CN106800086B - Nasa ms(1)-0317翼型的一种单缝富勒式襟翼设计 - Google Patents
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Abstract
本发明属于飞机设计技术领域，特别是涉及一种单缝富勒式襟翼设计。MS(1)‑0317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。本发明利用计算流体动力学技术(CFD)数值模拟计算了NASA MS(1)‑0317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
技术领域
本发明属于飞机设计技术领域，特别是涉及一种一种单缝富勒式襟翼设计。
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，如果中弧线与弦线重合，则表明翼型上、下表面的曲线是对称的，翼型是对称翼型；如果中弧线与弦线不重合，则表明翼型上、下表面的曲线是不对称的，翼型是有弯度的翼型。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，图3～图5分别给出了3种典型的二维翼型后缘襟翼形式，即：(1)简单襟翼—襟翼展开时不向后做平移运动，只是简单地绕旋转轴向下偏转；(2)单缝襟翼—襟翼展开时略微向后做平移运动，同时绕旋转轴向下偏转，因此襟翼与前面的主翼面之间形成了一道可允许气流穿过的缝隙；(3)单缝富勒式襟翼—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。
本发明在运12F飞机的机翼设计中，机翼内段的翼型采用了NASA MS(1)-0317翼型，该翼型是美国国家航空航天局(NASA)的兰利研究中心在1980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-1786”中的数据，如果定义NASA MS(1)-0317翼型的弦长为1000，则该翼型剖面的坐标数据如表1所示，翼型的剖面形状如图6所示。
表1 MS(1)-0317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)-0317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，因此本发明决定为运12F飞机的机翼配置富勒式襟翼。由于运12F飞机的机翼内段采用了NASA MS(1)-0317翼型，因此，本发明需要首先为NASA MS(1)-0317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)-0317翼型的二维富勒式襟翼设计专利和设计报告，因此本发明需要针对该翼型自行设计一种二维富勒式襟翼。
发明的内容
NASA MS(1)-0317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％，襟翼剖面的前缘半径相对于翼型总弦长之比为2.4％，襟翼剖面的最大厚度相对于翼型总弦长之比为12％；具体的翼型剖面数据见表2所示。
表2 NASA MS(1)-0317翼型的单缝富勒式襟翼剖面数据
为NASA MS(1)-0317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3所示。
表3 NASA MS(1)-0317翼型的单缝富勒式襟翼转轴位置数据
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13～图15可以看出，MS(1)-0317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。本发明利用计算流体动力学技术(CFD)数值模拟计算了NASA MS(1)-0317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16就是利用计算流体动力学软件模拟计算得到的一张MS(1)-0317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16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为简单襟翼；
图4为单缝襟翼；
图5为单缝富勒式襟翼；
图6为MS(1)-0317翼型；
图7为LS(1)-0417翼型；
图8为LS(1)-0417翼型的后缘襟翼；
图9为LS(1)-0417翼型的襟翼运动轨迹；
图10为LS(1)-0417翼型的襟翼相对位置；
图11为MS(1)-0317翼型的后缘襟翼；
图12为LS(1)-0417翼型襟翼运动轨迹；
图13为MS(1)-0317翼型襟翼展开至10°位置；
图14为MS(1)-0317翼型襟翼展开至20°位置；
图15为MS(1)-0317翼型襟翼展开至30°位置
