CN113044205A - 可变机翼前缘弯度 - Google Patents

Abstract

可变机翼前缘弯度。所公开的方法减小了在一定速度下航行的翼型上的波阻。翼型的至少一部分被构造成能够选择性地在第一位置与第二位置之间移动。第一位置是中性位置，并且第二位置在翼型的前缘附近生成冲击波。该方法包括以下步骤：当速度小于第一极限时，将翼型维持在第一位置；以及当速度大于第一极限时，将翼型移动到第二位置。

Description

可变机翼前缘弯度

技术领域

本公开总体上涉及翼型。更具体地，本公开涉及一种减小翼型上的波阻的方法。

背景技术

在航空学中，当飞机周围的所有气流都比声速慢时，飞机被认为在亚音速(即，小于1.0马赫的速度)下航行。通常，亚音速飞机速度被认为是小于0.8马赫的速度。对于通常被认为在0.8马赫至1.2马赫范围内的跨音速飞机速度，飞机周围的气流的一部分比1.0马赫慢，并且飞机周围的气流的一部分比1.0马赫快。超过1.2马赫(且小于1.5马赫)的速度时，飞机被认为在超音速速度下航行，因为飞机周围的所有气流都比1.0马赫快。

大多数现代喷气飞机被设计成在跨音速状态下以高速巡航(HSC)速度运行，其中，民用喷气飞机通常具有在0.75马赫至0.85马赫的范围内的HSC速度。尽管更高的HSC速度是可能的，但伴随这些更高速度的阻力急剧增加会导致更高的燃料成本。结果，HSC速度很大程度上受经济学驱动。

为了增加范围并使燃料消耗最小化，飞机机翼通常被设计为使升阻比最大化。对于在高亚音速或跨音速马赫数下飞行的飞机，在机翼表面上生成冲击波。这些冲击波产生波阻，这是总飞机阻力的重要部分，并且可能严重限制飞机的HSC速度。波阻还可能引起稳定性和控制问题，诸如过早的抖振边界、侧向稳定性问题、控制表面失效、副翼反转等。

图1示出了在跨音速速度下航行的常规翼型50。翼型的形状引起在翼型的上表面的前部部分上的超音速流，并且在翼型的上表面上生成强冲击波。强冲击波产生不期望的波阻，这会降低飞机的效率，并增加运行成本。

用于减小波阻的一些现有解决方案采用了这样的机翼翼型，该机翼翼型被特别地成形为使在跨音速飞行中在机翼上形成的冲击波的强度最小化。一种这样的解决方案是已知的超临界翼型60，其在图2中被示出为在跨音速速度下航行。与图1中所示的常规翼型相比，超临界翼型具有较大的机头半径62、较平坦的上表面64和带弯度的后缘66。这些特征使边界层分离在翼型60上进一步向后移动，从而导致冲击波较弱且波阻较小。

其他解决方案包括使用可变弯度后缘装置以减少总机翼阻力(包括波阻)。这些方法和其他方法的有效性受到机翼几何形状(包括机翼扫掠和厚度特性)的限制。

发明内容

所公开的方法的实施例减小了在一定速度下航行的翼型上的波阻。翼型的至少一部分被构造成能够选择性地在第一位置与第二位置之间移动。第一位置是中性位置，并且第二位置在翼型的前缘附近生成冲击波。该方法包括以下步骤：当速度小于第一极限时，将翼型维持在第一位置；以及当速度大于第一极限时，将翼型移动到第二位置。

在实施例中，将翼型移动到第二位置的步骤包括将前缘移动到升高位置。

在实施例中，冲击波在翼型的上表面上生成。

在实施例中，翼型还被构造成能够选择性地移动到第三位置，所述第三位置在前缘附近在翼型的下表面上生成冲击波。

在实施例中，该方法还包括以下步骤：当速度小于第二极限时，将前缘移动到第三位置。

在实施例中，翼型还包括可变弯度后缘，该可变弯度后缘能够选择性地在中性位置与降低位置之间移动，并且该方法还包括以下步骤：当速度大于第三极限时，将后缘维持在中性位置；以及当速度小于第三极限时，将后缘移动到降低位置。

