CN110641726A - 一种快速确定飞机机翼安装角的方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于常规气动布局飞机的气动布局技术，涉及一种确定常规气动布局飞机机翼安装角的方法。本发明快速确定飞机机翼安装角的方法是先给定一个初步机翼安装角，仅需已知零迎角翼/身组合体俯仰力矩系数，由全机俯仰力矩平衡条件求出平尾升力系数，在已知平尾升力系数和翼/身组合体升力系数的情况下，求出全机升力系数；再给定一系列的机翼安装角，得到机身迎角为零、全机俯仰力矩系数为零条件下的全机升力系数与机翼安装角的关系；再基于巡航设计点条件，根据巡航全机升力系数，插值确定最终机翼安装角。本发明方法计算量小，能够直接、快速确定传统气动布局机翼安装角的大小，有效节省气动特性计算或风洞试验工作量，具有较大实际应用价值。

Description

一种快速确定飞机机翼安装角的方法

技术领域

本发明属于常规气动布局飞机的气动布局技术，涉及一种确定常规气动布局飞机机翼安装角的方法。

背景技术

在飞机气动布局设计时，需确定机翼安装角，机翼安装角为机翼根部弦线与飞机机身构造水平线的夹角。机翼安装角为飞机气动布局设计的一个基本参数，对飞机气动布局有重要影响。

通常机翼安装角确定方法有两种：(1)通过统计同类别飞机的机翼安装角直接确定机翼安装角；(2)通过全机变机翼安装角和平尾安装角的气动计算或风洞试验确定机翼安装角。

第一种方法优点是简单，缺点是没有考虑飞机设计参数的具体影响，是按统计平均值确定的。第二种方法优点是考虑了飞机设计参数对机翼安装角的影响，缺点是气动计算或风洞试验工作量大、周期长。

在教科书中，例如在埃格伯特·托伦贝克所著的《亚音速飞机设计总论》 (航空航天工业部民用飞机系统工程司，1990)中论述了机翼安装角选择准则，即在巡航设计点飞行时机身轴线或客舱地板水平，得到了考虑翼/身干扰、机身升力和配平载荷的机翼安装角确定方法，但在机翼安装角确定方法中涉及到翼/ 身组合体升力线斜率，为得到翼/身组合体升力线斜率也增加了气动计算或风洞试验的工作量，方法复杂，周期较长。

经专利检索和查新，现有技术很少有对安装角的确定方法进行研究的，绝大部分涉及技术均直接给出安装角角度，如：

(1)水陆两栖飞机机翼

专利号：CN302496405S，申请人：中航通飞研究院有限公司

内容：该专利为外观设计专利。该外观设计专利的设计要点是：机翼为大展弦比梯形翼，由中央翼、外翼两部分组成。其中，中央翼为矩形，外翼为梯形，机翼安装角5度。增升装置采用单缝襟翼，在外翼上设置绕流片和副翼。

对比分析：该外观设计专利。在外观设计专利中直接给出了机翼安装角，不涉及机翼安装角确定方法。

(2)弹射式长距离飞机模型

专利号：CN12149238Y，申请人：张俊生

内容：该专利为实用新型专利。该实用新型专利是一种航模比赛用飞机模型，其机身、机翼和尾翼是硬质薄塑料板制成，机翼是空心内有加强筋，两机翼的夹角为135°－145°，而机翼安装角为1.5°－2.5°，同时机头装有防撞的弹性套，此种构造的飞机模型的优点是飞行距离可长达250米，高度可达30 米，寿命长。

