CN109305326B - 机翼及飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明实施例提供一种机翼及飞行器，通过设置所述机翼前缘为沿从靠近机身的一端翼尖方向呈正弦波形状的波状正弦前缘，波状正弦前缘的波峰处能产生更强的流动附着，在波状正弦前缘的波谷处流动加速产生流向涡，流向涡与涡流发生器产生的翼尖涡相似，流向涡能与低能量边界层流动混合，把能量传递给边界层，使处于逆压梯度中的边界层流场获得附加能量后能够继续贴附在机翼表面，从而延缓了大迎角下背风面的分离，使机翼在失速的大迎角状态下，能够保持较大的附着流动区而不分离，从而使升力大于普通机翼，增加了失速后升力系数，从而提高了飞行器的失速特性。

Description

机翼及飞行器

技术领域

本发明实施例涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种机翼及飞行器。

背景技术

飞行器通过增加迎角来提高升力，其中迎角是指机翼与来流之间的夹角。随着迎角的增加，机翼上表面逐渐出现流动分离，当超过某一临界值后，升力系数急剧下降，阻力系数急剧上升，发生“失速”现象，影响飞行安全，这一临界值被称为失速迎角。对于有超机动空战能力需求的飞行器来说，将不可避免的在安全范围之外飞行，为保障飞行安全和增加机动性能，需要防止失速后升力系数突然下降的现象并增加失速后的升力系数。目前推迟飞行器失速，增加失速后升力系数的技术有以下三种：涡流发生器、推力矢量和合成射流。

涡流发生器实际上是以某一安装角垂直地安装在机翼表面上的小展弦比小机翼，所以它在迎面气流中和常规机翼一样能产生翼尖涡，但是由于其展弦比小，因此翼尖涡的强度相对较强。这种高能量的翼尖涡与其下游的低能量边界层流动混合后，就把能量传递给了边界层，减小了边界层厚度，使处于逆压梯度中的边界层流场获得附加能量后能够继续贴附在机翼表面而不致分离。涡流发生器应尽可能靠近分离区，这样能保证旋涡到达分离区的强度，增强边界层内流体掺混，延缓分离。但是，现有飞行器上使用的涡流发生器尺寸较大，其高度与当地附面层厚度相当，甚至更大，在非设计状态，如附面层不出现分离的情况下，会带来较大的附加阻力，影响飞行器的整体飞行性能。

推力矢量技术是指发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产生的推力分量来替代原飞行器的操纵面或增强飞行器的操纵功能，对飞行器的飞行进行实时控制的技术。但是，推力矢量技术需要安装矢量喷管，这会大大增加飞机的重量；另外，矢量喷管的偏转需要一系列控制系统，这对电子技术、自动控制技术、发动机制造技术和材料工艺等技术提出了很大的要求，应用起来较为复杂。

合成射流是一种由于激励器交替吹吸周围流体而产生的非连续射流。合成射流激励器具有可以产生某种振动机制(如活塞、压电膜等)的空腔，空腔通过孔口与外界流体联通。激励器工作时交替吹吸周围流体，吹出的流体由于剪切作用形成涡环并向远离孔口方向运动，一定条件下可以不被吸回激励器。将合成射流注入边界层中，其输出的动量使边界层继续贴附在机翼表面而不分离。但是，合成射流技术需要额外加装激励器，还要在机翼表面开吹气孔，这使得合成射流技术在应用的过程中结构较为复杂，加工困难。

目前的推迟飞行器失速，增加失速后升力系数的技术，要么需要额外加装结构复杂的装置，加工困难；要么因尺寸较大带来较大的附加阻力或者额外加装较重的装置大大增加飞机的重量，影响飞行器的整体飞行性能。

发明内容

本发明实施例提供一种机翼及飞行器，用以解决现有技术要么需要额外加装结构复杂的装置，加工困难；要么因尺寸较大带来较大的附加阻力或者额外加装较重的装置大大增加飞机的重量，影响飞行器的整体飞行性能的问题。

