CN106542081A - Nasa ms(1)-0313翼型的一种单缝富勒式襟翼设计 - Google Patents
Nasa ms(1)-0313翼型的一种单缝富勒式襟翼设计 Download PDFInfo
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Abstract
本发明属于飞机设计技术领域，特别是涉及一种襟翼设计。NASA MS(1)-0313翼型的一种单缝富勒式襟翼设计，该襟翼弦长占翼型总弦长的29％，即襟翼由翼型弦长的71％位置开始，直至翼型后缘；襟翼剖面头部的相对半径为0.7％，襟翼剖面的相对厚度为7％；该襟翼的襟翼舱从翼型弦线的71％位置开始，一直延长到襟翼弦长的96％位置，因此翼型上表面从翼型弦长96％至100％实际上是与襟翼上表面重合的；用计算流体动力学技术(CFD)数值模拟计算了NASA MS(1)-0313翼型的襟翼展开时在主翼面及襟翼上的气流流动情况，计算结果表明主翼面下表面的气流确实能够加速流过襟翼与主翼面之间的缝隙，并以较高的速度直接喷射到襟翼上表面上。
Description
背景技术
本发明属于飞机设计技术领域，特别是涉及一种襟翼设计。
现有技术
飞机在飞行中必须有向上的升力来平衡飞机自身的重量，飞机的机翼是飞行中产生向上的升力的主要部件。机翼能够产生升力是因为机翼有特殊形状的横截剖面，图1给出了某个机翼切开后的横截剖面示意图(阴影部分所示)，机翼的横截剖面形状称为翼型。目前世界上比较经典的翼型有美国国家航空航天局(NASA)在上世纪40年代至60年代发明的NACA四位数字系列翼型族和NACA五位数字系列翼型族，图2是NACA四位数字系列翼型族中的一款翼型，即NACA2412翼型。由图2可以看出：翼型一般由上表面曲率较大、下表面曲率较小的曲线构成，翼型前缘是一个光顺的圆弧、翼型后缘则通常是一个尖点、或是一个有限厚度的端点；翼型前缘与后缘的连线称为翼型的弦线，弦线是表示翼型长度及翼型俯仰角度的基准线；翼型上、下表面中点的连线称为翼型的中弧线。飞机研发机构在进行飞机机翼设计时，通常沿机翼展向配置2～5个不同的二维翼型剖面，然后沿展向将不同的翼型剖面进行线性拟合构成机翼的三维曲面。
在飞机的起飞和着陆阶段，飞机的起飞速度和着陆速度通常比正常巡航速度要小很多，由于飞行速度低，因此机翼上产生的升力也相对小。为了平衡飞机自身的重量，飞机在起飞和着陆阶段需要使用增升装置来增加机翼的升力。目前，飞机上最常用的增升装置就是机翼的襟翼，机翼的襟翼通常可分为机翼前缘襟翼和机翼后缘襟翼两种形式，而机翼后缘襟翼则是襟翼增升的最主要形式。机翼后缘襟翼就是将机翼靠近后缘部分的翼面沿机翼展向分割为可活动的单独小翼面。飞机在巡航飞行时不使用襟翼，此时襟翼仍紧贴在机翼的后部，这样就仍能保持一个完整的机翼外形。飞机在起飞和着陆阶段需要使用襟翼来增加升力，此时机翼后缘襟翼在运动机构的操纵下向后运动并同时向下偏转。飞机机翼的后缘襟翼也有多种形式，其中通用飞机采用较多的一种襟翼形式为单缝富勒式襟翼，如图5所示，该襟翼展开时向后做较大的平移运动，同时绕旋转轴向下偏转，因此襟翼展开后显著地增加了翼型的有效弦长，并且襟翼与前面的主翼面之间也形成了一道可允许气流穿过的缝隙。
在某型飞机的机翼设计中，机翼外段的翼型采用了NASA MS(1)-0313翼型，该翼型是美国国家航空航天局(NASA)的兰利研究中心在1979年研制的一种适用于通用飞机的、中等飞行速度(300～500km/h)的高升力翼型。根据美国NASA发布的研究报告“NASA-TP-1498”中的数据，如果定义NASA MS(1)-0313翼型的弦长为1000，则该翼型剖面的坐标数据(即x轴和y轴的坐标值)如表1所 示，翼型的剖面形状如图6所示。
表1 MS(1)-0313翼型数据
发明的目的
到目前为止，美国NASA仅发布了有关NASA MS(1)-0313翼型的几何形状数据，并没有发布有关该翼型的任何后缘襟翼设计数据。由于机翼的后缘富勒式 襟翼具有很好的增升效果，特别适用于通用飞机，因此某型飞机的机翼决定配置富勒式襟翼。由于某型飞机的机翼外段采用了NASA MS(1)-0313翼型，因此需要首先为NASA MS(1)-0313翼型设计二维富勒式襟翼，然后才能进行三维襟翼设计。通过检索和查新表明：目前国内和国外还没有关于NASA MS(1)-0313翼型的二维富勒式襟翼设计专利和设计报告，因此需要针对该翼型设计一种二维富勒式襟翼。