对比分析：该专利为实用新型专利，直接给出了机翼安装角，没有阐述机翼安装角的确定方法。

然而现有技术专利号：CN107862128A：一种三栖气垫船的机翼安装角度的获取方法，申请人：张家港江苏科技大学产业技术研究院。该专利为发明专利，公开了一种三栖气垫船的机翼安装角度的获取方法。该发明专利应用Gambit 软件对气垫船流场进行网格划分，用Fluent软件进行气动特性计算，设计准则是整个气垫船升阻比最大，根据气动特性计算结果确定升阻比最大的攻角，从而确定相应的机翼安装角。该发明是对整个三栖气垫船的气动特性进行计算，由于平尾的配平升力和阻力会影响整个气垫船的升阻比，应迭代确定机翼安装角，整体程序复杂，计算量较大，计算周期长。

发明内容

本发明目的是：

提供一种计算量小，能够直接、快速确定传统气动布局机翼安装角的方法，有效节省气动特性计算或风洞试验工作量。

本发明的技术方案是：

一种快速确定飞机机翼安装角的方法，其先给定一个初步机翼安装角，根据平尾升力系数对全机俯仰力矩系数和全机升力系数的影响，仅需已知零迎角翼/身组合体俯仰力矩系数，由全机俯仰力矩平衡条件求出平尾升力系数，在已知平尾升力系数和翼/身组合体升力系数的情况下，根据全机升力平衡条件，求出全机升力系数；再给定一系列的机翼安装角，得到机身迎角为零、全机俯仰力矩系数为零条件下的全机升力系数与机翼安装角的关系；再基于巡航设计点条件，根据给定的巡航全机升力系数，利用全机升力系数与机翼安装角的关系，插值确定最终机翼安装角。

给定系列机翼安装角

时，采用风洞试验或气动计算方法求出在机身迎角α_F＝0°时每一个机翼安装角对应的c_{m FW 0}和c_{l FW 0}，再计算得到平尾升力系数 c_{l HT 0}以及相应的全机升力系数c_{l FWH 0}。

采用风洞试验测试机身迎角α_F＝0°时每一个机翼安装角对应的c_{m FW 0}和 c_{l FW 0}时，将翼/身组合体试验模型安装在风洞内，并使用测力天平，对翼/身组合体试验模型所受到的气动力进行测量，得到其风洞测力试验c_{m FW 0}和c_{l FW 0}。

气动计算方法求出在机身迎角α_F＝0°时每一个机翼安装角对应的c_{m FW 0}和 c_{l FW 0}时，采用CFD方法计算翼/身组合体试验模型流场，得到其c_{m FW 0}和c_{l FW 0}。

机身迎角为零时，全机俯仰力矩系数

式中c_{m FW 0}为机身迎角α_F＝0°时的翼/身组合体俯仰力矩系数；c_{l HT 0}为机身迎角α_F＝0°时的平尾升力系数，向上为正；

为平尾力臂与平均气动弦的比值。

当全机俯仰力矩系数为零时，全机升力系数c_{l FWT 0}＝c_{l FW 0}+c_{l HT 0}。

所述巡航全机升力系数c_{l cr design}＝2G/(ρV²S)，G为飞机重量，ρ为空气密度， V为巡航速度，S为机翼面积。

平尾距全机重心的纵向距离远大于距全机重心的垂向距离；机翼面积远大于平尾面积。

本发明的优点是：

简化常规气动布局飞机的机翼安装角确定程序，仅需通过计算和风洞试验得到的不同机翼安装角的翼/身组合体零迎角气动特性，就能快速确定机翼安装角，节省气动特性计算或风洞试验工作量。

而本发明设计准则是巡航升力系数给定、机身俯仰角为零、全机俯仰力矩系数为零。

附图说明

图1为飞机机翼安装角示意图；

图2为迎角为零时全机升力系数与机翼安装角的关系。

具体实施方式

为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，以下结合附图及具体实施例，对本申请作进一步地详细说明。为简单起见，以下描述中省略了本领域技术人员公知的某些技术特征。

某实施案例中，本发明将常规布局民用飞机的全机气动特性分解成翼/身组合体气动特性和平尾气动特性，基于巡航设计点条件，即巡航升力系数给定、机身俯仰角为零、全机俯仰力矩为零，通过适当的假设，合理地利用翼/身组合体零迎角的俯仰力矩和升力特性数据，快速确定机翼安装角。