本发明实施例的一个方面是提供一种机翼，包括：机翼和机翼前缘；

所述机翼前缘沿从靠近机身的一端翼尖方向呈正弦波形状；

所述机翼前缘外表面上正弦波波峰位置为前缘波峰位置，所述机翼前缘外表面上正弦波波谷位置为前缘波位置。

进一步地，如上所述的机翼，所述机翼前缘外表面所呈的正弦波形状的振幅小于机翼弦长的10％。

进一步地，如上所述的机翼，所述机翼前缘外表面所呈的正弦波形状的波长大于机翼弦长的5％，且小于机翼弦长的40％。

进一步地，如上所述的机翼，所述机翼的上表面沿从靠近机身的一端至翼尖方向均匀分布有平行于所在飞行器的纵轴线的多个凸起；

任意两个相邻的所述凸起之间形成平行于所在飞行器的纵轴线的沟槽。

进一步地，如上所述的机翼，所述凸起的横截面为锯齿形、圆齿型、或者长方形。

进一步地，如上所述的机翼，所有所述凸起的长度与所在位置的机翼弦长的比值均一致；

所述凸起的长度大于所在位置的机翼弦长的20％且小于所在位置的机翼弦长的70％。

进一步地，如上所述的机翼，任意两个相邻的所述凸起的间距以及凸起的高度分别采用无量纲参数S⁺和h⁺表示：

其中，s为任意两个相邻的凸起之间的几何间距，h为凸起的高度，v_τ为壁面剪切速度，v为空气的运动粘性系数；

所述壁面剪切速度v_t通过以下公式得到：

其中，τ_w为壁面剪切应力，ρ为流体密度。

进一步地，如上所述的机翼，任意两个相邻的所述凸起的间距S⁺大于15且小于20，凸起高度h⁺大于5且小于20。

进一步地，如上所述的机翼，所述机翼为平直翼、三角翼、或者梯形翼。

本发明实施例的另一个方面是提供一种飞行器，包括：飞行器主体，以及如上所述的任意一种机翼。

本发明实施例提供的机翼及飞行器，通过设置所述机翼前缘为沿从靠近机身的一端翼尖方向呈正弦波形状的波状正弦前缘，波状正弦前缘的波峰处能产生更强的流动附着，在波状正弦前缘的波谷处流动加速产生流向涡，流向涡与涡流发生器产生的翼尖涡相似，流向涡能与低能量边界层流动混合，把能量传递给边界层，使处于逆压梯度中的边界层流场获得附加能量后能够继续贴附在机翼表面，从而延缓了大迎角下背风面的分离，使机翼在失速的大迎角状态下，能够保持较大的附着流动区而不分离，从而使升力大于普通机翼，增加了失速后升力系数，从而提高了飞行器的失速特性。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种现有机翼的示意图；

图2为本发明实施例提供的一种波状正弦前缘的示意图；

图3A为本发明实施例提供的一种平直翼的波状正弦前缘的示意图；

图3B为本发明实施例提供的一种三角翼的波状正弦前缘的示意图；

图4为本发明实施例提供的波状正弦前缘增加升力系数的曲线图；

图5A为本发明实施例提供的波状正弦前缘对阻力系数影响的曲线图；

图5B为本发明实施例提供的波状正弦前缘对升阻比影响的曲线图；

图6为本发明实施例提供的一种机翼的结构示意图；

图7A为本发明实施例提供的一种机翼上多个凸起的截面图；

图7B为本发明实施例提供的另一种机翼上多个凸起的截面图；

图8为本发明实施例提供的沟槽的减阻曲线图；

图9为本发明实施例提供的波状正弦前缘和沟槽协同作用的曲线图；

图10为本发明实施例提供的飞行器的示意图。

通过上述附图，已示出本发明明确的实施例，后文中将有更详细的描述。这些附图和文字描述并不是为了通过任何方式限制本发明实施例构思的范围，而是通过参考特定实施例为本领域技术人员说明本发明的概念。

具体实施方式

本发明实施例所涉及术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。在以下各实施例的描述中，“多个”的含义是两个以上，除非另有明确具体的限定。

下面这几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例中不再赘述。下面将结合附图，对本发明的实施例进行描述。