发明的内容
NASA MS(1)-0313翼型的一种单缝富勒式襟翼设计，该襟翼弦长占翼型总弦长的29％，即襟翼由翼型弦长的71％位置开始，直至翼型后缘；襟翼剖面头部的相对半径为0.7％，襟翼剖面的相对厚度为7％；该襟翼的襟翼舱从翼型弦线的71％位置开始，一直延长到襟翼弦长的96％位置，因此翼型上表面从翼型弦长96％至100％实际上是与襟翼上表面重合的；具体的翼型剖面数据见表5所示。
表2 NASA MS(1)-0313翼型的29％弦长单缝富勒式襟翼剖面数据
为NASA MS(1)-0313翼型的一种单缝富勒式襟翼设计设计了3个展开位置，即襟翼10°、20°、30°位置；襟翼0°位置是指襟翼收起状态；襟翼展开的具体位置是根据襟翼的转轴位置确定的，襟翼转轴位置在襟翼收起及襟翼3个展开位置状态下的数据如表6所示。
表3MS(1)-0313翼型的29％弦长单缝富勒式襟翼运动轨迹(即襟翼转轴点坐标)
襟翼展开的具体方法按如下方式确定：
如果襟翼展开至10°位置，则首先将0°位置、即收起位置的襟翼及其相应的转轴点作为一个整体一起向后/向下平移、直至转轴点与10°位置襟翼的转轴点相重合，然后将平移后的襟翼绕10°襟翼位置的转轴点向下偏转10°，即达到最终的10°襟翼的展开位置；
如果襟翼展开至20°位置，则首先将0°位置、即收起位置的襟翼及其相应的转轴点作为一个整体一起向后/向下平移、直至转轴点与20°位置襟翼的转轴点相重合，然后将平移后的襟翼绕20°襟翼位置的转轴点向下偏转20°，即达到最终的20°襟翼的展开位置；
如果襟翼展开至30°位置，则首先将0°位置、即收起位置的襟翼及其相应的转轴点作为一个整体一起向后/向下平移、直至转轴点与30°位置襟翼的转轴点相重合，然后将平移后的襟翼绕30°襟翼位置的转轴点向下偏转30°，即达到最终的30°襟翼的展开位置。
发明的效果
翼型襟翼的增升效果一方面与襟翼的后退量大小、以及襟翼向下偏转的角度大小有直接关系，另一方面还与襟翼和主翼面之间形成的缝隙形状有重要的关系。《飞机设计手册》第六册(航空工业出版社、2002年)中就指出：襟翼展开时，襟翼应与主翼面沿气流流动方向形成一个收缩形的缝隙，使主翼面下表面的气流能够加速流过缝隙，并形成一股速度较高的喷流直接吹到襟翼的上表面上。 由图6～图8可以看出，MS(1)-0313翼型的襟翼在10°、20°和30°襟翼位置时，均能与主翼面形成一个收缩形的缝隙。利用计算流体动力学技术(CFD)数值模拟计算了NASA MS(1)-0313翼型的襟翼展开时在主翼面及襟翼上的气流流动情况，计算结果表明主翼面下表面的气流确实能够加速流过襟翼与主翼面之间的缝隙，并以较高的速度直接喷射到襟翼上表面上。图9就是利用计算流体动力学软件模拟计算得到的一张MS(1)-0313翼型的襟翼在30°位置时的流场速度矢量分布图，其中速度矢量的长度代表了速度的相对大小；由图9可以看出，翼型主翼面下表面上的气流确实能够加速通过襟翼与主翼面之间的缝隙，并直接喷射到襟翼上表面上。
附图说明
图1为机翼的横截面-翼型(阴影部分)；
图2为NACA2412翼型；
图3为单缝富勒式襟翼；
图4为MS(1)-0313翼型；
图5为MS(1)-0313翼型的后缘襟翼；
图6为MS(1)-0313翼型襟翼展开至10°位置；
图7为MS(1)-0313翼型襟翼展开至20°位置
图8为MS(1)-0313翼型襟翼展开至30°位置；
图9为MS(1)-0313翼型襟翼30°位置流场速度矢量分布
具体实施方式
翼型后缘襟翼的增升效果一方面与襟翼的后退量大小、以及襟翼向下偏转的角度大小有直接关系，另一方面还与襟翼和主翼面之间形成的缝隙形状有重要的关系。襟翼展开时，襟翼应与主翼面沿气流流动方向形成一个收缩形的缝隙，使主翼面下表面的气流能够加速流过缝隙，并形成一股速度较高的喷流直接吹到襟翼的上表面上。
利用CATIA曲线造型技术、以及计算流体动力学(CFD)技术NASAMS(1)-0313翼型优化设计出了一种后缘单缝富勒式襟翼的剖面形状、以及相应的襟翼运动轨迹。NASA MS(1)-0313翼型的单缝富勒式襟翼的剖面形状见图5所示，
该襟翼弦长占翼型总弦长的29％，即襟翼由翼型弦长的71％位置开始，直至翼型后缘；襟翼剖面头部的相对半径为0.7％，襟翼剖面的相对厚度为7％；该襟 翼的襟翼舱从翼型弦线的71％位置开始，一直延长到襟翼弦长的96％位置，因此翼型上表面从翼型弦长96％至100％实际上是与襟翼上表面重合的。具体的翼型剖面数据见表5所示。
