CN109606624A - 一种高升力特性栅格翼 - Google Patents

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孙鹏飞
李广磊
周铮
袁蒙
李钧
明承东
朝开秀
陈科文
贾湘婷
王源杰
林雪峰
毛靖
单华伟
石磊
张志明
王松元
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Abstract

本发明公开了一种高升力特性栅格翼，包括：框体，框体包括位于框体前端的前缘面、框体后端的后缘面，后缘面竖直设置，后缘面与前缘面之间的距离由上至下不恒定；多个栅格，栅格设置于框体内部且用于连接前缘面和后缘面，栅格的两端分别与前缘面和后缘面平齐，涉及气动布局设计技术领域。本发明栅格翼的格宽弦长比不恒定，在格宽弦长比大的部分，跨声速气流可提前越过第二临界马赫数使壅塞消失，减轻壅塞现象，并在低马赫数下减少栅格间的激波反射；在高马赫数下，栅格间激波反射较少，格宽弦长比小的部分由于具有更大的升力面，增大了升力，提高飞行器飞行稳定性；另一方面，由于前缘存在后掠，正激波变为斜激波，可以有效减阻。

Description

一种高升力特性栅格翼
技术领域
本发明涉及气动布局设计技术领域，具体是涉及一种高升力特性栅格翼。
背景技术
栅格翼是由多个交错布置在外部框架内的栅格形成的空间多升力面系统，它在给定空间具有更佳的升力性能，且具有机构小巧、可折叠的优点，因此在飞行器上得到越来越广泛的应用；其基本形式有两种，一种是框架式，一种是蜂窝式，蜂窝式又分为正置和斜置两种。目前得到最广泛应用的是斜置壁与边框成45°角的蜂窝式栅格翼；相对于平板翼，栅格翼具有一些自身的优势和特点：由于将升力面进行空间分布，栅格翼的弦长较短，压力中心在很宽的马赫数范围内移动距离很小，从而铰链力矩小，减轻了舵机的功率要求，有利于传动和电源装置小型化轻质化；相同外形尺寸下，栅格翼升力面积比平板翼大，并且栅格翼可以很方便地沿轴向折叠，起飞时依靠气动力展开，这是平板翼不具备的优势；采用栅格翼可节省空间尺寸，将飞行器设计更加紧凑；栅格翼具有很高的强度质量比，其较短的悬臂梁结构最大刚度面与气动载荷面重合，弯曲强度和刚度好；栅格翼将气流限制在多个固壁通道内，大迎角下不容易发生气流分离，失速特性好。
同时栅格翼也具有阻力大，亚跨音速壅塞的缺点；交错的栅格壁前缘厚度、形状等均对阻力做出贡献，造成较大的波阻；在特定马赫数下栅格内存在气流壅塞现象，形成溢流，舵效降低，影响飞行稳定性。现有的栅格翼气动优化主要着眼于格片截面形状和厚度优化、整体后掠、采用曲面型方案等，其格宽弦长比均为一个定值，在特定马赫数下难以避免出现壅塞现象，且在低马赫数时略有攻角就会出现格片间激波反射，使舵效降低，飞行器压心前移，影响飞行稳定性。
发明内容
本发明的目的是为了克服上述背景技术的不足，提供一种可减轻壅塞现象，降低阻力，提高飞行器飞行稳定性的高升力特性栅格翼。
本发明提供一种高升力特性栅格翼，包括：
框体，所述框体包括位于框体前端的前缘面、框体后端的后缘面，所述后缘面竖直设置，所述后缘面与前缘面之间的距离由上至下不恒定；
多个栅格，所述栅格设置于所述框体内部且用于连接所述前缘面和后缘面，栅格的两端分别与所述前缘面和后缘面平齐。
在上述技术方案的基础上，所述前缘面为一个倾斜设置的平面。
在上述技术方案的基础上，所述前缘面与竖直面的夹角为30°～60°。
在上述技术方案的基础上，所述前缘面为由两个倾斜平面拼接形成的弯折面，两个倾斜平面拼接处形成弯折部。
在上述技术方案的基础上，所述弯折部凸出设置于所述框体外部。
在上述技术方案的基础上，所述弯折部凹陷设置于所述框体内部。
在上述技术方案的基础上，所述前缘面为一个圆弧面。
在上述技术方案的基础上，所述圆弧面向所述框体外部凸出。
在上述技术方案的基础上，所述圆弧面向所述框体内部凹陷。
与现有技术相比，本发明的优点如下：
本发明后缘面与前缘面之间的距离由上至下不恒定，而栅格的两端分别与所述前缘面和后缘面平齐，因此栅格翼的格宽弦长比不恒定，在格宽弦长比大的部分，跨声速气流可提前越过第二临界马赫数使壅塞消失，减轻壅塞现象，并在低马赫数下减少栅格间的激波反射；在高马赫数下，栅格间激波反射较少，格宽弦长比小的部分由于具有更大的升力面，增大了升力，提高飞行器飞行稳定性；另一方面，栅格翼前缘具备一定的后掠角，正激波变为斜激波，可以有效减阻。