图1为本发明实施例提供的一种现有机翼的示意图；图2为本发明实施例提供的一种波状正弦前缘的示意图。

机翼包括机翼前缘，机翼上迎着来流的一端称为机翼前缘。如图1所示，现有的机翼前缘为光滑的直前缘。本实施例中将现有的机翼称为“基本翼”，也即是说基本翼上的机翼前缘为光滑的直前缘。

如图2所示，本实施例提供的机翼的机翼前缘为波状正弦前缘，波状正弦前缘的外表面沿从靠近机身的一端翼尖方向呈正弦波形状。也即是本实施例中用波状正弦前缘替代了普通的光滑直前缘。

其中，所述机翼前缘外表面上正弦波波峰位置为前缘波峰位置，所述机翼前缘外表面上正弦波波谷位置为前缘波谷位置。

本实施例中，波状正弦前缘是一种仿生机翼前缘，波状正弦前缘的原理是基于一种流动控制技术。

本发明实施例通过波状正弦前缘的波峰处能产生更强的流动附着，在波状正弦前缘的波谷处流动加速产生流向涡，流向涡与涡流发生器产生的翼尖涡相似，流向涡能与低能量边界层流动混合，把能量传递给边界层，使处于逆压梯度中的边界层流场获得附加能量后能够继续贴附在机翼表面，从而延缓了大迎角下背风面的分离，使机翼在失速的大迎角状态下，能够保持较大的附着流动区而不分离，从而使升力大于普通机翼，增加了失速后升力系数，从而提高了飞行器的失速特性。

图3A为本发明实施例提供的一种平直翼的波状正弦前缘的示意图；图3B为本发明实施例提供的一种三角翼的波状正弦前缘的示意图。

波状正弦前缘具有波长和振幅两个独立的参数，如图3A和图3B中所示，A表示波状正弦前缘的振幅，λ表示波状正弦前缘的波长。

通过改变波状正弦前缘的振幅和波长，可以得到不同性能的前缘。波状正弦前缘的振幅和波长可以根据机翼弦长的尺寸确定。其中，机翼弦长指机翼前缘与机翼后缘之间的距离。

另外，波状正弦前缘的振幅和波长可由技术人员根据使用条件等因素确定，本实施例此处不做具体限定。

本实施例中，波状正弦前缘与普通机翼前缘的气动特性的不同主要在于前缘波峰位置和前缘波谷位置流动状态的差异。波状正弦前缘的振幅越大，前缘波峰位置和前缘波谷位置流动状态的差异越大，流动状态也变化很大，与普通机翼前缘的气动特性差异也就越大。

波状正弦前缘的波长只是改变前缘波峰位置和前缘波谷位置的横向间距，影响相对振幅较小。故相对于波状正弦前缘的波长，波状正弦前缘的振幅在气动性能的影响中占主要地位。

图4为本发明实施例提供的波状正弦前缘增加升力系数的曲线图。如图4所示，在最优振幅的情况下，最大升力系数基本保持不变，同时具有一定的“缓失速”特性。在升力线性段至失速的全过程中，较小的波长都会提高机翼的性能，包括最大升力系数，失速迎角以及失速后特性。总的来说，最优的振幅和较小的波长会大大提高直机翼的“缓失速”特性，从而使飞行器失速性能和机动能力得到增强。

可选的，所述波状正弦前缘外表面所呈的正弦波形状的振幅小于机翼弦长的10％。所述波状正弦前缘外表面所呈的正弦波形状的波长大于机翼弦长的5％，且小于机翼弦长的40％。

平直机翼在加装波状正弦前缘后，表面的流动结构使得平直机翼的失速过程变得平缓，具有“缓失速”的特性，失速后的升力系数也增大。

另外，本实施例中的机翼应用于三角翼或者梯形翼均可以使飞行器失速性能和机动能力得到增强，本实施例此处对于机翼类型不做具体限定。

图5A为本发明实施例提供的波状正弦前缘对阻力系数影响的曲线图；图5B为本发明实施例提供的波状正弦前缘对升阻比影响的曲线图。

展弦比是机翼较为重要的一个参数，当展弦比较大时，波状正弦前缘能使机翼呈现“缓失速”的现象，而当展弦比较小(例如展弦比小于1)时，由于翼尖涡的影响，机翼不会出现突然失速的现象，此时波状正弦前缘无需发挥延缓失速的作用，此时波状正弦前缘会使阻力系数增加(如图5A所示)，升阻比特性也不够理想(如图5B所示)。

