CN112339988B - 一种等载荷的三片式翼梢帆片结构及其设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于飞机机翼技术领域，具体涉及一种等载荷的三片式翼梢帆片结构及其设计方法。包括机翼翼尖和在机翼翼尖上前后安装的三个翼梢帆片；三个翼梢帆片采用正弯度12％‑14％厚度翼型，帆片根弦弦长为22％±1％Ct，其中Ct为机翼翼尖弦长，帆片的展长为19％±1％Ct，帆片的梢根比为0.6±0.05；从前到后三个翼梢帆片的安装角分别为‑5°±0.3°、‑1°±0.3°和0°±0.3°，使得在设计飞行迎角时三个翼梢帆片基于自身翼面积的法向力系数为0.4±0.02。本发明在3个帆片上载荷相当，各自产生了3个强度相当且同向旋转的小涡流，3个小涡流相互干扰、削弱，降低了总的机翼翼尖涡流强度。

Description

一种等载荷的三片式翼梢帆片结构及其设计方法
技术领域
本发明属于飞机机翼技术领域，具体涉及一种等载荷的三片式翼梢帆片结构及其设计方法。
背景技术
运输类飞机巡航飞行时气动阻力的约40％为诱导阻力，诱导阻力的产生是由于气流在机翼上、下翼面压力差作用下，在机翼翼尖处形成翼尖涡，导致能量损失并使机翼法向力在逆向飞行方向产生了力的分量。
上世纪70年代，英国的Spillman提出了翼梢帆片的概念，即利用翼尖涡核心区域强烈涡流，在此区域内设置多个小翼面，在小翼面上产生的升力具有指向飞行方向的分量，从而起到气动减阻以及削弱翼尖涡流的作用。上世纪90年代，我国的运5B型飞机机翼翼尖也加装过翼梢帆片，降低了诱导阻力。
这些翼梢帆片早期的研究和应用主要基于风洞试验和飞行试验，采用试凑法及经验设计，没有进行精细优化设计和研究。早期的机翼翼梢帆片受到研究方法的限制，不能获得并优化每一个帆片的受载情况，对机翼翼尖区域的流动情况也不掌握，所设计的翼梢帆片主要依据试凑法或经验设计得到，减阻效果有限，有较大的提升空间。
发明内容
本发明的目的在于提供一种等载荷的三片式翼梢帆片结构及其设计方法。
实现本发明目的的技术解决方案为：一种等载荷的三片式翼梢帆片结构，包括机翼翼尖和在机翼翼尖上前后安装的三个翼梢帆片；
所述三个翼梢帆片采用正弯度12％-14％厚度翼型，帆片根弦弦长为22％±1％Ct，其中Ct为机翼翼尖弦长，帆片的展长为19％±1％Ct，帆片的梢根比为0.6±0.05；
从前到后三个翼梢帆片的安装角分别为-5°±0.3°、-1°±0.3°和0°±0.3°，使得在设计飞行迎角时三个翼梢帆片基于自身翼面积的法向力系数为0.4±0.02，从前到后三个翼梢帆片在高度方向上从高到低布置，高度差为2％～3％Ct，且在前后方向保持6％～8％Ct间距。
一种上述的翼梢帆片结构的设计方法，包括如下步骤：
步骤(1)：建立机翼、机翼翼尖和帆片的外形数模；
步骤(2)：设计三个翼梢帆片的安装位置并安装；
步骤(3)：分别求得三个帆片在机翼设计迎角下，基于自身面积的法向力系数，检查其法向力系数是否在0.38-0.42范围之内；
步骤(4)：如果某个帆片法向力系数不在0.38-0.42范围之内，改变所述帆片的安装角并重复步骤(3)，直到满足三个帆片法向力系数均在0.38-0.42范围之内；
步骤(5)：获得优化的等载荷的三片式翼梢帆片。
进一步的，所述步骤(2)设计三个翼梢帆片的安装位置并安装具体为：给定三个翼梢帆片的猜想安装角，将翼梢帆片按从高到低，高度差为2％～3％Ct，且在前后方向保持6％～8％Ct间距的安装至机翼翼尖。
进一步的，所述步骤(3)中“分别求得三个帆片在机翼设计迎角下，基于自身面积的法向力系数”采用的计算方法为：采用数值计算软件，基于RANS方法进行数值求解。
进一步的，所述数值计算软件为FLUENT。
本发明与现有技术相比，其显著优点在于：
(1)本发明的设计方法基于CFD技术，准确获取了每一个翼梢帆片的载荷情况和翼尖区域的流场特性，在此基础上优化翼梢帆片参数，获得了各帆片载荷相当、量值适中的配置方案，气动减阻量较大且机翼整体载荷增加较小。
(2)本发明的等载荷的三片式翼梢帆片在3个帆片上载荷相当，各自产生了3个强度相当且同向旋转的小涡流，3个小涡流相互干扰、削弱，降低了总的机翼翼尖涡流强度，从而减小了能量耗散并降低了诱导阻力；在飞机典型巡航飞行状态(升力系数CL＝0.7)，阻力系数相对无帆片的基准机翼降低了6.6％，机翼翼根弯矩的增量为4.2％，翼梢帆片减阻的效果较大而翼根弯矩增量相对较小。
附图说明
图1为本发明的等载荷的三片式翼梢帆片结构示意图。
图2为本发明的等载荷的三篇式翼梢帆片翼尖涡系与基准机翼涡系的对比图。
图3为本发明的等载荷的三片式翼梢帆片与基准机翼的阻力特性对比图。
附图标记说明：
1-机翼，2-机翼翼尖，3-帆片Ⅰ，4-帆片Ⅱ，5-帆片Ⅲ。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细描述。
如图1所示，在原始的基准机翼翼尖2上前后安装了3个翼梢帆片。
所述3个翼梢帆片基本外形一致，三个翼梢帆片均采用正弯度12％-14％厚度翼型，帆片根弦弦长为22％±1％Ct(Ct为机翼翼尖弦长)，展长为19±1％％Ct，梢根比为0.6±0.05。
三个翼梢帆片从前到后依次为帆片Ⅰ1、帆片Ⅱ2和帆片Ⅲ3，帆片Ⅰ1、帆片Ⅱ2和帆片Ⅲ3的安装角分别为-5°±0.3°、-1°±0.3°和0°±0.3°，使得在设计飞行迎角时三个帆片基于自身翼面积的法向力系数为0.4±0.02。
帆片Ⅰ1、帆片Ⅱ2和帆片Ⅲ3在高度方向上从高到低布置，高度差为2％～3％Ct，且在前后方向保持一定间距。
一种三片式翼梢帆片的设计方法，
包括以下步骤：
(1)建立机翼、机翼翼尖和帆片的外形数模；
(2)给定帆片1、2、3的猜想安装角，例如-6°、-3°、0°，将翼梢帆片按从高到低，高度差为2％～3％Ct，且在前后方向保持6％～8％间距的布置特点安装至机翼翼尖；
(3)采用数值计算软件如FLUENT，基于RANS方法进行数值求解，分别求得三个帆片在机翼设计迎角(如3°)下，基于自身面积的法向力系数，检查其法向力系数是否在0.38-0.42范围之内；
(4)如果某个帆片法向力系数不在0.38-0.42范围之内，适当增减此帆片的安装角并重复步骤(3)，直到满足3个帆片法向力系数均在0.38-0.42范围之内；
(5)获得优化的三片式翼梢帆片方案。
本发明等载荷的三片式翼梢帆片在3个帆片上载荷相当，各自产生了3个强度相当且同向旋转的小涡流，3个小涡流相互干扰、削弱，降低了总的机翼翼尖涡流强度，从而减小了能量耗散并降低了诱导阻力，翼尖涡系的示意图见图2。CFD研究表明在飞机典型巡航飞行状态(升力系数CL＝0.7),阻力系数相对无帆片的基准机翼降低了6.6％，机翼翼根弯矩的增量为4.2％，阻力特性曲线见图3。翼梢帆片减阻的效果较大而翼根弯矩增量相对较小。