图16为MS(1)-0317翼型襟翼30°位置流场速度矢量分布。
具体实施方式
为翼型设计二维襟翼的任务通常由承担航空基础性研究工作的科研机构来完成(例如美国NASA就主要承担航空基础性研究工作)，并利用计算流体动力学技术(CFD)和二维风洞试验技术进行翼型的襟翼设计。本发明是飞机研制和生产厂家，不可能投入大量的人力和物力进行有关翼型设计和二维襟翼设计等方面的基础性研究工作，因此，在研制NASA MS(1)-0317翼型的二维富勒式襟翼工作中，本发明采用了“相似性”设计原理，完成了该翼型的二维富勒式襟翼设计，并经飞行试验验证达到了很好的增升效果。本发明针对NASA MS(1)-0317翼型进行二维富勒式襟翼设计的过程和思路如下：
首先，美国NASA的兰利研究中心于1973年在其研究报告“NASA TN D-7428”中发布了一种适用于通用飞机的低速高升力翼型NASA LS(1)-0417翼型，该翼型的几何数据见表2，翼型剖面形状见图7。NASA MS(1)-0317翼型与NASA LS(1)-0417翼型是属于同一个翼型家族，其中，NASA LS(1)-0417翼型是适用于较低飞行速度(200～300km/h)的高升力翼型、NASA MS(1)-0317翼型是适用于中等飞行速度(300～500km/h)的高升力翼型，二者有相同的翼型相对厚度(均为17％)、相似的剖面形状、以及相近的表面气流压力分布。实际上NASAMS(1)-0317翼型是美国NASA兰利研究中心在NASA LS(1)-0417翼型基础上通过修形得到的。美国NASA兰利研究中心于1974年在研究报告“NASA CR-2443”中针对NASA LS(1)-0417翼型发布了一种襟翼弦长占翼型总弦长29％的后缘单缝富勒式襟翼设计数据，该襟翼的二维剖面数据见表3、襟翼运动轨迹数据(即襟翼转轴点坐标)见表4、襟翼的二维剖面形状见图8(其中襟翼下表面与翼型下表面重合)、襟翼运动轨迹曲线(即襟翼转轴点连线)见图9。其中，在图9中还给出了襟翼如何展开至30°襟翼位置的一个示例，即襟翼在收起位置0°时与它的转轴点作为一个整体一起向后做平移运动，直至该转轴点与襟翼30°位置的转轴点相重合，然后将平移后的襟翼绕襟翼30°位置的转轴点向下偏转30°，即达到了襟翼展开至30°的最终位置。
本发明利用“相似性”设计原理，在NASA LS(1)-0417翼型后缘单缝富勒式襟翼剖面数据及襟翼运动轨迹数据的基础上，设计了一种针对NASA MS(1)-0317翼型的后缘单缝富勒式襟翼及相应的襟翼运动轨迹数据，具体设计原理和设计方法如下：
襟翼剖面形状设计
因为NASA MS(1)-0317翼型与NASA LS(1)-0417翼型属于同一个翼型家族，二者有相似的翼型剖面形状和相近的翼型表面气流压力分布，因此可以推论：沿翼型弦线任意相同的站位处，NASA MS(1)-0317翼型的襟翼剖面坐标到翼型中弧线的相对距离应该与NASALS(1)-0417翼型的襟翼剖面坐标到翼型中弧线的相对距离是近似的或相等的，用图10中的图形说明就是：在NASA LS(1)-0417翼型弦线的某一站位(例如80％弦长位置)做弦线的垂线垂线交翼型上表面于点A、交翼型下表面(也是襟翼下表面)于点B、交襟翼上表面于点C、交翼型中弧线于点D。则襟翼上表面点C的垂向相对位置可表示为两个线段之比即等于点C到中弧线的垂向距离除以当地的翼型厚度如果令点A坐标为[X，YU0417]、点B坐标为[X，YL0417]、点C坐标为[X，YF0417]，则可得点D坐标为[X，(YU0417+YL0417)/2]， YL0317]、襟翼上表面坐标为[X，YF0317]，则 襟翼剖面和NASA MS(1)-0317翼型的襟翼剖面在对应点处的垂向相对位置应该接近或相等，因此得下述等式，即在翼型弦线X处，有下述等式：
在上述等式中，只有变量YF0317是未知数，其余均为已知数，因此可以求出变量YF0317对应的具体数值。当X取值从襟翼前缘一直变化到襟翼后缘时，即可求出NASA MS(1)-0317翼型襟翼剖面的整个上表面坐标数据，而襟翼剖面下表面是与翼型下表面重合的，因此即可得到一套完整的NASA MS(1)-0317翼型的襟翼剖面几何数据。利用CATIA绘图软件分析得到的NASA MS(1)-0317翼型的襟翼剖面曲线，会发现襟翼剖面曲线变化并不是很光顺，这主要是由于上述等式变换本身就是近似的，因此导致直接得到的NASA MS(1)-0317翼型的襟翼剖面曲线不是十分光顺；通过对直接得到的襟翼剖面数据进行微调，最终得到了一套光顺的NASA MS(1)-0317翼型的襟翼剖面数据，如表5所示，由于该襟翼的弦长占翼型总弦长也是29％，因此该襟翼也可以称作NASA MS(1)-0317翼型的29％弦长单缝富勒式襟翼，该襟翼的剖面形状如图11所示。
襟翼运动轨迹设计