在实施例中，翼型是飞机机翼。

方法的第二代表性实施例减小了在一定速度下航行的飞机的机翼上的波阻。机翼的至少一部分是具有可变弯度前缘的机翼，该可变弯度前缘能够选择性地在中性位置、向上弯曲(up-droop)位置与向下弯曲(down-droop)位置之间移动。该方法包括以下步骤：当速度大于第一极限时，将前缘移动到向上弯曲位置，其中，将前缘移动到向上弯曲位置在前缘附近生成冲击波，以减小波阻。该方法还包括以下步骤：当速度小于第一极限且大于第二极限时，将前缘维持在中性位置。

在实施例中，该方法还包括以下步骤：当速度小于第二极限时，将前缘移动到向下弯曲位置。

在实施例中，翼型还包括可变弯度后缘，该可变弯度后缘能够选择性地在中性位置与向下弯曲位置之间移动。该方法还包括以下步骤：当速度小于第三极限时，将后缘移动到向下弯曲位置；以及当速度大于第三极限时，将后缘维持在中性位置。

提供本发明内容是为了以简化形式介绍概念的选择，这将在以下具体实施方式中进一步描述。本发明内容不旨在标识所要求保护的主题的关键特征，也不旨在用于帮助确定所要求保护的主题的范围。

附图说明

当结合附图考虑时，通过参考以下详细描述，所公开的主题的前述方面和许多附带优点将变得更加容易理解，其中：

图1示出了在高亚音速速度或跨音速速度下航行的常规翼型的气流特性；

图2示出了在高亚音速速度或跨音速速度下航行的已知的超临界翼型的气流特性；

图3示出了根据本公开的可变弯度翼型的代表性实施例，其中，前缘处于向上弯曲位置，而后缘处于中性位置；

图4示出了图3的翼型，其中，前缘处于向下弯曲位置，而后缘处于中性位置；

图5示出了图3的翼型，其中，前缘处于中性位置，而后缘处于向下弯曲位置；

图6示出了图3的翼型，其中，前缘处于中性位置，而后缘处于向上弯曲位置；

图7示出了在高亚音速速度或跨音速速度下航行的图3的翼型的气流特性，其中，前缘处于向上弯曲位置，而后缘处于向下弯曲位置；

图8示出了沿着图7的翼型的上表面和下表面的表面压力系数的曲线图；

图9示出了图7的翼型与其他翼型构造相比的阻力上升的曲线图；

图10示出了在0.7马赫下的图7的翼型的升阻比(L/D)相对于升力系数(CL)的曲线图；

图11示出了在0.74马赫下的图7的翼型的L/D相对于CL的曲线图；以及

图12示出了在0.78马赫下的图7的翼型的L/D相对于CL的曲线图。

具体实施方式

下面结合附图阐述的详细描述(其中，相同的附图标记表示相同的元件)旨在作为所公开的主题的各种实施例的描述，而并非旨在表示唯一的实施例。本公开中所描述的每一个实施例仅作为示例或说明而提供，并且不应被解释为比其他实施例优选或有利。本文中所提供的说明性示例并非旨在是穷举的或将所要求保护的主题限制为所公开的精确形式。

除非另有限定，否则本文中所使用的所有技术和科学术语具有与本公开领域的技术人员通常所理解的相同的含义。为了清楚起见，下面列出本文中所使用的几个术语的缩写以及该术语的含义的简要描述。该描述并非旨在是穷举的，并且不应被视为对术语的限制，因为它们是本领域普通技术人员将理解的术语。

CL(升力系数)：升力L除以以下量：密度r乘以速度V的平方的一半乘以机翼面积A。升力系数表示升力与由动压力乘以面积产生的力之比。

L/D(升阻比)：由翼型生成的升力与其阻力相比的量。升阻比用于表达升力与阻力之间的关系，并且通过将升力系数除以阻力系数(CL/CD)来确定。升阻比表示翼型效率。

RE(雷诺数)：无量纲数，其表示给定流动条件下的惯性力与粘性力之比。

Cp(压力系数)：无量纲数，其描述流体动力学中的整个流场的相对压力。流体流场中的每一个点都具有其独特的压力系数Cp。

下面根据本公开的技术和方法阐述用于飞机的可变弯度机翼的示例。所公开的机翼在本文中也被称为更通用的术语“翼型”，其中，可以理解的是所公开的主题不限于飞机机翼，并且可以利用具有翼型形状的其他空气动力学表面来实施。在实施例中，飞机机翼的一部分是可变弯度翼型，其包括选择性可调节前缘。当飞机在高亚音速速度或跨音速速度下航行时，前缘可以从中性位置升高到“向上弯曲”位置。