Claims (5)

1.一种等载荷的三片式翼梢帆片结构，其特征在于，包括机翼翼尖（2）和在机翼翼尖（2）上前后安装的三个翼梢帆片；
所述三个翼梢帆片采用正弯度12%-14%厚度翼型，帆片根弦弦长为22%±1%Ct，其中Ct为机翼翼尖弦长，帆片的展长为19% ±1%Ct，帆片的梢根比为0.6±0.05；
从前到后三个翼梢帆片的安装角分别为-5°±0.3°、-1°±0.3°和0°±0.3°，使得在机翼设计迎角下、三个翼梢帆片基于自身翼面积的法向力系数为0.4±0.02，从前到后三个翼梢帆片在高度方向上从高到低布置，高度差为2%～3%Ct，且在前后方向保持6%～8%Ct间距。
2.一种权利要求1所述的翼梢帆片结构的设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤（1）：建立机翼（1）、机翼翼尖（2）和帆片的外形数模；
步骤（2）：设计三个翼梢帆片的安装位置并安装；
步骤（3）：分别求得三个帆片在机翼设计迎角下，基于自身面积的法向力系数，检查其法向力系数是否在0.38-0.42范围之内；
步骤（4）：如果某个帆片法向力系数不在0.38-0.42范围之内，改变所述帆片的安装角并重复步骤（3），直到满足三个帆片法向力系数均在0.38-0.42范围之内；
步骤（5）：获得优化的等载荷的三片式翼梢帆片。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述步骤（2）设计三个翼梢帆片的安装位置并安装具体为：给定三个翼梢帆片的猜想安装角，将翼梢帆片按从高到低，高度差为2%～3%Ct，且在前后方向保持6%～8%Ct间距的安装至机翼翼尖（2）。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述步骤（3）中“分别求得三个帆片在机翼设计迎角下，基于自身面积的法向力系数”采用的计算方法为：采用数值计算软件，基于RANS方法进行数值求解。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述数值计算软件为FLUENT。
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