NASA LS(1)-0417翼型襟翼的运动轨迹与NASA MS(1)-0317翼型襟翼的运动轨迹也应遵从相似性原理，用图12中的图形说明就是：过NASA LS(1)-0417翼型襟翼的某一转轴点做翼型弦线的垂线垂线交翼型上表面于点A、交翼型下表面(也是襟翼下表面)于点B、交襟翼转轴点于点C、交翼型中弧线于点D。则襟翼转轴点C的垂向相对位置可表示为两个线段之比即等于点C到中弧线的垂向距离除以当地的翼型厚度如果令点A坐标为[X，YU0417]、点B坐标为[X，YL0417]、点C坐标为[X，YO0417]，则可得点D坐标为[X，(YU0417+YL0417)/2]，如果令NASA MS(1)-0317翼型襟翼对应转轴点处的翼型上表面坐标为[X，YU0317]、翼型下表面坐标为[X，YL0317]、襟翼转轴点坐标为[X，YO0317]，则 按照前述的相似性原理，NASA LS(1)-0417翼型和NASA MS(1)-0317翼型二者的襟翼运动轨迹的垂向相对位置应该接近或相等，因此同样得下述等式，即在襟翼对应的转轴点处，有等式：
在上述等式中，只有变量YO0317是未知数，其余均为已知数，因此可以求出变量YO0317对应的具体数值。针对LS(1)-0417翼型襟翼的每一转轴点位置应用上述等式，即可求出NASA MS(1)-0317翼型襟翼运动轨迹上的全部转轴位置的坐标数据，如表6所示，该翼型襟翼展开后的位置如图13、图14和图15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(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；襟翼展开至20°襟翼位置和30°襟翼位置的方法可按上述展开步骤类推，即只需将襟翼分别平移至20°襟翼和30°襟翼的转轴点位置，然后将襟翼绕转轴点分别向下偏转20°和30°即可。
表4 LS(1)-0417翼型数据
表5 LS(1)-0417翼型的29％弦长单缝富勒式襟翼剖面数据
表6 LS(1)-0417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)
表7 NASA MS(1)-0317翼型的29％弦长单缝富勒式襟翼剖面数据
表8 MS(1)-0317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)
本发明的运12F飞机的机翼内段设计采用了NASA MS(1)-0317翼型，因此本发明将自行设计的NASA MS(1)-0317翼型的单缝富勒式襟翼应用到运12F飞机机翼内段襟翼设计中。表7是运12F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。
本发明的运12II飞机和运12IV飞机的机翼设计均仅采用了NASA LS(1)-0417翼型，并且机翼的后缘襟翼完全是按照前述的NASA研究报告“NASA CR-2443”中的数据设计的一种襟翼弦长占翼型总弦长29％的单缝富勒式襟翼。表8是运12II飞机和运12IV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。
通过表9和表10中的最大升力系数对比可以看出，本发明针对NASA MS(1)-0317翼型自行研制的单缝富勒式襟翼的增升效果与美国NASA针对NASA LS(1)-0417翼型研制的单缝富勒式襟翼的增升效果是基本相当的。
表9运12F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 |
表10运12II和运12IV飞机最大升力系数的试飞结果
| 襟翼展开位置 | 最大升力系数 |
| 收起至0°位置 | 1.77 |
| 展开至10位置° | 1.97 |
| 展开至20位置° | 2.39 |
| 展开至30°位置 | 2.50 |
。
Claims (3)
1.NASA MS(1)-0317翼型的一种单缝富勒式襟翼，其特征是，该襟翼弦长占翼型总弦长的29％，襟翼剖面的前缘半径相对于翼型总弦长之比为2.4％，襟翼剖面的最大厚度相对于翼型总弦长之比为12％；具体的翼型剖面数据见表2所示；
表2 NASA MS(1)-0317翼型的单缝富勒式襟翼剖面数据
2.如权利要求1所述的NASA MS(1)-0317翼型的一种单缝富勒式襟翼，其特征是，为NASA MS(1)-0317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3所示；
表3 NASA MS(1)-0317翼型的单缝富勒式襟翼转轴位置数据
3.如权利要求1所述的NASA MS(1)-0317翼型的一种单缝富勒式襟翼，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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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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