现在参考图3至图6，示出了根据本公开的可变弯度翼型100的代表性实施例。当处于中性位置时，翼型具有常规翼型的大体形状，其具有上表面102、下表面104、前缘106、后缘108以及从前缘延伸到后缘的翼弦线120。

如图3和图4中所示，翼型100的前缘106能够绕着前铰接点110旋转，以能够选择性地从中性位置(以虚线示出)移动到向上弯曲位置(图3)和向下弯曲位置(图4)。当翼型100处于图3的向上弯曲位置时，局部凹入的不连续部112形成在翼型100的上表面102的前部部分上。类似地，当翼型100处于图4的向下弯曲位置时，局部凹入的不连续部114形成在翼型100的下表面104的前部部分上。参考图5和图6，翼型100的后缘108能够绕着铰链点112旋转，以能够选择性地从中性位置(以虚线示出)移动到向上弯曲位置(图5)和向下弯曲位置(图6)。

图7示出了所公开的具有可变前缘弯度的翼型的实施例周围的气流。如前文讨论的，在高亚音速速度或跨音速速度下航行的翼型在翼型的上表面上生成冲击波，这又生成不想要的波阻。如图3中所示，图7的翼型的前缘处于向上弯曲位置，从而导致局部凹入的不连续部112。当沿着翼型的上表面的气流为超音速时，不连续部112产生倾斜冲击波，该冲击波在图7中由上表面的前端处的较高速度气流指示。图7中所示的倾斜冲击波减小了翼型的上表面上的流速。以这种方式使流速减速削弱了后冲击波，从而减小了由后冲击波引起的波阻。然而，所引起的前倾斜冲击波也给予其自身的阻力损失，其中，前倾斜冲击波的强度越大，则阻力损失越大。因此，所引起的前倾斜冲击波的强度应足够强以减小产生后冲击波的阻力波，但又应足够弱以不引起过大的阻力以致所增加的阻力抵消阻力的减小，从而导致阻力的整体增加。

对于给定的马赫数，拐角上的转角越大，则所引起的冲击波越强。因此，可以通过改变前缘的偏转角(即，前缘向上弯曲的量)来控制倾斜冲击波的强度。以这种方式，可以优化翼型，以使各种流动条件下的波阻最小化。

由高亚音速和跨音速的流动引起的冲击波不限于翼型的上表面。在某些飞行条件下，在翼型的下表面上形成强冲击波，从而导致不想要的波阻。类似于如前文描述地将前缘移动到向上弯曲位置，将前缘移动到向下弯曲位置(诸如图4中所示的位置)产生凹入拐角114，该凹入拐角114在下表面的前部部分上引起倾斜冲击波。该倾斜冲击波降低了翼型的下表面上的流速，从而减弱了后冲击波，并减小了由后冲击波引起的波阻。前缘也可以在低速下部署到向下弯曲位置，以通过增加机翼CLmax(最大CL)和改进失速特性来增强实际性能。

所示的翼型100利用铰接的前缘以选择性地在上表面102或下表面104上提供引起冲击波的凹入拐角。然而，应当理解，可以利用其他构造来在翼型的前端上引起冲击波。在一个实施例中，翼型包括柔性“变形”前缘。通过使柔性前缘向上或向下偏转，分别在上翼型表面和下翼型表面上近似存在凹入拐角。

在另一个实施例中，翼型的前缘具有柔性蒙皮。位于翼型内的致动器选择性地使蒙皮偏转，以在蒙皮中产生局部隆起。冲击波正好形成在隆起的前方，因此，翼型选择性地在期望倾斜冲击的位置的后方产生隆起，以减弱后冲击波并减小波阻。

所公开的用于生成向前倾斜冲击波的构造仅是示例性的，且不应被认为是限制性的。就这一点而言，用于在期望的位置处选择性地生成倾斜冲击波的任何合适的构造都可以实施，并且这种构造应被认为在本公开的范围内。

在一些实施例中，在翼型的后部部分上存在正常冲击波的情况下，使用前可变弯度而没有后可变弯度，以通过生成向前倾斜冲击波来实现阻力减小。在其他实施例中，向下的后缘弯度(图5)或向上的后缘弯度(图6)与前可变弯度结合使用，以优化机翼压力分布，并衰减翼型的后部部分上的正常冲击波。

