一种增升翼尖设计方法
【专利摘要】本发明属于民用飞机气动布局设计领域，涉及一种增升翼尖设计方法。所述方法包含：建立利用翼尖反向绕流涡来减小翼尖涡绕流的涡量计算方法；设计增升翼尖，使翼尖涡的环量得以部分抵消，从而减小翼尖三维绕流的损失，达到减小全机阻力增加全机升力的目的；通过流体力学计算空间斜置的曲面的位置及特征尺寸进行优化调整和选择；通过风洞试验进一步对设计进行验证和优选。本发明开创性建立了翼尖反向绕流涡减阻增升设计原理，首创了能减轻结构重量、简化结构设计的同时还能增加升力的增升翼尖设计原理和方法。
【专利说明】 一种増升翼尖设计方法
【技术领域】
[0001]本发明属于民用飞机气动布局设计领域，涉及一种增升翼尖设计方法。
【背景技术】
[0002]飞机气动布局设计发展过程中工程师们始终不断为提高升力降低飞行阻力而奋斗。真实飞机受到翼展尺寸的限制，在机翼翼稍部位产生三维绕流，使真实机翼的升力明显小于二维翼型。为了减小翼尖涡引起的阻力增加和升力降低，气动设计工程师设计了各种翼稍小翼，并取得了明显效果。
[0003]现代飞机设计中，翼稍小翼大部分都以在主机翼外端向斜上方伸出个小翼片为特点、主要技术手原理都是阻挡和减小翼尖涡的产生，起到增加机翼展长相同的作用。此类翼稍小翼效果比较明显，但同时也增加重量，增大制造工艺复杂性。
【发明内容】
[0004]本发明所要解决的技术问题是:通过建立一种全新的增升原理，提供一种增升翼尖设计方法，以增加飞机升力、降低阻力，同时简化制造工艺、减轻重量。
[0005]本发明的技术方案是:一种增升翼尖设计方法，其特征为所述方法包含以下步骤:
[0006]步骤一，建立利用翼尖反向绕流涡来减小翼尖涡绕流的涡量计算方法，其公式为:
[0007]「总=「歡-「增升
[0008]式中，「总为经过增升翼尖设计后总翼尖绕流涡量，「翼尖为普通光滑过渡翼尖状态下的翼尖绕流涡量，为经过本增升翼尖设计方法获得的反向绕流涡量；
[0009]步骤二，设计增升翼尖，使翼尖涡的环量得以部分抵消，从而减小翼尖三维绕流的损失，达到减小全机阻力增加全机升力的目的，其中包括:
[0010]2.1)根据飞机设计飞行速度和增升翼尖的绕流涡量，选取机翼翼尖平均后掠角，后掠角度的大小在5°?30°之间；
[0011]2.2)根据飞机机翼的具体翼型特点，相对厚度和弯度及翼尖平均后掠角，使用空间斜置的曲面截去一截翼尖，成为可以产生反向绕流涡的增升翼尖；
[0012]步骤三，通过流体力学计算对步骤2.2)中的空间斜置的曲面的位置及特征尺寸进行优化调整和选择；
[0013]步骤四，通过风洞试验进一步对设计进行验证和优选。
[0014]本发明的有益效果在于:通过本发明，开创性建立了翼尖反向绕流涡减阻增升设计原理，首创了能减轻结构重量、简化结构设计的同时还能增加升力的增升翼尖设计原理和方法；提供一种改善机翼翼尖绕流状态，从而增加升力降低阻力，但不增加甚至减轻机翼重量，不增加机翼部件制造工艺复杂性的设计方法；通过本发明设计的翼尖小翼能保证机翼面积不变，减小翼尖重量的情况下明显起到减阻增升的效果。
【专利附图】
【附图说明】
[0015]图1是三维曲面斜切增升翼尖涡发明原理图。
[0016]图2是三维曲面斜切增升翼尖几何形状示意图。
[0017]图3是三维曲面斜切增升翼尖几何形状示意图。
[0018]图4是光滑过渡普通翼尖与三维曲面斜切增升翼尖升力系数对比图线(风洞试验结果
[0019]图5是光滑过渡普通翼尖与三维曲面斜切增升翼尖阻力系数对比图线(风洞试验结果
【具体实施方式】
[0020]下面通过具体的实施例并结合附图对本发明作进一步详细的描述。
[0021]本发明的步骤包括:
[0022]步骤一，同以前增升翼尖设计主要以翼尖小翼阻挡翼尖涡绕流不同，首先建立一种全新的利用翼尖反向绕流涡来减小翼尖涡绕流的理论。新的涡量计算公式为:
[0023]「总=「歡-「增升
[0024]经过特殊造型的增升翼尖设计后翼尖涡的环量得以部分抵消，从而减小翼尖三维绕流的损失，达到减小全机阻力增加全机升力的目的；
[0025]步骤二，根据飞机设计飞行1数选取适当的机翼翼尖平均后掠角，后掠角度的大小约在5。?30。之间；
[0026]步骤三.根据飞机机翼的具体翼型特点，相对厚度和弯度及翼尖平均后掠角设计相应的翼尖截取方案，例如空间斜置的圆台曲面，腰鼓曲面等。