其中，常规气动布局飞机的特点是：

(1)平尾距全机重心的纵向距离远大于距全机重心的垂向距离；

(2)机翼面积远大于平尾面积。

根据上述常规气动布局飞机特点，可以得到常规气动布局飞机气动特性特点：

(1)机翼通过速度阻滞和下洗影响平尾气动特性，而平尾对机翼气动特性的影响可忽略不计；

(2)按奥斯道斯拉夫斯基所著的《飞机空气动力学》所述：可认为常规气动布局飞机的平尾升力作用点在1/4平均气动弦处，即认为平尾压力中心与气动中心重合，这是因为在平尾气动特性线性变化范围内绕平尾1/4平均气动弦处的平尾俯仰力矩基本不变，并且与翼/身组合体和平尾的俯仰力矩相比，其量值很小，可忽略不计；

(3)平尾阻力对全机俯仰力矩的影响小，可忽略不计。这是因为平尾阻力与平尾升力相比是小量，而平尾距全机重心的纵向距离远大于距全机重心的垂向距离。

基于常规气动布局飞机气动特性上述特点，可以仅考虑平尾升力对全机俯仰力矩的影响，而不需考虑平尾阻力和绕平尾1/4平均气动弦处的平尾俯仰力矩对全机俯仰力矩的影响。

在确定机翼安装角时，先给定一个机翼安装角，研究平尾升力对全机俯仰力矩和全机升力的影响。无论平尾处的流场是什么样的，平尾升力都是要配平翼/身组合体的俯仰力矩。这样，就可以不考虑平尾处的流场，仅需已知零迎角翼/身组合体俯仰力矩，就可由全机俯仰力矩平衡条件求出平尾升力。在已知平尾升力和翼/身组合体升力的情况下，根据全机升力平衡条件，就可求出全机升力。

给定一系列的机翼安装角，得到机身迎角为零、全机俯仰力矩为零条件下的全机升力与机翼安装角的关系，根据给定的全机升力，插值确定机翼安装角。

其中迎角为零时全机升力系数是根据迎角为零的翼/身组合体风洞试验或气动计算数据得到的。

对于民用常规布局飞机(见图1)，通常，巡航时机身俯仰角θ_F＝0°，即机身迎角α_F＝0°。平尾处迎角

因平尾安装角

和平尾下洗角ε_HT都很小，

因此，仅考虑平尾升力对全机俯仰力矩贡献，忽略平尾阻力产生的俯仰力矩，且不考虑垂尾对俯仰力矩的贡献，得到机身迎角α_F＝0°时全机俯仰力矩系数

式中c_{m FW 0}为机身迎角α_F＝0°时的翼/身组合体俯仰力矩系数；c_{l HT 0}为机身迎角α_F＝0°时的平尾升力系数，向上为正；

为平尾力臂与平均气动弦的比值。

在巡航飞行时，c_{m FWT 0}＝0，即

求出机身迎角α_F＝0°时的平尾升力系数

全机升力系数

c_{l FWT 0}＝c_{l FW 0}+c_{l HT 0} (2)

其中，c_{l FW 0}为翼/身组合体升力系数，根据巡航设计升力系数，按机身迎角α_F＝0°时全机升力系数c_{m FW 0}与机翼安装角

的关系，求出机翼安装角

本发明快速确定飞机机翼安装角的方法，具体实施时，过程如下：

(1)选择几个机翼安装角

采用风洞试验或气动计算方法求出在机身迎角α_F＝0°时每一个机翼安装角对应的c_{m FW 0}和c_{l FW 0}；

(2)对于每一个机翼安装角

根据步骤(1)得到的c_{m FW 0}和c_{l FW 0}，按式(1)求出平尾升力系数c_{l HT 0}，按式(2)求出全机俯仰力矩平衡的全机升力系数c_{l FWH 0}；

