● 摘要
一架客机经济性与其巡航马赫数和升阻比成正比，特别是现代大型客机的飞行马赫数均处在高亚音速范围，而这一速度范围的流动现象极为复杂，最典型的如激波边界层干扰、大展弦比机翼展向流动、翼尖失速等，因此现代高亚音速大型客机机翼设计一直以来都是各航空大国气动研究领域的一个制高点！本文针对北京航空航天大学首届大型客机高级培训班所做的150座级干线客机方案进行具体的超临界机翼设计：1. 从飞机所必须满足的技术指标包括航程、起飞和着陆场长、第二阶段单发爬升梯度要求出发，利用简单工程估算方法，参考大量同类型客机机翼平面参数，如展弦比、梢根比、1/4弦线后掠角、上反角、翼根翼型、机翼转折处翼型、翼梢翼型、转折点沿展向所在位置，最后确定上反角、翼根翼型、机翼转折处翼型、翼梢翼型和转折点沿展向位置，在一定范围内改变展弦比、梢根比、1/4弦线后掠角和机翼面积，使最后所得的机翼重量与升阻比比值最小，将得到的这些机翼参数组合进行人工判优，挑选出重量与升阻比比值较小几副机翼作为进一步进行CFD验证的原始机翼。2. 对第一步得到的几副机翼进行三维建模和网格生成，然后利用Fluent进行流场求解，最终得出一副机翼在给定巡航升力系数条件下升阻特性较好。3. 以第二步得到的一副机翼作为原始机翼，固定翼根翼型、翼根翼型安装角、翼梢翼型扭转角，改变转折处翼型扭转角、转折处翼型最大相对厚度、转折处翼型最大相对厚度所在弦向位置和翼梢翼型最大厚度所在弦线位置这四个变量，每个变量取三个水平，利用正交设计理论设计出所需进行CFD验证的最小试验次数，一共九组试验组合。对得到的九组弯扭组合机翼进行三维建模和网格生成并进行求解。然后利用正交设计理论对得出的结果进行正交分析。4. 利用正交分析结果重新组合出一组弯扭组合进行CFD验证并得到了较理想的结果。