CN115158694A - 一种通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法，通过纵向气动特性测力风洞试验，确定联翼布局纵向失稳的迎角范围，在纵向失稳的迎角通过表面油流试验得到尖劈翼的展向位置范围，确定尖劈翼几何尺寸、纵向位置和翼根角度，保证尖劈翼尖点向前伸出并超出前翼前缘，安装尖劈翼，通过尖劈翼产生的涡流向连接处分离区注入能量，减弱前翼分离流动对后翼流动的干扰，提高后翼贡献的低头俯仰力矩，改善联翼布局的纵向静稳定性。该方法实现过程简单，改善效果明显，具有较强的工程实用性。

Description

一种通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法

技术领域

本发明涉及一种改善联翼布局纵向静稳定性的方法，属于航空航天技术领域。

背景技术

联翼布局是一种用于无人机的新型布局，又称盒式机翼。它的机翼一般由前翼和后翼构成，前翼后掠，后翼前掠，后翼一般位于前翼上方，后翼翼梢与前翼相连接，连接位置在前翼的中部或者翼梢，连接方式为直接固连、吊舱或端板连接。前后机翼构成的平面结构类似于菱形，有时又称为菱形翼。与常规布局飞机相比，在不增加过多结构重量的情况下，联翼布局飞机能够实现大展弦比的目标。因此，联翼布局具有结构重量轻，抗弯扭强度大，诱导阻力低，升力系数大等优点，被高升力长航时无人机所采用。图1为联翼布局飞机的示意图，机翼由前翼1和后翼2组成，后翼2通过垂尾3支撑，后翼2翼尖直接固定在前翼1中部位置。联翼布局飞机的纵向气动特性具有一定的共同点：在小迎角5°～10°范围，俯仰力矩系数随迎角的增加突然出现“上仰”，俯仰力矩曲线斜率由负为正，即纵向静稳定性出现了静不稳定特性，由于该区域的迎角距离出现显著静不稳定的大迎角(如15°～20°)较近，在俯仰控制中，俯仰力矩的突然“上仰”很容易使飞机进入大迎角静不稳定区域，进而引起纵向失控，影响飞行安全。这种在小迎角范围的纵向静不稳定特性降低了联翼布局飞机的可用迎角范围，增加了飞行控制难度，需要提出有效的改善方法。

目前，国内外研究人员对联翼布局的气动特性开展了大量的参数研究，如总体布局参数，前后翼的水平和垂直距离，前后翼的连接方式，前后翼的连接端板等参数，但较少从流动角度给出改善纵向静稳定性的控制技术。部分研究人员通过将后翼翼根和垂尾连接，在垂尾上端安装平尾，同时增加前翼与后翼的垂直距离，改善纵向静稳定特性。但是，该措施所需的强度和刚度反过来增加了结构重量，在实际应用中实现难度较大。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：为了解决联翼布局在小迎角的纵向失稳问题，本发明提出了一种通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法。

本发明所采用的技术方案是：一种通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法，包括：

确定联翼布局飞行器的缩比模型试验风速和迎角范围；

对联翼布局飞行器缩比模型进行纵向气动特性测力风洞试验，得到联翼布局飞行器俯仰力矩随迎角的变化曲线，确定联翼布局飞行器纵向失稳的迎角区间；

在得到的联翼布局飞行器纵向失稳的迎角区间内，进行前后翼的表面油流试验，得到前后翼的表面流线图谱，根据表面流线图谱确定尖劈翼在前翼的展向安装位置范围；

确定尖劈翼的几何尺寸；

确定尖劈翼的纵向安装位置范围和翼根角度，保证尖劈翼的尖点向前伸出并超出前翼的前缘；

根据得到的尖劈翼在前翼的展向安装位置范围、纵向安装位置范围和翼根角度，在前翼上安装尖劈翼；

对安装尖劈翼后的联翼布局飞行器缩比模型进行纵向气动特性测力风洞试验，在所述联翼布局飞行器纵向失稳的迎角区间内，获得安装尖劈翼后的联翼布局飞行器纵向静稳定性的结果。

进一步的，所述联翼布局飞行器纵向失稳的迎角范围在小迎角0°～10°区域，该区域俯仰力矩随迎角变化的曲线斜率为正。

进一步的，所述尖劈翼在前翼的展向安装位置范围是指前翼上表面出现表面流线卷绕明显的区域，在该位置范围，尖劈翼涡流向前后翼连接处的前翼分离区注入能量。

进一步的，所述尖劈翼为大后掠三角翼。

进一步的，所述尖劈翼的几何尺寸包括三角翼翼根长l、前缘后掠角Λ和厚度h，前缘后掠角Λ大于70°，厚度h小于等于前翼厚度的10％。

进一步的，所述尖劈翼的纵向安装位置指尖劈翼在前翼上沿来流方向的安装位置。

进一步的，所述翼根角度是指尖劈翼翼根与联翼布局飞行器的体轴之间的夹角。

进一步的，所述的一种通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法，还包括根据获得安装尖劈翼后的联翼布局飞行器纵向静稳定性的结果，在尖劈翼在前翼的展向安装位置范围、纵向安装位置范围内调整尖劈翼的安装位置，直至得到最优的联翼布局飞行器纵向静稳定性。