图8至图12示出了测试数据，该测试数据示出了与固定翼型相比具有可变弯度前缘的、具有可变弯度后缘的和不具有可变弯度后缘的所描述的翼型的有效性。

图8示出了沿着图7中的翼型的上表面和下表面的压力分布的图示。参考上表面曲线的前部(左侧)部分，在前缘处的倾斜冲击波(由升高的压力系数表示)导致较弱的后冲击波(由沿着翼型的中间部分的相对平坦的压力系数表示)。

图9比较了(i)固定几何形状的翼型、(ii)具有可变弯度后缘的翼型以及(iii)具有可变弯度前缘和后缘的翼型的阻力上升。对于每一种翼型，描绘出相对于速度的阻力系数。对于固定几何形状翼型和可变弯度后缘翼型，阻力系数在亚音速状态下大致相等，但随着翼型进入跨音速状态(其中，阻力系数更快地增加)而偏离，其中，固定几何形状翼型的阻力系数更快地增加。在相同速度下，具有可变弯度前缘和后缘的翼型在亚音速状态下具有较低的阻力系数，并且在跨音速状态下保持较低且以较低的速率增加。

图10至图12示出了(i)固定几何形状翼型、(ii)具有可变弯度后缘的翼型以及(iii)具有可变弯度前缘和后缘的翼型在各种速度下相对于升力系数(CL)的升阻比(L/D)。图10、图11和图12分别表示在0.7马赫、0.74马赫和0.78马赫下的性能特性。对于每一种速度，最有效的翼型(即，L/D相对于CL最高的翼型)是具有可变弯度前缘和后缘的翼型，其次是具有可变弯度后缘的翼型。效率最低的翼型是固定几何形状翼型。

下面以图表形式列出的是(i)固定几何形状翼型、(ii)具有可变弯度后缘的翼型以及(iii)具有可变弯度前缘和后缘的翼型中的每一种翼型的实验结果。每一种情况表示一个特定的速度和升力系数。使用固定几何形状翼型作为基线，示出了通过包括可变弯度前缘或可变弯度前缘和后缘而实现的阻力减小。如图表所示，与固定几何形状翼型相比，通过可变弯度后缘翼型实现了达7.1％的阻力减小。数据还显示，与固定几何形状翼型相比，通过可变前缘和后缘弯度翼型实现了达14.7％的阻力减小。

情况	马赫	CL	阻力
				1	0.70	0.7	88.6
2	0.74	0.7	91.1
				3	0.78	0.7	133.1
4	0.74	0.8	103.1
				5	0.74	0.6	88.9

固定几何形状机翼(无可变弯度)

CL＝0.7,t/c＝10％

情况	马赫	CL	阻力	Δ阻力vs.固定几何形状
					1	0.70	0.7	89.0	+0.4(+0.4％)
2	0.74	0.7	91.3	-0.6(-0.7％)
					3	0.78	0.7	123.7	-9.4(-7.1％)
4	0.74	0.8	99.3	-3.8(-3.7％)
					5	0.74	0.6	85.1	-3.8(-4.3％)

固定几何形状机翼(可变弯度后缘)

CL＝0.7,t/c＝10％

情况	马赫	CL	阻力	Δ阻力vs.固定几何形状
					1	0.70	0.7	83.0	-5.6(-6.3％)
2	0.74	0.7	87.5	-4.4(-4.8％)
					3	0.78	0.7	113.5	-19.6(-14.7％)
4	0.74	0.8	95.5	-7.6(-7.4％)
					5	0.74	0.6	85.6	-3.3(-3.7％)

固定几何形状机翼(可变弯度前缘&后缘)

CL＝0.7,t/c＝10％

应当理解，上述实验数据仅是代表性的，并且可以通过进一步优化翼型来获得额外的益处；然而，从图表中可以清楚地看出，相对于固定几何形状机翼，通过包括可变弯度前缘和后缘来减轻波阻，可以实现显著的阻力减小。

鉴于具有可变弯度前缘和后缘的翼型的附加效率，在机翼中实现这些特征的飞机将具有若干优点。这种飞机将在HSC状态下具有增加的范围以及提高的速度。这种飞机还具有提高的燃油效率以及较短的起降距离。