附图说明
图1是现有技术的栅格翼及本发明实施例的栅格翼结构主视图；
图2是现有技术的栅格翼结构右视图；
图3是本发明一个实施例的栅格翼结构右视图；
图4是本发明另一个实施例的栅格翼结构右视图；
图5是本发明另一个实施例的栅格翼结构右视图；
图6是本发明另一个实施例的栅格翼结构右视图；
图7是本发明另一个实施例的栅格翼结构右视图；
图8是现有技术的栅格翼与本发明实施例的栅格翼气动性能对比曲线，横坐标为马赫数，纵坐标为轴向力系数；
图9是现有技术的栅格翼与本发明实施例的栅格翼气动性能对比曲线，横坐标为马赫数，纵坐标为法向力系数。
附图标记：1—框体，11—前缘面，12—后缘面，13—弯折部，2—栅格。
具体实施方式
下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步的详细描述。
参见图1至图2所示，现有技术中的栅格翼，后缘面与前缘面之间的距离各处相等，即其格宽弦长比为一个固定值，格宽弦长比是影响栅格翼气动性能的一个重要参数，在一定格宽下，增加弦长有助于提升高马赫数时的升力效率，但会导致跨声速严重的壅塞现象以及低马赫时格片间激波反射，而减小弦长会使得升力面积减小，也不利于舵效发挥，所以当格宽弦长比为一个定值时，在特定马赫数难以避免出现壅塞现象，且在低马赫数时略有攻角就会出现格片间激波反射，使舵效降低，飞行器压心前移，影响飞行稳定性。
参见图3至图7所示，本发明实施例提供一种高升力特性栅格翼，包括：框体1，多个栅格2。
所述框体1包括位于框体1前端的前缘面11、框体1后端的后缘面12，所述后缘面12竖直设置，所述后缘面12与前缘面11之间的距离由上至下不恒定；所述栅格2设置于所述框体1内部且用于连接所述前缘面11和后缘面12，栅格2的两端分别与所述前缘面11和后缘面12平齐。
本发明后缘面12与前缘面11之间的距离由上至下不恒定，而栅格2的两端分别与所述前缘面11和后缘面12平齐，因此栅格翼的格宽弦长比不恒定，在格宽弦长比大的部分，跨声速气流可提前越过第二临界马赫数使壅塞消失，减轻壅塞现象，并在低马赫数下减少栅格2间的激波反射；在高马赫数下，栅格2间激波反射较少，格宽弦长比小的部分由于具有更大的升力面，增大了升力，提高飞行器飞行稳定性；另一方面，栅格翼前缘具备一定的后掠角，正激波变为斜激波，可以有效减阻。
在本实施中，优选的，所述前缘面11为一个倾斜设置的平面，进一步，前缘面11与竖直面的夹角为30°～60°；在这种情况下，栅格翼的弦长从翼根至翼梢逐渐增大或减小，可减轻壅塞现象，降低阻力，提高飞行器飞行稳定性，而为最大化提高升阻比，前缘面11与竖直面的夹角为30°～60°，即前缘后掠角为30°～60°。
在另外的实施例中，所述前缘面11为由两个倾斜平面拼接形成的弯折面，两个倾斜平面拼接处形成弯折部13，所述弯折部13凸出设置于所述框体1外部，在这种情况下，栅格翼的弦长从翼根至翼梢先逐渐增大再逐渐减小；或所述弯折部13凹陷设置于所述框体1内部，在这种情况下，栅格翼的弦长从翼根至翼梢先逐渐减小再逐渐增大。
在另外的实施例中，所述前缘面11为一个圆弧面，所述圆弧面向所述框体1外部凸出，在这种情况下，栅格翼的弦长从翼根至翼梢先逐渐增大再逐渐减小；或所述圆弧面向所述框体1内部凹陷，在这种情况下，栅格翼的弦长从翼根至翼梢先逐渐减小再逐渐增大。前缘面11的结构还有其它结构形式，未一一列举出来。
参见图8至图9，现有技术的栅格翼与本发明实施例的栅格翼气动性能对比曲线图，计算了两个栅格翼在8°攻角，0.4～3Ma下的轴向力系数、法向力系数，进行对比。图8显示，本发明实施例的栅格翼升力系数比现有技术的栅格翼高，在0.8Ma附近壅塞现象更弱，升力系数降低更小；图9显示，本发明实施例的栅格翼的轴向力系数在0.4-3Ma均小于现有技术的栅格翼。可见，本发明的高升力特性栅格翼，可有效减轻壅塞现象，改善了升力特性，并降低阻力。
本领域的技术人员可以对本发明实施例进行各种修改和变型，倘若这些修改和变型在本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则这些修改和变型也在本发明的保护范围之内。
说明书中未详细描述的内容为本领域技术人员公知的现有技术。

