上帝充通大粤 SHANGHAI JIAO TONG UNIVERSITY 超音速客机的设计 而在飞机旋转90°后的亚音速模态下，飞机的长度变为了23米，而翼展则 变为50米了，此时的展弦比为5.192，而后掠角则为22.44°。圣西罗号有着大 的展弦比和小的后掠角，这些将有利于亚音速下的飞行。而在亚音速下，飞机的 翼型将会变厚，相对厚度为0.08，这将使得飞机在亚音速下产生更大的升力。 由图中可见，圣西罗号采用扁平的压力面（有就是下表面为扁平的）而非传 统的造型，这样做的好处在于在小攻角下进行超音速巡航时，将会减小向下的激 波产生以及传播，从而也能有效地抑制噪声的不利影响。 可见圣西罗号通过在超音速与亚音速下采取不同的模态进行飞行，有效地克 服了传统飞机外形无法同时兼顾超音速和亚音速飞行的矛盾，提高了两个模态下 的气动特性，而两个模态下的具体的气动分析详见CFD部分的分析。 4.4超音速翼型介绍 下图为具体的超音速翼型的模型图，注意圣西罗号是一个翼身融合体的造型。 图4-5超音速翼型的模型图 图4-6翼身融合体的造型 50.000 3,440 图4-7翼型参数 超音速翼型参数如下表所见（以下尺寸均包括了部分机身的数据）： 弦长 50米 展弦比 1.1 展长 23米 后掠角 67.56° 机翼面积 481.5sqrm 相对厚度 0.03 表4-1超音速翼型参数 9
超音速客机的设计 9 而在飞机旋转 90°后的亚音速模态下，飞机的长度变为了 23 米，而翼展则 变为 50 米了，此时的展弦比为 5.192，而后掠角则为 22.44°。圣西罗号有着大 的展弦比和小的后掠角，这些将有利于亚音速下的飞行。而在亚音速下，飞机的 翼型将会变厚，相对厚度为 0.08，这将使得飞机在亚音速下产生更大的升力。 由图中可见，圣西罗号采用扁平的压力面（有就是下表面为扁平的）而非传 统的造型，这样做的好处在于在小攻角下进行超音速巡航时，将会减小向下的激 波产生以及传播，从而也能有效地抑制噪声的不利影响。 可见圣西罗号通过在超音速与亚音速下采取不同的模态进行飞行，有效地克 服了传统飞机外形无法同时兼顾超音速和亚音速飞行的矛盾，提高了两个模态下 的气动特性，而两个模态下的具体的气动分析详见 CFD 部分的分析。 4.4 超音速翼型介绍 下图为具体的超音速翼型的模型图，注意圣西罗号是一个翼身融合体的造型。 图 4-5 超音速翼型的模型图 图 4-6 翼身融合体的造型 图 4-7 翼型参数 超音速翼型参数如下表所见（以下尺寸均包括了部分机身的数据）： 弦长 50 米 展弦比 1.1 展长 23 米 后掠角 67.56° 机翼面积 481.5sqrm 相对厚度 0.03 表 4-1 超音速翼型参数
上帝充通大粤 SHANGHAI JIAO TONG UNIVERSITY 超音速客机的设计 从图中可以看出超音速翼型的下表面为扁平的，而翼型的上表面为为一段关 于弦长中点对称的圆弧。考虑到超音速飞行时需要较薄的翼型，因此选择翼型的 厚度为当地弦长的0.03，并且这个比例沿着展长方向保持恒定。 因为圣西罗号的超音速翼型有着尖锐的前缘，因此在三维效果下可以有效的 减少激波的产生。从而与传统的一些超音速翼型相比，极大减小了激波阻力。 4.5亚音速翼型介绍 下图为具体的亚音速翼型的模型，因为是翼身融合体，故也包括了部分机身。 图4-8亚音速翼型模型 3.440 5,60 25,000 图4-9亚音速翼型模型参数 10
超音速客机的设计 10 从图中可以看出超音速翼型的下表面为扁平的，而翼型的上表面为为一段关 于弦长中点对称的圆弧。考虑到超音速飞行时需要较薄的翼型，因此选择翼型的 厚度为当地弦长的 0.03，并且这个比例沿着展长方向保持恒定。 因为圣西罗号的超音速翼型有着尖锐的前缘，因此在三维效果下可以有效的 减少激波的产生。从而与传统的一些超音速翼型相比，极大减小了激波阻力。 4.5 亚音速翼型介绍 下图为具体的亚音速翼型的模型，因为是翼身融合体，故也包括了部分机身。 图 4-8 亚音速翼型模型 图 4-9 亚音速翼型模型参数