尽管以上描述公开了离散的前缘位置(中性位置、第一位置、第二位置和第三位置等)和离散的速度极限(第一、第二和第三)，但应当理解的是，对于本领域技术人员而言，前缘装置(以及后缘装置)可以位于随速度、升力系数和飞行高度的每一种组合而变化的最佳位置处。在上表面上生成倾斜冲击的情况下，这通常在较高速度下进行，其中，譬如说可能减小波阻。因此，存在速度极限，超过该速度极限时，前缘装置将旋转到升高位置，以用于在前缘附近生成倾斜冲击。在所有其他条件下，前缘装置通常向下偏转。上述速度极限将随升力系数而变化，因此产生极限的时间表或极限边界(速度vs CL)。

本申请可能引用数量和次数。除非特别说明，否则不应将这些数量和次数视为限制性的，而应作为与本申请相关联的可能数量或次数的示例。而且，就这一点而言，本申请可以使用术语“多个”来引用数量或次数。就这一点而言，术语“多个”是指多于一个的任何数，例如，两个、三个、四个、五个等。术语“约”、“大约”、“附近”等是指所陈述的值的正负5％。为了本公开的目的，短语“A、B和C中的至少一个”例如是指(A)、(B)、(C)、(A和B)、(A和C)、(B和C)或(A、B和C)，包括当列出多于三个元素时的所有其他可能的排列。

在前面的描述中已经描述了本公开的原理、代表性实施例和操作模式。然而，本公开旨在保护的方面不应被解释为限于所公开的特定实施例。此外，本文中所描述的实施例应被认为是说明性的而不是限制性的。应当理解的是，在不脱离本公开的精神的情况下，其他人可以进行变化和改变，并且可以采用等同方案。因此，明确的意图是，所有这样的变化、改变和等同方案都落入所要求保护的本公开的精神和范围内。

Claims (10)

1.一种减小在一定速度下航行的翼型上的波阻的方法，所述翼型的至少一部分被构造成能够选择性地在第一位置与第二位置之间移动，所述第一位置是中性位置，并且所述第二位置在所述翼型的前缘附近生成冲击波，所述方法包括以下步骤：

当所述速度小于第一极限时，将所述翼型维持在所述第一位置；以及

当所述速度大于所述第一极限时，将所述翼型移动到所述第二位置。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，将所述翼型移动到所述第二位置的步骤包括将所述前缘移动到升高位置。

3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述冲击波在所述翼型的上表面上生成。

4.根据权利要求3所述的方法，其中，所述翼型还被构造成能够选择性地移动到第三位置，所述第三位置在所述前缘附近在所述翼型的下表面上生成冲击波。

5.根据权利要求4所述的方法，还包括以下步骤：当所述速度小于第二极限时，将所述前缘移动到所述第三位置。

6.根据权利要求5所述的方法，其中，所述翼型还包括可变弯度后缘，所述可变弯度后缘能够选择性地在中性位置与降低位置之间移动，所述方法还包括以下步骤：

当所述速度大于第三极限时，将所述后缘维持在中性位置；以及

当所述速度小于所述第三极限时，将所述后缘移动到所述降低位置。

7.根据权利要求1所述的方法，其中，所述翼型是飞机机翼。

8.一种减小在一定速度下航行的飞机的机翼上的波阻的方法，所述机翼的至少一部分是具有可变弯度前缘的翼型，所述可变弯度前缘能够选择性地在中性位置、向上弯曲位置与向下弯曲位置之间移动，所述方法包括以下步骤：

当所述速度大于第一极限时，将所述前缘移动到所述向上弯曲位置，其中，将所述前缘移动到所述向上弯曲位置在所述前缘附近生成冲击波，以减小所述波阻；以及

当所述速度小于所述第一极限且大于第二极限时，将所述前缘维持在中性位置。

9.根据权利要求8所述的方法，还包括以下步骤：当所述速度小于第二极限时，将所述前缘移动到所述向下弯曲位置。

10.根据权利要求8所述的方法，其中，所述翼型还包括可变弯度后缘，所述可变弯度后缘能够选择性地在中性位置与向下弯曲位置之间移动，所述方法还包括：

当所述速度小于第三极限时，将所述后缘移动到所述向下弯曲位置；以及

当所述速度大于所述第三极限时，将所述后缘维持在中性位置。

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