一种联翼布局飞行器，包括前翼和后翼，前翼后掠，后翼前掠，后翼翼根通过垂尾支撑，使得后翼位于前翼上方，后翼翼梢与前翼相连接，其特征在于，在前翼和后翼连接处的内侧安装尖劈翼。

进一步的，所述尖劈翼的几何尺寸和安装位置根据上述通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法计算得到。

本发明与现有技术相比的优点为：

本发明方法提出了基于流动控制的尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法，通过在翼连接处内侧的前翼上安装尖劈翼，尖劈翼流动对前翼流动产生有利诱导，减弱前翼流动对后翼流动的不利影响，拓宽联翼布局的纵向静稳定迎角区间，改善联翼布局的纵向静稳定性。本发明的改善方法简单，改善效果明显，只在需要控制的迎角区间采用，不带来额外负面影响，具有较强的工程实用性。

附图说明

图1为联翼布局飞行器结构示意图；

图2为尖劈翼安装示意图；

图3为未安装尖劈翼时联翼布局俯仰力矩随迎角的变化曲线图；

图4为安装尖劈翼时联翼布局俯仰力矩随迎角的变化曲线图。

图中编号如下：

1-前翼 2-后翼 3-垂尾 4-尖劈翼

具体实施方式

以下结合附图和实施例对本发明的上述内容再作进一步的详细说明。

本发明通过实验发现，后翼2是提供低头力矩的关键部件，因为后翼2提供的升力作用点一般位于参考中心之后。在小迎角0°～4°，后翼2位于上方，后翼2受前翼流动影响较小，后翼2能够提供足够的低头力矩；在小迎角5°～10°，后翼2将处在前翼1的分离尾流中，后翼2流动受前翼1流动影响，其提供的低头力矩减小可能诱发全机纵向失稳。后翼2流动受前翼流动影响最明显的位置在前后翼连接处，该处前后翼的翼剖面距离近，前后翼之间的流动干扰显著，位于连接处内侧的前翼尾流容易干扰后翼使后翼流动提前发生分离，减少了后翼提供的低头力矩。而关于大后掠三角翼的流动特性研究发现，大后掠三角翼在迎角5°可产生较强的旋涡流动，本发明的主要思路是在翼连接处内侧添加类似大后掠三角翼的尖劈翼4(如图2)，减弱或者消除前翼1流动对后翼2流动的负面影响，改善联翼布局的纵向静稳定性。

如图1、2所示，一种联翼布局飞行器，包括前翼1和后翼2，前翼1后掠，后翼2前掠，后翼2翼根通过垂尾3支撑，使得后翼2位于前翼1上方，后翼翼梢与前翼1相连接，在前翼1和后翼2连接处的内侧安装尖劈翼4，尖劈翼4的几何尺寸、安装位置根据如下通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法获得。

一种通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法，包括步骤如下：

步骤A、根据联翼布局飞行器的飞行状态，确定联翼布局飞行器的缩比模型试验风速和迎角范围；

步骤B、对联翼布局飞行器缩比模型进行纵向气动特性测力风洞试验，得到对联翼布局飞行器俯仰力矩随迎角的变化曲线，确定对联翼布局飞行器纵向失稳的迎角区间；

步骤C、在由步骤B得到的迎角区间内，进行前后翼的表面油流试验，得到前后翼的表面流线图谱，根据表面流线图谱确定尖劈翼在前翼1的展向安装位置范围；

步骤D、确定类似大后掠三角翼的尖劈翼4的几何尺寸；

步骤E、确定尖劈翼4的纵向安装位置范围和翼根角度，保证尖劈翼4的尖点向前伸出并超出前翼1的前缘；

步骤F、在前翼1上安装由步骤C、步骤D和步骤E得到的尖劈翼；

步骤G、对安装尖劈翼后的联翼布局飞行器缩比模型进行纵向气动特性测力风洞试验，在由步骤B得到的迎角区间内，获得安装尖劈翼4后的联翼布局飞行器的纵向静稳定性的结果。

本发明能够适应不同总体参数的联翼布局，只在需要控制的迎角区间采用，不带来额外负面影响，具有较强的工程实用性。

步骤B中，纵向失稳迎角区间在小迎角(0°～10°)区域，该区域俯仰力矩随迎角变化的曲线斜率为正。

步骤C中，尖劈翼4在前翼1的展向安装位置范围是指前翼1上表面出现表面流线卷绕明显的区域，在该位置范围，尖劈翼4涡流向连接处的前翼1分离区注入能量。

步骤D中，尖劈翼4的几何尺寸包括三角翼翼根长l、前缘后掠角Λ和厚度h，三角翼翼根长l需保证尖劈翼4安装后，尖劈翼4的尖点向前伸出且超出前翼1的前缘，前缘后掠角Λ大于70°，厚度h小于等于前翼厚度的10％。