上降充通大￥ SHANGHAI JIAO TONG UNIVERSITY 超音速客机的设计 亚音速翼型参数如下表所见（以下尺寸均包括了部分机身的数据）： 弦长 50米 展弦比 5.192 展长 23米 后掠角 22.44° 机翼面积 481.5sqrm 相对厚度 0.08 表4-2亚音速翼型参数 与超音速翼型的构造类似，亚音速翼型的下表面为扁平的，上表面为为一段 关于弦长中点对称的圆弧。考虑到亚音速翼型应该要厚一些已产生足够的升力， 因而我们选择它的厚度为当地弦长的0.08倍，同样沿着翼展方向保持恒定。 同样，我们的亚音速机翼前缘也十分尖锐，但是这样就会导致在起飞降落时 失速速度很小。故为了提高失速裕度，因此我们在翼前缘采取空气射流装置。通 过在机翼前缘提供一个点源流流动，使这个点源流流动与均匀的空气来流叠加最 终获得一个钝角的绕前缘流动（如下图所示），提高有效前缘半径，从而有效提 高失速迎角和升力特性。 Sourrce 图4-10射流原理图 此外，驾驶员可以通过改变点源流流动的强度，从而控制有效前缘半径，实 现不同的气动特性。 而在大攻角亚音速起飞降落时，飞机可以利用三角翼机翼前缘产生的的涡流 提高升力，从而减小起飞推重比，提高起飞效率，减小油耗。 4.6副翼，小翼及纵向稳定性的验证 因为圣西罗号没有传统飞机的垂尾，水平安定面等装置，因此在维持飞机纵 向和横侧向稳定性及俯仰，偏航及滚转上，副翼和小翼将有着巨大的作用（详见 第十部分说明)。 4.6.1副翼的设计 下图为我们副翼的设计图。与传统的副翼不同，我们的副翼由上下两部分组成，且这上 下两部分可以独立工作而不相互影响，与航天飞机上的刹车器较相似（见下图）。 11
超音速客机的设计 11 亚音速翼型参数如下表所见（以下尺寸均包括了部分机身的数据）： 弦长 50 米 展弦比 5.192 展长 23 米 后掠角 22.44° 机翼面积 481.5sqrm 相对厚度 0.08 表 4-2 亚音速翼型参数 与超音速翼型的构造类似，亚音速翼型的下表面为扁平的，上表面为为一段 关于弦长中点对称的圆弧。考虑到亚音速翼型应该要厚一些已产生足够的升力， 因而我们选择它的厚度为当地弦长的 0.08 倍，同样沿着翼展方向保持恒定。 同样，我们的亚音速机翼前缘也十分尖锐，但是这样就会导致在起飞降落时 失速速度很小。故为了提高失速裕度，因此我们在翼前缘采取空气射流装置。通 过在机翼前缘提供一个点源流流动，使这个点源流流动与均匀的空气来流叠加最 终获得一个钝角的绕前缘流动（如下图所示），提高有效前缘半径，从而有效提 高失速迎角和升力特性。 图 4-10 射流原理图 此外，驾驶员可以通过改变点源流流动的强度，从而控制有效前缘半径，实 现不同的气动特性。 而在大攻角亚音速起飞降落时，飞机可以利用三角翼机翼前缘产生的的涡流 提高升力，从而减小起飞推重比，提高起飞效率，减小油耗。 4.6 副翼，小翼及纵向稳定性的验证 因为圣西罗号没有传统飞机的垂尾，水平安定面等装置，因此在维持飞机纵 向和横侧向稳定性及俯仰，偏航及滚转上，副翼和小翼将有着巨大的作用（详见 第十部分说明）。 4.6.1 副翼的设计 下图为我们副翼的设计图。与传统的副翼不同，我们的副翼由上下两部分组成，且这上 下两部分可以独立工作而不相互影响，与航天飞机上的刹车器较相似（见下图）
国 上帝充通大粤 SHANGHAI JIAO TONG UNIVERSITY 超音速客机的设计 图4-11副翼示意图 图4-12航天飞机刹车器 可以通过如下方法获得超音速与亚音速模态下副翼的尺寸： 由副翼设计的经验公式： ma Swaxa =0.05—0.06 Sxb (4-1) Ca=0.2—0.25 (4-2) =0.3-0.4 b (4-3) 6m=25°-30 (4-4) 其中：S。:副翼总面积 S:机翼总面积 12
超音速客机的设计 12 图 4-11 副翼示意图 图 4-12 航天飞机刹车器 可以通过如下方法获得超音速与亚音速模态下副翼的尺寸： 由副翼设计的经验公式： m 0.05 0.06 wa S a a S b — （4-1） 0.2 0.25 a c c — （4-2） 0.3 0.4 a b b — （4-3） 25 30 a — （4-4） 其中： Swa ：副翼总面积 S ：机翼总面积