本发明另一实施例中，如图6所示，在所述机翼的上表面沿从靠近机身的一端至翼尖方向均匀设置有平行于所在飞行器的纵轴线的多个凸起，任意两个相邻的所述凸起之间形成平行于所在飞行器的纵轴线的沟槽。通过在机翼上表面设置平行于飞行器纵轴线的沟槽来减小阻力，提高升阻比。

图7A为本发明实施例提供的一种机翼上多个凸起的截面图；图7B为本发明实施例提供的另一种机翼上多个凸起的截面图。如图7A和7B中所示，设置的凸起的横截面可以为锯齿形、圆齿型(图中未示出)、或者长方形。不同形状的凸起形成的沟槽有着不同的减阻效果，本实施例中沟凸起的横截面可采用锯齿形和长方形的形状，这些形状相邻凸起之间的间距，凸起高度(也即是沟槽的深度)和凸起的厚度等参数可以进行调整，通过调整这些参数来实现显著降低机翼表面阻力的效果。

另外，所有所述凸起的长度与所在位置的机翼弦长的比值均一致。可选的，所述凸起的长度大于所在位置的机翼弦长的20％且小于所在位置的机翼弦长的70％。本实施例中，凸起的长度可以由技术人员根据实际需要进行设定，本实施例此处不做具体限定。

可选的，凸起可以设置于机翼上表面中间靠近机翼前缘的位置。

本实施例中，使用无量纲参数S⁺和h⁺来代表相邻的两个凸起之间的间距和高度，无量纲参数S⁺和h⁺分别可以用以下公式一和公式二表示：

其中，s为任意两个相邻的所述凸起之间的几何间距，h为所述凸起的高度，v_τ为壁面剪切速度，v为空气的运动粘性系数。

在湍流边界层中，有两个分区：内区和外区。内区包括粘性底层，过渡区和对数区，内区的特征速度就是壁面剪切速度v_τ，它与壁面的剪切应力和流体密度。壁面剪切速度v_τ可以通过以下公式三计算得到：

其中，τ_w为壁面的剪切应力，ρ为流体密度。

另外，沟槽减阻的大小与无量纲参数S⁺和h⁺密切相关，存在一个S⁺的取值，使得沟槽的减阻效果最优。同时，为使沟槽具有较优的减阻效果，h⁺的取值应大于5且小于20。

本实施例中，凸起的厚度可以由技术人员根据实际需要进行设定，本实施例此处不做具体限定。

图8为本发明实施例提供的沟槽的减阻曲线图。如图8所示，沟槽的减阻曲线近似为勺形，勺形的最底部对应着最佳减阻效果。

可选的，任意两个相邻的所述凸起的间距S⁺大于15且小于20，凸起的高度h⁺大于5且小于20。

另外，本实施例中的机翼应用于平直翼、三角翼或者梯形翼，均可以使飞行器失速性能和机动能力得到增强，本实施例此处对于机翼类型不做具体限定。

本发明实施例提供的波状正弦前缘和沟槽协同作用的效果如图9所示。波状正弦前缘技术和沟槽技术相互配合，能在提高失速后升力的同时保证较小的阻力，从而提高飞行器大迎角下的升阻比，能够防止飞行器做机动飞行时由于突然失速导致的飞行安全事故，大大提高飞行器的失速特性和机动性能。

需要说明的是，本实施例中机翼上的类似于波状正弦前缘以及沟槽结构还可以应用于舵面或者压气机叶片上，可以到达类型的效果，本实施例此处不再赘述。

本发明实施例通过将波状正弦前缘和沟槽两种协同作用，有效延缓了飞行器失速过程并提高了失速后升力系数，同时能保持较小的失速后阻力，提高了飞行器在较大迎角时的升阻比，提高了飞行器的失速特性。这样一来，用于控制失速的操纵面即可减少，飞行器重量得到减轻，经济性提高。