步骤E中，尖劈翼4的纵向安装位置指尖劈翼4在前翼1上沿来流方向的安装位置；翼根角度是指尖劈翼翼根与联翼布局飞行器的体轴的夹角。

实施例：

如图1为一种联翼布局飞机。

步骤1、确定试验风速60m/s和迎角范围为0°～12°；

步骤2、进行纵向气动特性测力风洞试验，得到俯仰力矩随迎角的变化曲线，如图3所示，确定纵向失稳的迎角范围为4°～8°；

步骤3、进行表面油流试验，得到前后翼的表面流线图谱，根据表面流线图谱确定尖劈翼的展向位置范围，尖劈翼的翼根展向位置在前翼连接处内侧，位于前翼半展长的40％处；

步骤4、确定类大后掠三角翼的尖劈翼的几何尺寸，本实施例中尖劈翼4为平板三角翼，尖劈翼翼根长l为前翼当地机翼弦长的55％，前缘后掠角为80°，厚度为2mm；

步骤5、确定尖劈翼4的纵向位置，尖劈翼后缘位于距离前翼前缘为当地机翼弦长25％处，翼根角度为0°，保证尖劈翼尖点向前伸出并超出前翼前缘；

步骤6、将由步骤3、步骤4和步骤5确定的尖劈翼4粘贴在前翼1上翼面；

步骤7、进行纵向气动特性测力风洞试验，如图4所示，在纵向失稳迎角区间4°～8°，得到了改善联翼布局的纵向静稳定性的结果。

尽管本发明的实施方式已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，尤其是尖劈翼的几何尺寸和位置尺寸，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。

Claims (10)

1.一种通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法，其特征在于，包括：

确定联翼布局飞行器的缩比模型试验风速和迎角范围；

对联翼布局飞行器缩比模型进行纵向气动特性测力风洞试验，得到联翼布局飞行器俯仰力矩随迎角的变化曲线，确定联翼布局飞行器纵向失稳的迎角区间；

在得到的联翼布局飞行器纵向失稳的迎角区间内，进行前后翼的表面油流试验，得到前后翼的表面流线图谱，根据表面流线图谱确定尖劈翼(4)在前翼(1)的展向安装位置范围；

确定尖劈翼(4)的几何尺寸；

确定尖劈翼(4)的纵向安装位置范围和翼根角度，保证尖劈翼(4)的尖点向前伸出并超出前翼(1)的前缘；

根据得到的尖劈翼(4)在前翼(1)的展向安装位置范围、纵向安装位置范围和翼根角度，在前翼(1)上安装尖劈翼(4)；

对安装尖劈翼(4)后的联翼布局飞行器缩比模型进行纵向气动特性测力风洞试验，在所述联翼布局飞行器纵向失稳的迎角区间内，获得安装尖劈翼(4)后的联翼布局飞行器纵向静稳定性的结果。

2.根据权利要求1所述的一种通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法，其特征在于，所述联翼布局飞行器纵向失稳的迎角范围在小迎角0°～10°区域，该区域俯仰力矩随迎角变化的曲线斜率为正。

3.根据权利要求1所述的一种通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法，其特征在于，所述尖劈翼(4)在前翼(1)的展向安装位置范围是指前翼(1)上表面出现表面流线卷绕明显的区域，在该位置范围，尖劈翼(4)涡流向前后翼连接处的前翼分离区注入能量。

4.根据权利要求1所述的一种通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法，其特征在于，所述尖劈翼(4)为大后掠三角翼。

5.根据权利要求1所述的一种通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法，其特征在于，所述尖劈翼(4)的几何尺寸包括三角翼翼根长l、前缘后掠角Λ和厚度h，前缘后掠角Λ大于70°，厚度h小于等于前翼厚度的10％。

6.根据权利要求1所述的一种通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法，其特征在于，所述尖劈翼(4)的纵向安装位置指尖劈翼(4)在前翼(1)上沿来流方向的安装位置。

7.根据权利要求1所述的一种通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法，所述翼根角度是指尖劈翼翼根与联翼布局飞行器的体轴之间的夹角。

8.根据权利要求1所述的一种通过尖劈翼改善联翼布局纵向静稳定性的方法，还包括根据获得安装尖劈翼(4)后的联翼布局飞行器纵向静稳定性的结果，在尖劈翼(4)在前翼(1)的展向安装位置范围、纵向安装位置范围内调整尖劈翼(4)的安装位置，直至得到最优的联翼布局飞行器纵向静稳定性。

9.一种联翼布局飞行器，包括前翼(1)和后翼(2)，前翼(1)后掠，后翼(2)前掠，后翼(2)翼根通过垂尾(3)支撑，使得后翼(2)位于前翼(1)上方，后翼翼梢与前翼(1)相连接，其特征在于，在前翼(1)和后翼(2)连接处的内侧安装尖劈翼(4)。

10.根据权利要求9所述的一种联翼布局飞行器，其特征在于，所述尖劈翼(4)的几何尺寸和安装位置根据权利要求1～8任一所述的方法计算得到。

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