[0027]步骤四，通过计算对斜切曲面的位置及特征尺寸进行优化调整和选择，可以提供几个优选方案备选；
[0028]步骤五，通过风洞试验进一步对设计进行验证和优选。
[0029]下面是应用本发明增升翼尖设计方法的实施例。
[0030]狀1？双座超轻型飞机设计中，采用了三维曲面斜切增升翼尖设计。
[0031]狀1？双座超轻型飞机为上单翼正常布局，采用等直机翼设计，机翼面积11.4202，机翼翼展9263臟，平均气动力弦长为1250臟。带有一定的安装角和上反角。机翼翼尖带有一定的后掠。正常情况下机翼翼尖处横切面形状采用半圆曲线光滑过渡。
[0032]利用本项发明的原理和技术，在不改变机翼平面形状和各项基本参数大小的情况下，对机翼翼尖进行减阻增升优化设计。对原翼尖外下部利用三维优化曲面斜切，使绕流产生反向涡量，从而达到减阻增升，同时减轻结构重量的效果。具体设计步骤如下:
[0033]步骤一，狀1？双座超轻型飞机设计巡航速度为216公里/小时，采用平直机翼，翼型为嫩“3010，确认可以采用本方法设计增升翼尖来对全机进行减阻增升；
[0034]步骤二，根据狀1？双座超轻型飞机设计飞行1数选取适当的机翼翼尖平均后掠角，后掠角度的大小约在5。?30。之间，本实例设计翼尖平均后掠角目标值为20。；
[0035]步骤三.根据8X1？双座超轻型飞机机翼的具体翼型特点，相对厚度和弯度及翼尖平均后掠角设计相应的翼尖截取方案，采用空间斜置的圆台曲面，对翼尖进行截取，圆台的小圆直径400臟，大圆直径480臟，圆台高2089臟，以一定的空间角度(方向向量为0.98，0.028,0.196)截取翼尖。
[0036]步骤四，通过对狀1？双座超轻型飞机进行计算，步骤三中取得的斜切翼尖方案有显著的减阻增升效果，并以其为主方案对斜切曲面的位置及特征尺寸进行优化调整和选择，提供了 2个备选方案；
[0037]步骤五，通过风洞试验进一步对设计进行验证，确认该设计方法切实有效，明显提升了狀1？双座超轻型飞机的气动性能。
[0038]下面结合附图给出进一步说明。图1和图2、3分别给出了三维曲面斜切增升翼尖涡原理图和三维曲面斜切增升翼尖几何形状示意图。
[0039]图4和图5分别给出了光滑过渡普通翼尖与三维曲面斜切增升翼尖升力系数和阻力系数对比图线(风洞试验结果)。
[0040]从对比图线上可以看出，最大升力系数提高5%。攻角为0°时普通后掠翼尖的阻力系数为0.03375，尖后掠翼尖的阻力系数为0.02906，阻力系数降低0.005，降低六分之一，减阻效果很好。折合成相同阻力下的升力增量，在巡航速度下升力增加约17%。攻角接近13。最大升力状态时阻力增加很小，攻角再增加阻力有明显增加，但此时阻力已经不是主要问题。
[0041]三维曲面斜切增升翼尖有明显的减阻增升效果，能明显降低巡航阻力提高最大升力。
【权利要求】
1.一种增升翼尖设计方法，其特征为所述方法包含以下步骤: 步骤一，建立利用翼尖反向绕流涡来减小翼尖涡绕流的涡量计算方法，其公式为: F总=F翼尖_ F增升 式中，Γ ,6为经过增升翼尖设计后总翼尖绕流涡量，Γ 为普通光滑过渡翼尖状态下的翼尖绕流涡量，为经过本增升翼尖设计方法获得的反向绕流涡量； 步骤二，设计增升翼尖，使翼尖涡的环量得以部分抵消，从而减小翼尖三维绕流的损失，达到减小全机阻力增加全机升力的目的，其中包括: .2.1)根据飞机设计飞行速度和增升翼尖的绕流涡量，选取机翼翼尖平均后掠角，后掠角度的大小在5°?30°之间； .2.2)根据飞机机翼的具体翼型特点，相对厚度和弯度及翼尖平均后掠角，使用空间斜置的曲面截去一截翼尖，成为可以产生反向绕流涡的增升翼尖； 步骤三，通过流体力学计算对步骤2.2)中的空间斜置的曲面的位置及特征尺寸进行优化调整和选择； 步骤四，通过风洞试验进一步对设计进行验证和优选。
【文档编号】B64F5/00GK104494842SQ201410667879
【公开日】2015年4月8日 申请日期:2014年11月19日 优先权日:2014年11月19日
【发明者】潘英 申请人:中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所