CN101492090B - 一种后缘分离涡高升力高速层流翼型 - Google Patents

一种后缘分离涡高升力高速层流翼型 Download PDF

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Abstract

本发明一种后缘分离涡高升力高速层流翼型。本发明在翼型上表面坐标原点处至距前缘60％弦长处为顺压梯度段(A′)，翼型上表面保持正的小曲率段(A)，并逐渐减小；为使翼型后缘压力平缓恢复，在顺压梯度段之后采用两个逆压梯度段(B′)，其曲率由小的正曲率变为小的负曲率；翼型后缘为分离斜坡(C)，使流动在后缘发生分离，并且该分离斜坡的位置距前缘95％弦长附近。由于分离斜坡的作用，使分离不随迎角和马赫数向前发展，并且后缘分离涡增加绕翼型的环量，使翼型具有高升力。由于本发明所采取的技术方案，使后缘的分离涡出现，支持上表面较长顺压梯度的可能性，同时长顺压梯度可以让层流流动更加稳定，后缘的分离涡引起环量的增加，提高了翼型的升力。

Description

一种后缘分离涡高升力高速层流翼型
一、技术领域
本发明涉及层流翼型的研究，具体是一种后缘分离涡高升力高速层流翼型。
二、背景技术
在现代商务客机的发展中，燃油问题日益得到重视，而减阻则是解决这一问题的重要手段。特别对于现代宽机身大民航机，摩阻占到总阻力的40％左右，对于稍小的民航机，摩阻在总阻力中的比例还要大，因此减小摩阻对改善飞机性能、降低成本都具有重要意义。由于湍流的摩阻大于层流的摩阻，因此在减阻的各种方法中，层流翼型的使用则是目前的一个重要研究方向。
虽然层流技术的探讨和研究有着悠久的历史，但是在工程实际中的应用却很少。主要原因在于：常见的层流翼型设计中，为了保证翼型上较长的层流区，通常需要保证翼型具有一定的顺压梯度或小的逆压梯度。具有一定逆压梯度的层流翼型，尾部压力恢复较好，不会出现大的逆压梯度，不容易引起后缘分离，但是抗干扰能力较弱，容易受到翼型表面粗糙度和噪音等因素的影响，使流动提前发生转捩，严重影响层流翼型的气动性能；对于具有顺压梯度的层流翼型，由于顺亚梯度可以控制T-S波扰动的增长，因此比较稳定，不容易受到干扰，但是翼型尾部的压力恢复，往往具有较大的逆压梯度，会引起后缘分离的出现，而且随着迎角和马赫数的增加，后缘分离会快速前移，使翼型的气动性能迅速下降。
因此，需要提出新的设计思想，使设计出的层流翼型具有高速稳定的特性，能够满足于工程实际的需要。
三、发明内容：
为了克服传统层流翼型设计中的存在的由于翼型尾部具有较大的逆压梯度，导致后缘分离的出现，并且随着迎角和马赫数的增加，后缘分离会快速前移，使翼型的气动性能迅速下降的不足，本发明提出了一种后缘分离涡高升力高速层流翼型。
本发明的技术特征在于：
(1)翼型上表面保持较长的顺压梯度，一般顺压梯度保持到距前缘60％弦长附近，以保证层流的稳定性。为了使顺压梯度保持在一个合适的范围内，翼型上表面保持在正的小曲率，并逐渐减小；
(2)为了使翼型后缘压力恢复较为平缓，不至于产生大的分离区，在顺压梯度段之后采用两个逆压梯度压力恢复段，为分离斜坡的设计创造条件，其曲率由前面的小的正曲率变为小的负曲率；
(3)翼型后缘采用分离斜坡设计，使流动在后缘发生分离，为了使分离不会太大，而影响翼型的阻力特性，因此，分离斜坡的位置距前缘95％弦长附近。由于分离斜坡的作用，使分离不随迎角和马赫数向前发展，并且后缘分离涡增加绕翼型的环量，使翼型具有高升力。
本发明提出了一类具有后缘分离涡高升力高速层流翼型，后缘的分离涡的出现，支持了上表面较长顺压梯度的可能性，同时长顺压梯度可以让层流流动更加稳定，后缘的分离涡引起环量的增加，提高了翼型的升力。
四、附图说明：
图1是基本压力分布形态图。
图2是基本翼型几何外形图。
图3是实施例的几何外形图。
图4是后缘分离涡高升力高速层流翼型的压力分布。
图5是后缘分离涡高升力高速层流翼型后缘的分离涡流线图。
图6给出了HSNLHF(1)-0213翼型的几何外形。
图7是HSNLHF(1)-0213翼型在马赫数0.69，迎角0度，雷诺数2.0×106状态下的压力分布。
图8是HSNLHF(1)-0213翼型和设计翼型的升力系数曲线比较图。
图9是HSNLHF(1)-0213翼型和设计翼型的升阻极曲线比较图。
图10是HSNLHF(1)-0213翼型和设计翼型的升阻比曲线比较图。其中：
A.小的正曲率段    B.小的负曲率段    C.分离斜坡，
A′.顺压梯度段    B′.逆压梯度段    C′.后缘分离区
五、具体实施方式：
本实施例是用于某机翼的层流翼型，其马赫数为0.69，迎角为0度，雷诺数为2.0×106。
如图2所示，本实施例的翼型上表面，保持较长的顺压梯度段A′，并且该顺压梯度段保持到距前缘60％弦长附近，以保证层流的稳定性。为了使顺压梯度保持在一个合适的范围内，翼型上表面保持在正的小曲率段，并逐渐减小。在顺压梯度段A′之后采用两个逆压梯度段B′做为压力恢复段，为分离斜坡C的设计创造条件，其曲率由前面的小的正曲率段A变为小的负曲率段B，使翼型后缘压力恢复较为平缓，不至于产生大的分离区。翼型后缘采用分离斜坡C设计，形成后缘分离区C′，使流动在后缘发生分离，该分离斜坡C的位置距前缘95％弦长附近。由于分离斜坡C的作用，使分离不随迎角和马赫数向前发展，并且后缘分离涡增加绕翼型的环量，使翼型具有高升力。
本实施例中，上表面转捩位置位于距前缘70％弦长处。
本实施例的翼型并且在表1和表2中分别给出了该翼型的上下表面的点数据。
表1翼型上表面数据点
  x   y   x   y   x   y
