速客机布局结构l0左视图；
18.图3为本实用新型实施例一种低音爆超声速客机布局结构l0主视图；
19.图4为本实用新型实施例中现有超声速客机布局结构l1主视图；
20.图5为本实用新型实施例l0、l1飞行器正下方三倍机身长度处音爆过压分布对比图；
21.图6为本实用新型实施例l0、l1飞行器地面音爆对比图；
22.图7为本实用新型实施例l0、l1起飞升力系数对比图；
23.图8为本实用新型实施例l0、l1起飞升阻比对比图；
24.图9为本实用新型实施例l0、l1巡航升力系数对比图；
25.图10为本实用新型实施例l0、l1巡航升阻比对比图。
具体实施方式
26.为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚，以下结合说明书附图做进一步详细的说明。
27.一种考虑喷流影响的低音爆超声速客机布局结构，如图1～图3所示，包括机头1、机身2、机翼3、垂尾4、发动机短舱5。气动布局特点在于通过低音爆气动优化降低布局的音爆水平；采用双发方案，上翼面安装发动机以遮挡进气道激波，通过延伸短舱遮挡喷管唇口激波和喷流激波，降低动力系统对全机音爆特性的影响。飞行器地面音爆得到显著降低。
28.机头1、机身2采用一体化设计，截面为圆形，其中心位置以及截面尺寸由上下两部分类型/形状函数(class function/shape function transformation,cst)描述，机身全长67米，沿机身的截面外形为圆形或椭圆形，截面最大直径为2.8米。
29.机翼3采用三维类型/形状函数描述，机翼前缘、后缘均为双后掠。前缘内翼后掠角75
°
，前缘外翼后掠角70
°
；后缘内翼后掠角25
°
，后缘外翼后掠角48
°
；机翼展长29米，面积为541m2；所述垂尾4前缘后掠角为70
°
，后缘后掠角为23
°
，垂尾面积为58.9m2；所述发动机短舱包括舱体、发动机、喷管，短舱最大直径1.95m，短舱延长段为短舱舱体最大直径的1.8倍。
30.为了验证本实用新型的效果，将上述布局l0与优化前基础布局l1的音爆特性与气动特性进行了数值模拟。其中l1为翼身组合体+垂尾外形，如图4所示，前缘内翼后掠76
°
，外翼后掠57
°
，翼展28m，后缘后掠角0
°
，机翼面积507m2。巡航状态来流马赫数ma＝2.0，飞行高度h＝18593m，发动机喷流落压比npr＝8.0；起飞状态来流马赫数ma＝0.29，海拔h＝0m。图为客机正下方三倍机身长度处音爆过压分布对比，图为客机地面音爆对比。图为ma＝0.29时升力系数曲线对比，图为ma＝0.29时升阻比曲线对比。图为ma＝2.0时升力系数曲线对比，图为ma＝2.0时升阻比曲线对比。图5、图6可以看到l0的近场和地面音爆过压显著降低。图7～图10可以看到，l0与l1的起降和巡航状态升力特性基本接近，起飞和巡航状态升阻比显著增加。
31.通过大量的数值计算及试验验证，本实用新型提出的超音速客机l0相比l1音爆噪声水平可以降低8～10db。
32.以上所述，仅为本实用新型最佳的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。
33.本实用新型说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。


技术特征：
1.一种低音爆超声速客机布局结构，包括机头、机身、机翼、垂尾、发动机短舱，其特征在于，所述发动机短舱包括舱体、发动机、喷管；所述舱体的尾端为超过喷管的加长结构，用于遮挡所述喷管产生的唇口激波和喷流激波；所述发动机安装在所述机翼的上表面。2.根据权利要求1所述的一种低音爆超声速客机布局结构，其特征在于，所述发动机短舱舱体最大直径1.95m，短舱尾端延长的长度为短舱舱体最大直径的1.8～2.2倍。3.根据权利要求1所述的一种低音爆超声速客机布局结构，其特征在于，机翼前缘为双后掠，前缘内翼后掠角为72～75
°
，前缘外翼后掠角为68～70
°
。4.根据权利要求1所述的一种低音爆超声速客机布局结构，其特征在于，机翼后缘为双后掠，后缘内翼后掠角为20～30
°
，后缘外翼后掠角为40～50
°
。5.根据权利要求1所述的一种低音爆超声速客机布局结构，其特征在于，垂尾前缘、后缘均为后掠，前缘后掠角为65～75
°
，后缘后掠角为20～30
°
。6.根据权利要求1所述的一种低音爆超声速客机布局结构，其特征在于，所述机头、机身采用一体化设计，所述机身的截面为圆形或椭圆形，截面最大直径为2.8～3.2米。

技术总结
本实用新型公开了一种低音爆超声速客机布局结构，包括机头、机身、机翼、垂尾、发动机短舱，通过低音爆气动优化降低布局的音爆水平。其中，上翼面安装发动机以遮挡进气道激波，通过延伸短舱遮挡喷管唇口激波和喷流激波，降低动力系统对全机音爆特性的影响。通过本布局应用，飞行器地面音爆得到显著降低。飞行器地面音爆得到显著降低。飞行器地面音爆得到显著降低。


技术研发人员：郝璇 张青青 刘芳 苏诚
受保护的技术使用者：中国航天空气动力技术研究院
技术研发日：2022.09.30
技术公布日：2023/4/18