为NASA MS(1)-0313翼型的单缝富勒式襟翼设计了3个展开位置，即襟翼10°、20°、30°位置。襟翼0°位置为襟翼收起状态。襟翼展开至10°、20°、30°位置如图6、图7和图8所示。襟翼展开的具体位置是根据襟翼的转轴位置确定的，襟翼转轴在襟翼收起及襟翼3个展开状态下的位置数据如表6所示。
襟翼展开的具体位置按如下方式确定：如果襟翼展开至10°位置，则首先将0°位置、即收起位置的襟翼及其相应的转轴点作为一个整体一起向后/向下平移、直至转轴点与10°位置襟翼的转轴点相重合，然后将平移后的襟翼绕10°襟翼位置的转轴点向下偏转10°，即达到最终的10°襟翼的展开位置；
如果襟翼展开至20°位置，则首先将0°位置、即收起位置的襟翼及其相应的转轴点作为一个整体一起向后/向下平移、直至转轴点与20°位置襟翼的转轴点相重合，然后将平移后的襟翼绕20°襟翼位置的转轴点向下偏转20°，即达到最终的20°襟翼的展开位置；
如果襟翼展开至30°位置，则首先将0°位置、即收起位置的襟翼及其相应的转轴点作为一个整体一起向后/向下平移、直至转轴点与30°位置襟翼的转轴点相重合，然后将平移后的襟翼绕30°襟翼位置的转轴点向下偏转30°，即达到最终的30°襟翼的展开位置。
表4 NASA MS(1)-0313翼型的29％弦长单缝富勒式襟翼剖面数据
表5MS(1)-0313翼型的29％弦长单缝富勒式襟翼运动轨迹(即襟翼转轴点坐标)
某型飞机的机翼外段设计采用了NASA MS(1)-0313翼型，本项目发明的NASA MS(1)-0313翼型的单缝富勒式襟翼应用到该型飞机机翼外段的襟翼设计中。表6是某型飞机通过飞行试验得到的各种襟翼展开位置下的全机最大升力系数。上述襟翼增升能力基本达到了国际上通用飞机襟翼增升的先进水平。
表6某型飞机最大升力系数的试飞结果
| 襟翼位置 | 最大升力系数 |
| 收起至0°位置 | 1.72 |
| 展开至10位置° | 1.96 |
| 展开至20位置° | 2.35 |
| 展开至30°位置 | 2.52 |
Claims (3)
1.NASA MS(1)-0313翼型的一种单缝富勒式襟翼设计，其特征是，该襟翼弦长占翼型总弦长的29％，即襟翼由翼型弦长的71％位置开始，直至翼型后缘；襟翼剖面头部的相对半径为0.7％，襟翼剖面的相对厚度为7％；该襟翼的襟翼舱从翼型弦线的71％位置开始，一直延长到襟翼弦长的96％位置，因此翼型上表面从翼型弦长96％至100％实际上是与襟翼上表面重合的；具体的翼型剖面数据见表5所示。
表5 NASA MS(1)-0313翼型的29％弦长单缝富勒式襟翼剖面数据
。
2.如权利要求1所述的NASA MS(1)-0313翼型的一种单缝富勒式襟翼设计，其特征是，为NASA MS(1)-0313翼型的一种单缝富勒式襟翼设计设计了3个展开位置，即襟翼10°、20°、30°位置；襟翼0°位置是指襟翼收起状态；襟翼展开的具体位置是根据襟翼的转轴位置确定的，襟翼转轴位置在襟翼收起及襟翼3个展开位置状态下的数据如表6所示。
表6 MS(1)-0313翼型的29％弦长单缝富勒式襟翼运动轨迹(即襟翼转轴点坐标)
。
3.如权利要求1所述的NASA MS(1)-0313翼型的一种单缝富勒式襟翼设计，其特征是，襟翼展开的具体方法按如下方式确定：
如果襟翼展开至10°位置，则首先将0°位置、即收起位置的襟翼及其相应的转轴点作为一个整体一起向后/向下平移、直至转轴点与10°位置襟翼的转轴点相重合，然后将平移后的襟翼绕10°襟翼位置的转轴点向下偏转10°，即达到最终的10°襟翼的展开位置；
如果襟翼展开至20°位置，则首先将0°位置、即收起位置的襟翼及其相应的转轴点作为一个整体一起向后/向下平移、直至转轴点与20°位置襟翼的转轴点相重合，然后将平移后的襟翼绕20°襟翼位置的转轴点向下偏转20°，即达到最终的20°襟翼的展开位置；
如果襟翼展开至30°位置，则首先将0°位置、即收起位置的襟翼及其相应的转轴点作为一个整体一起向后/向下平移、直至转轴点与30°位置襟翼的转轴点相重合，然后将平移后的襟翼绕30°襟翼位置的转轴点向下偏转30°，即达到最终的30°襟翼的展开位置。
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