  0.0000000.0008790.0024320.0044130.0067700.0096780.0131730.0171860.0216840.0266760.0322010.0383280.0451310.0527020.0611530.0706130.0812340.0931840.1066100.1215840.1380370.1557760.1745280.1940520.214188   0.0059070.0096930.0133730.0170100.0206080.0240240.0272100.0302460.0332200.0361910.0391780.0421730.0451750.0481700.0511420.0540880.0570030.0599130.0628600.0658820.0689700.0720620.0750710.0779080.080520   0.2348310.2558990.2773040.2989570.3207800.3427120.3647080.3867330.4087630.4307750.4527540.4746760.4965270.5182820.5399180.5613960.5826770.6037090.6244590.6449210.6651320.6851470.7050180.7248070.744673   0.0828980.0850490.0869870.0887180.0902450.0915610.0926690.0935610.0942390.0946970.0949340.0949450.0947250.0942720.0935800.0926450.0914600.0900160.0882870.0862450.0838540.0810960.0779560.0743980.070350   0.7648330.7852410.8054570.8249740.8431910.8598400.8748120.8880060.8995240.9095890.9184250.9262260.9331760.9394380.9451140.9502510.9549080.9591910.9632070.9670410.9707340.9742950.9777251.000000   0.0658360.0611170.0565480.0522000.0482040.0447290.0417250.0390360.0365460.0341820.0318560.0294410.0268940.0243210.0218010.0193020.0168090.0144180.0122700.0104450.0089550.0077660.0073200.007320
表2翼型下表面数据点
  x   y   x   y   x   y
  0.0000000.0001420.0014310.0037350.0066390.0101240.0141340.0185970.0235210.0289550.0349700.0416660.0491700.0576360.0672430.0781960.0907000.1049320.1209960.138855   0.0059070.002103-0.001464-0.004583-0.007342-0.009648-0.011503-0.013052-0.014376-0.015541-0.016617-0.017641-0.018638-0.019635-0.020629-0.021619-0.022607-0.023573-0.024508-0.025407   0.1583280.1791500.2010110.2236680.2468910.2704860.2942700.3180940.3418330.3653640.3886230.4115980.4343230.4568710.4793270.5017750.5243050.5469800.5698200.592819   -0.026242-0.027010-0.027702-0.028327-0.028911-0.029486-0.030077-0.030683-0.031291-0.031854-0.032330-0.032676-0.032852-0.032829-0.032596-0.032144-0.031478-0.030622-0.029600-0.028439   0.6159370.6391280.6623590.6855810.7087240.7317220.7545720.7773190.8000140.8225670.8446570.8661390.8870590.9074210.9269330.9451250.9618260.9771240.9911211.000000   -0.027161-0.025774-0.024286-0.022709-0.021049-0.019289-0.017394-0.015342-0.013137-0.010874-0.008713-0.006821-0.005267-0.004025-0.002929-0.001756-0.0003700.0012500.0023370.002321
将本实施例与HSNLHF(1)-0213翼型的比较，可以看出本实施例具有的高升力高升阻比特性。
表3设计翼型的气动特性表
  迎角   升力系数   阻力系数   升阻比
  0.00   0.54   0.00669   80.67
  0.50   0.627   0.00645   97.16
  1.00   0.711   0.00631   112.66
  1.50   0.782   0.00664   117.77
  2.00   0.851   0.00736   115.66
  2.50   0.902   0.00807   111.74
  3.00   0.913   0.00972   93.98
表4HSNLHF(1)-0213翼型的气动特性表
  迎角   升力系数   阻力系数   升阻比
  0.00   0.172   0.00631   27.24
  0.50   0.263   0.00630   41.72
  1.00   0.355   0.00627   56.64
  1.50   0.448   0.00625   71.79
  2.00   0.542   0.00637   85.08
  2.50   0.625   0.00755   82.82
  3.00   0.713   0.00849   84.00

Claims (2)

1.一种后缘分离涡高升力高速层流翼型，设计状态为马赫数0.69，雷诺数2.0×106，迎角0度，其特征在于翼型上表面坐标原点处至距前缘60％弦长处保持顺压梯度段A′，翼型上表面保持在正的曲率段A，并逐渐减小；在顺压梯度段A′之后，翼型上表面的曲率由正曲率段A变为负曲率段B；翼型后缘为分离斜坡C。
2.如权利要求1所述一种后缘分离涡高升力高速层流翼型，其特征在于分离斜坡C的位置距前缘95％弦长附近。
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