图10为本发明实施例提供的飞行器的示意图。本发明实施例提供一种飞行器，包括飞行器主体以及机翼。该机翼包括：机翼前缘，该机翼前缘为波状正弦前缘，波状正弦前缘的外表面沿从靠近机身的一端翼尖方向呈正弦波形状。

其中，所述机翼前缘外表面上正弦波波峰位置为前缘波峰位置，所述机翼前缘外表面上正弦波波谷位置为前缘波谷位置。

可选的，所述机翼前缘外表面所呈的正弦波形状的振幅小于机翼弦长的10％。

可选的，所述机翼前缘外表面所呈的正弦波形状的波长大于机翼弦长的5％，且小于机翼弦长的40％。

可选的，所述机翼的上表面沿从靠近机身的一端至翼尖方向均匀设置有平行于所在飞行器的纵轴线的多个凸起，任意两个相邻的所述凸起之间形成平行于所在飞行器的纵轴线的沟槽。

可选的，所述凸起的横截面为锯齿形、圆齿型、或者长方形。

可选的，所有所述凸起的长度与所在位置的机翼弦长的比值均一致。

所述凸起的长度大于所在位置的机翼弦长的20％且小于所在位置的机翼弦长的70％。

可选的，任意两个相邻的所述凸起的间距以及凸起的高度分别采用无量纲参数S⁺和h⁺表示：

其中，s为任意两个相邻的凸起之间的几何间距，h为凸起的高度，v_τ为壁面剪切速度，v为空气的运动粘性系数；

所述壁面剪切速度v_t通过以下公式得到：

其中，τ_w为壁面剪切应力，ρ为流体密度。

可选的，任意两个相邻的所述凸起的间距S⁺大于15且小于20，凸起的高度h⁺大于5且小于20。

可选的，所述机翼为平直翼、三角翼、或者梯形翼。

本发明实施例通过将波状正弦前缘和沟槽两种协同作用，有效延缓了飞行器失速过程并提高了失速后升力系数，同时能保持较小的失速后阻力，提高了飞行器在较大迎角时的升阻比，提高了飞行器的失速特性。这样一来，用于控制失速的操纵面即可减少，飞行器重量得到减轻，经济性提高。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本发明的其它实施方案。本发明旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由下面的权利要求书指出。

应当理解的是，本发明并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本发明的范围仅由所附的权利要求书来限制。

Claims (7)

1.一种机翼，其特征在于，包括：机翼前缘；

所述机翼前缘沿从靠近机身的一端翼尖方向呈正弦波形状；

所述机翼前缘外表面上正弦波波峰位置为前缘波峰位置，所述机翼前缘外表面上正弦波波谷位置为前缘波谷位置；

所述机翼的上表面沿从靠近机身的一端至翼尖方向均匀设置有平行于所在飞行器的纵轴线的多个凸起，任意两个相邻的所述凸起之间形成平行于所在飞行器的纵轴线的沟槽；

其中，任意两个相邻的所述凸起的间距以及任一所述凸起的高度采用无量纲参数S⁺和h⁺表示：

其中，s为任意两个相邻的凸起之间的几何间距，h为凸起的高度，v_τ为壁面剪切速度，v为空气的运动粘性系数；

所述壁面剪切速度v_t通过以下公式得到：

其中，τ_w为壁面剪切应力，ρ为流体密度；

任意两个相邻的所述凸起的间距S⁺大于15且小于20；凸起的高度h⁺大于5且小于20。

2.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述机翼前缘外表面所呈的正弦波形状的振幅小于机翼弦长的10％。

3.根据权利要求2所述的机翼，其特征在于，所述机翼前缘外表面所呈的正弦波形状的波长大于机翼弦长的5％，且小于机翼弦长的40％。

4.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述凸起的横截面为锯齿形或者长方形。

5.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于，

所有所述凸起的长度与所在位置的机翼弦长的比值均一致；

所述凸起的长度大于所在位置的机翼弦长的20％且小于所在位置的机翼弦长的70％。

6.根据权利要求1-5任一项所述的机翼，其特征在于，所述机翼为平直翼、三角翼或者梯形翼。

7.一种飞行器，其特征在于，包括：飞行器主体，以及如权利要求1-6任一项所述的机翼。

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