一种旋转机翼飞机用对称翼型及其襟翼的构造方法与流程

文档序号:16935239发布日期:2019-02-22 20:38阅读:966来源:国知局
一种旋转机翼飞机用对称翼型及其襟翼的构造方法与流程

本发明涉及旋转机翼设计技术领域,具体为一种旋转机翼飞机用对称翼型及其襟翼的构造方法。



背景技术:

申请人在中国专利201110213680.1中公开了一种飞行模式可变的旋转机翼飞机,其最大的特点是机身中部有一副既可以高速旋转作为旋翼,又可以锁定作为固定翼的旋转机翼。因为要兼顾旋翼和固定翼使用,旋转机翼的翼型选择了椭圆翼型。

韩国sungyoonchoi和ohjoonkwon在jounralofaircraft第45期发表了“aerodynamiccharacteristicsofellipticairfoilsathighreynoldsnumbers”,对不同相对厚度椭圆翼型气动特性进行了数值计算研究,结果表明,因为钝后缘引起的大面积流动分离,椭圆翼型的升力线斜率小于相同相对厚度的naca系列对称翼型,阻力系数大于常规翼型,而且阻力系数随相对厚度的增大而增大。

美国专利u.s.pat.no.7014142b2“low-dragrotor/wingflap”公布了四种旋翼/机翼后缘襟翼方案的图示,但并未给出具体的外形构造方法,而且在翼型后缘下方有大的凹陷部分以用来容纳收拢后的襟翼,进而容易在凹陷处形成流动分离和漩涡,影响襟翼的减阻增升效果。



技术实现要素:

为解决现有技术存在的问题,本发明公布了一种用于旋转机翼飞机的前后及上下对称翼型及其襟翼的构造方法,襟翼打开后后缘由钝变尖,可减小流动分离,进而达到减阻增升的效果。

本发明的技术方案为:

所述一种旋转机翼飞机用对称翼型构造方法,其特征在于:包括以下步骤:

步骤1:确定翼型弦长c及前后缘曲率半径r;

步骤2:建立设计坐标系,坐标原点在翼型中心,x轴沿弦长方向,y轴垂直于x轴;

步骤3:在设计坐标系中,采用两个半径等于r的构造圆分别布置在y轴两侧,圆心坐标分别为[c/2-r,0]和[r-c/2,0];

步骤4:确定翼型的相对厚度t/c,t为翼型上翼面和下翼面之间的最大厚度;确定翼型前后缘襟翼由收拢到完全打开的旋转角度2θ,且2θ<180°;

步骤5:在设计坐标系第一象限内采用以下步骤构造翼面线:

步骤5.1:以设计坐标系x轴正方向上的构造圆(101)的圆心为起点,做一条与x轴正方向成θ角的射线(105),得到射线(105)与x轴正方向上构造圆(101)的交点;

步骤5.2:以步骤5.1得到的交点和坐标为[0,t/2]的点为样条线端点,构造出翼面线(102),且翼面线(102)在端点[0,t/2]处的切线方向与x轴平行,在另一端点处的切线方向与射线(105)垂直;

步骤6:将步骤5构造的翼面线相对x轴和y轴对称复制,并与两个构造圆的外侧部分结合,形成一个封闭的上下和左右对称的翼型。

基于上述对称翼型,进一步构造襟翼的方法,其特征在于:对于对称翼型前后缘,均采用以下步骤构造襟翼:

步骤a:根据襟翼开裂位置与y轴的距离l确定翼型下表面襟翼开裂点(110)位置;

步骤b:将开裂点外侧的翼型下表面翼面线确定为打开后襟翼的上表面线(106),并将上表面线(106)绕同侧构造圆圆心向外旋转2θ角度;

步骤c:在开裂点外侧的翼型下表面翼面线上选择一点(111),与步骤b中向外旋转后的上表面线(106)的外端点共同作为样条线的两个端点,构造襟翼下表面线(107);其中点(111)与同侧构造圆圆心连线(112)与x轴的钝夹角β满足(180-θ)>β>θ;且襟翼下表面线(107)在点(111)处与开裂点外侧的翼型下表面翼面线g1连续;

步骤d:为了在襟翼打开后翼型下表面不出现凹陷部分,在襟翼开裂点(110)与点(111)之间构造填充面线(109);填充面线(109)能够绕襟翼开裂点(110)转动,当襟翼收拢时,填充面线(109)绕襟翼开裂点(110)向内转动,收于翼型内;当襟翼打开后,填充面线(109)绕襟翼开裂点(110)向外转动,填充襟翼打开后翼型下表面出现的凹陷部分。

有益效果

本发明提出了旋转机翼飞机用对称翼型及其襟翼的构造方法,给出了详细的设计步骤,实现了襟翼打开后后缘由钝变尖,减小流动分离,进而减阻增升的目的;而且设计时考虑了襟翼打开后,翼型后缘下方凹陷部分形成流动分离和漩涡,影响襟翼减阻增升效果的问题,增加了可偏转的填充面,从而解决了凹陷部分的影响问题。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出,部分将从下面的描述中变得明显,或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解,其中:

图1:翼型构造方法示意图;

图2:襟翼构造方法示意图;

图3:后缘下表面有无凹陷对阻力系数的影响曲线;

图4:后缘下表面有凹陷和无凹陷的流线图。(a)无凹陷,(b)有凹陷。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例,所述实施例是示例性的,旨在用于解释本发明,而不能理解为对本发明的限制。

如图1所示,本实施例中在翼型前后两端都设置了襟翼,实际使用过程中迎风侧襟翼收拢,另一侧襟翼打开。之所以在两端都设置襟翼,因为在旋转过程中,转轴两侧的旋转机翼的迎风端以及背风端是相同的,但当旋转机翼停转形成固定翼时,对于转轴某一侧的旋转机翼,其高速旋转时的迎风端将会变为背风端,此时需要在固定翼飞行模式下将此端的襟翼打开,而另一端由背风端变为迎风侧,须将此端的襟翼收拢。襟翼收拢后情形如图2左端所示,襟翼打开后情形如图2右端所示。

下面给出具体的翼型和襟翼构造过程:

步骤1:根据设计要求确定翼型弦长c为200mm及前后缘曲率半径r为6mm。

步骤2:建立设计坐标系,坐标原点在翼型中心,x轴沿弦长方向,y轴垂直于x轴。

步骤3:在设计坐标系中,采用两个半径等于翼型曲率半径6mm的构造圆101分别布置在y轴两侧,圆心坐标分别为[94,0]和[-94,0]。

步骤4:根据设计要求确定翼型的相对厚度为16%,得到翼型上翼面和下翼面之间的最大厚度为32mm;并且确定翼型前后缘襟翼由收拢到完全打开的旋转角度为140°。

步骤5:在设计坐标系第一象限内采用以下步骤构造翼面线:

步骤5.1:以设计坐标系x轴正方向上的构造圆101的圆心为起点,做一条与x轴正方向成70角的射线105,得到射线105与x轴正方向上构造圆101的交点;

步骤5.2:以步骤5.1得到的交点和坐标为[0,16]的点为样条线端点,构造出翼面线102,且翼面线102在端点[0,16]处的切线方向103与x轴平行,在另一端点处的切线方向104与射线105垂直,也就是与x轴正方向上的构造圆101相切。

步骤6:将步骤5构造的翼面线相对x轴和y轴对称复制,并与两个构造圆的外侧部分结合,形成一个封闭的上下和左右对称的相对厚度为16%的翼型,至此,翼型构造完成。

基于上述对称翼型,进一步构造襟翼,由于是对称翼型,所以前后缘均采用以下步骤构造襟翼,下面以后缘为例:

步骤a:根据襟翼开裂位置与y轴的距离l=70mm,确定翼型下表面襟翼开裂点110位置。

步骤b:将开裂点外侧的翼型下表面翼面线确定为打开后襟翼的上表面线106,并将上表面线106绕同侧构造圆圆心向外旋转140°。

步骤c:在开裂点外侧的翼型下表面翼面线上选择一点111,与步骤b中向外旋转后的上表面线106的外端点共同作为样条线的两个端点,构造襟翼下表面线107;其中点111的选择需要满足:点111与同侧构造圆圆心的连线112与x轴的钝夹角β满足(180-θ)>β>θ;若β大于(180-θ),则襟翼收拢后此点将突出在后缘上表面外,意味着襟翼无法收拢在翼型内,而若此角度小于θ,则下述填充面109在绕开裂点110旋转时一端将经过襟翼旋转中心(也就是构造圆的圆心),从而影响襟翼操纵机构的机械可实现性。本实施例中点111与同侧构造圆圆心的连线112与x轴的钝夹角β=105°。

此外构造的襟翼下表面线107在点111处与开裂点外侧的翼型下表面翼面线g1连续。

步骤d:为了在襟翼打开后翼型下表面不出现凹陷部分,在襟翼开裂点110与点111之间构造填充面线109。填充面线109能够绕襟翼开裂点110转动,当襟翼收拢时,填充面线109绕襟翼开裂点110向内转动,收于翼型内;当襟翼打开后,填充面线109绕襟翼开裂点110向外转动,填充襟翼打开后翼型下表面出现的凹陷部分,从而能够避免出现凹陷,影响襟翼的减阻增升效果。

对于该翼型及其襟翼,我们针对有填充面(无凹陷)和无填充面(有凹陷)进行了对比数值计算,由数值计算翼型后缘下表面流线对比可以看,下表面存在凹陷的翼型凹陷处明显存在流动漩涡,从阻力系数的对比曲线上看,在相同升力系数下,存在凹陷的翼型阻力系数大于无凹陷翼型,阻力系数增大约7%。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例,可以理解的是,上述实施例是示例性的,不能理解为对本发明的限制,本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

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