(3)以全机升力系数c_{l FWH 0}为纵坐标，机翼安装角

为横坐标，按步骤 (1)选择的机翼安装角

及其对应的步骤(2)得到的全机升力系数c_{l FWH 0}，绘制图2所示的曲线；

(4)根据巡航速度，计算巡航设计升力系数c_{l cr design}＝2G/(ρV²S)，其中， G为飞机重量，ρ为空气密度，V为巡航速度，S为机翼面积；

(5)根据步骤(4)得到巡航设计升力系数c_{l cr design}，根据按步骤(3)得到的图2，插值即可求出对应于设计巡航速度的机翼安装角

综上所述，本发明快速确定飞机机翼安装角的方法构思巧妙，易于实施，特别是所需要计算量少，速度快，而且精度较高，能够快速、直接得到常规气动布局飞机机翼安装角。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内，且本发明说明书未记载或未详尽部分内容均为常规技术。

Claims (8)

1.一种快速确定飞机机翼安装角的方法，其特征在于，先给定一个初步机翼安装角，根据平尾升力系数对全机俯仰力矩系数和全机升力系数的影响，仅需已知零迎角翼/身组合体俯仰力矩系数，由全机俯仰力矩平衡条件求出平尾升力系数，在已知平尾升力系数和翼/身组合体升力系数的情况下，根据全机升力平衡条件，求出全机升力系数；再给定一系列的机翼安装角，得到机身迎角为零、全机俯仰力矩系数为零条件下的全机升力系数与机翼安装角的关系，再基于巡航设计点条件，根据给定的巡航全机升力系数，利用全机升力系数与机翼安装角的关系，插值确定最终机翼安装角。

2.根据权利要求1所述的快速确定飞机机翼安装角的方法，其特征在于，给定系列机翼安装角

时，采用风洞试验或气动计算的方法求出在机身迎角α_F＝0°时每一个机翼安装角对应的c_{m FW 0}和c_{l FW 0}，再计算得到平尾升力系数c_{l HT 0}以及相应的全机升力系数c_{l FWH 0}。

3.根据权利要求2所述的快速确定飞机机翼安装角的方法，其特征在于，采用风洞试验测试机身迎角α_F＝0°时每一个机翼安装角对应的c_{m FW 0}和c_{l FW 0}时，将翼/身组合体试验模型安装在风洞内，并使用测力天平，对翼/身组合体试验模型所受到的气动力和力矩进行测量，得到其风洞测力试验c_{m FW 0}和c_{l FW 0}。

4.根据权利要求2所述的快速确定飞机机翼安装角的方法，其特征在于，气动计算的方法求出在机身迎角α_F＝0°时每一个机翼安装角对应的c_{m FW 0}和c_{l FW 0}时，采用CFD方法计算翼/身组合体试验模型流场，得到其c_{m FW 0}和c_{l FW 0}。

5.根据权利要求1所述的快速确定飞机机翼安装角的方法，其特征在于，机身迎角为零时，全机俯仰力矩系数

式中c_{m FW 0}为机身迎角α_F＝0°时的翼/身组合体俯仰力矩系数；c_{l HT 0}为机身迎角α_F＝0°时的平尾升力系数，向上为正；

为平尾力臂与平均气动弦的比值。

6.根据权利要求1所述的快速确定飞机机翼安装角的方法，其特征在于，当全机俯仰力矩系数为零时，全机升力系数c_{l FWT 0}＝c_{l FW 0}+c_{l HT 0}。

7.根据权利要求1所述的快速确定飞机机翼安装角的方法，其特征在于，所述巡航全机升力系数c_{l cr design}＝2G/(ρV²S)，G为飞机重量，ρ为空气密度，V为巡航速度，S为机翼面积。

8.根据权利要求1所述的快速确定飞机机翼安装角的方法，其特征在于，平尾距全机重心的纵向距离大于距全机重心的垂向距离；机翼面积大于平尾面积。

Images