Claims (9)

1.一种高升力特性栅格翼，其特征在于，包括：
框体(1)，所述框体(1)包括位于框体(1)前端的前缘面(11)、框体(1)后端的后缘面(12)，所述后缘面(12)竖直设置，所述后缘面(12)与前缘面(11)不平行；
多个栅格(2)，所述栅格(2)设置于所述框体(1)内部且用于连接所述前缘面(11)和后缘面(12)，栅格(2)的两端分别与所述前缘面(11)和后缘面(12)平齐。
2.如权利要求1所述的高升力特性栅格翼，其特征在于：所述前缘面(11)为一个倾斜设置的平面。
3.如权利要求2所述的高升力特性栅格翼，其特征在于：所述前缘面(11)与竖直面的夹角为30°～60°。
4.如权利要求1所述的高升力特性栅格翼，其特征在于：所述前缘面(11)为由两个倾斜平面拼接形成的弯折面，两个倾斜平面拼接处形成弯折部(13)。
5.如权利要求4所述的高升力特性栅格翼，其特征在于：所述弯折部(13)凸出设置于所述框体(1)外部。
6.如权利要求4所述的高升力特性栅格翼，其特征在于：所述弯折部(13)凹陷设置于所述框体(1)内部。
7.如权利要求1所述的高升力特性栅格翼，其特征在于：所述前缘面(11)为一个圆弧面。
8.如权利要求7所述的高升力特性栅格翼，其特征在于：所述圆弧面向所述框体(1)外部凸出。
9.如权利要求7所述的高升力特性栅格翼，其特征在于：所述圆弧面向所述框体(1)内部凹陷。
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5048773A (en) * 1990-06-08 1991-09-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Curved grid fin
US7114685B1 (en) * 2004-06-01 2006-10-03 Deutsches Zentrum Fur Luft-Und Wing for an aircraft or spacecraft
US20070102568A1 (en) * 2005-07-21 2007-05-10 Raytheon Company Ejectable aerodynamic stability and control
CN203005743U (zh) * 2012-12-12 2013-06-19 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种曲面形栅格翼

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5048773A (en) * 1990-06-08 1991-09-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Curved grid fin
US7114685B1 (en) * 2004-06-01 2006-10-03 Deutsches Zentrum Fur Luft-Und Wing for an aircraft or spacecraft
US20070102568A1 (en) * 2005-07-21 2007-05-10 Raytheon Company Ejectable aerodynamic stability and control
CN203005743U (zh) * 2012-12-12 2013-06-19 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种曲面形栅格翼

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
邓帆;陈少松: "栅格翼外形特征对减阻影响的研究", 《实验流体力学》 *

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