CN214875539U

CN214875539U - 一种用于加快翼尖涡耗散的飞机尾流调整装置

Info

Publication number: CN214875539U
Application number: CN202120388762.9U
Authority: CN
Inventors: 潘卫军; 罗玉明; 韩帅; 殷浩然; 王昊; 张衡衡
Original assignee: Civil Aviation Flight University of China
Current assignee: Civil Aviation Flight University of China
Priority date: 2021-02-22
Filing date: 2021-02-22
Publication date: 2021-11-26
Anticipated expiration: 2031-02-22

Abstract

本实用新型涉及航空技术领域，具体涉及一种用于加快翼尖涡耗散的飞机尾流调整装置，包括调整片，设有两个调整片用于对称安装于飞机两侧机翼后缘靠近翼尖处；调整片为矩形块，调整片的纵剖面上表面呈线形或内凹形，调整片纵剖面的下表面呈下凸形。本实用新型所设计的调整片通过产生上表面压力大于下表面压力的压力差，进而能够产生一对与主涡方向相反、强度较弱的小涡，与主涡一起构建出反向四涡系统，用以激发尾流的不稳定性，使得尾流快速消散。

Description

一种用于加快翼尖涡耗散的飞机尾流调整装置

技术领域

本实用新型涉及航空技术领域，特别是一种用于加快翼尖涡耗散的飞机尾流调整装置。

背景技术

飞机尾流作为飞机升力的副产物，也称飞机尾涡、翼尖涡，具有强烈、稳定、空间尺度大的特点。在巡航、进近等阶段，由于尾流留存时间较长，当后机进入前机的尾流区域时，其强烈的涡旋结构所诱导产生的滚转力矩易致使后机机身出现抖动、下沉、改变飞行状态等现象，从而导致飞行事故的发生。为此国际民航组织ICAO在上个世纪就制定了飞机尾流间隔标准，以保障进离场航空器的运行安全。但是近些年来随着航空交通运输量的迅猛增长，ICAO所制定的安全间隔标准显得过于保守，如若严格执行将严重限制机场跑道的通行能力，影响机场的运行效率，制约航空运输业的发展。

实用新型内容

本实用新型的目的在于：针对现有技术飞机翼尖涡留存时间长、不易消散的问题，提供一种用于加快翼尖涡耗散的飞机尾流调整装置。

为了实现上述目的，本实用新型采用的技术方案为：

一种用于加快翼尖涡耗散的飞机尾流调整装置，包括调整片，设有两个调整片用于安装于飞机两侧机翼后缘靠近翼尖处；调整片为矩形块，调整片的纵剖面的上表面呈线形或内凹形，调整片纵剖面的下表面呈下凸形。其中，调整片的纵剖面是指，当调整片安装于飞机两侧机翼上时，调整片平行于飞机对称面（亦即沿飞机长度方向）截得的剖面形状。

飞机在高空飞行中其机翼下表面压力大于上表面压力，两侧机翼后方会产生一对大小相等、方向相反的主涡（即翼尖涡），在大量基础试验验证下，选取本实用新型的飞机尾流调整装置结构，其调整片的上表面压力大于下表面压力，能够产生一对与主涡方向相反、强度较弱的小涡，与主涡一起构建出反向四涡系统，用以激发尾流的不稳定性，使得尾流快速消散。

优选地，调整片与相应机翼可拆卸连接。调整片为分离件，不影响飞机结构。

优选地，调整片通过至少一个连接块与相应机翼固定连接。

优选地，连接块为三角形结构，产生的气动阻力小。

优选地，连接块的底边侧螺栓连接机翼，顶角侧螺栓连接调整片，利于稳定连接。

优选地，连接块设有两个，两个连接块分别垂直连接调整片，连接更稳定。

优选地，所有连接块对称设置。

优选地，调整片的纵剖面形状为在NACA4412翼型上从前缘到后缘截取10%-80%位置并上下翻转设置的形状。

具体地，NACA4412翼型的最大弯度为12.02%，最大弯度位置在30%的翼弦上，最大曲面为4.00%，最大曲面位置在40.0%的翼弦上，纵剖面前缘半径1.4734%，纵剖面后缘厚度0.1300%。其中，NACA4412是从标准翼型库中选取出的翼型形状，一般用于飞机机翼1翼型的设计参考。

优选地，调整片距离相应机翼翼尖0.3m-0.7m。翼尖涡在初始生成阶段位于翼尖位置，涡核半径一般在1米以内，因此选取靠近翼尖0.5米左右的位置安装调整装置更为合适。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本实用新型的有益效果是：

1、本实用新型中的调整片纵剖面通过产生上表面压力大于下表面压力的压力差，进而能够产生一对与主涡方向相反、强度较弱的小涡，与主涡一起构建出反向四涡系统，用以激发尾流的不稳定性，使得尾流快速消散。

2、本实用新型基于大量的基础实验，有着较强的工程可行性；结构简单，易于实现。

附图说明

图1是飞机尾流调整装置的安装结构和尾流流场示意图。

图2是图1中A-A截面示意图。

图3是原NACA4412翼型结构图。

图4是NACA4412翼型的上下表面压力系数分布图。

图5是实施例1中飞机尾流调整片的结构示意图。

图6是实施例1中调整片的纵剖面图。

图7是实施例1中调整片前缘侧靠近机翼设置时的上下表面压力系数分布图。

图8是实施例1中调整片后缘侧靠近机翼设置时的上下表面压力系数分布图。

图9是采用实施例1中调整片前后的翼尖涡涡量变化趋势示意图。

图10是实施例2中飞机尾流调整片的结构示意图。

图11是实施例2中调整片的纵剖面图。

图12是实施例2中调整片前缘侧靠近机翼设置时的上下表面压力系数分布图。

图13是实施例2中调整片后缘侧靠近机翼设置时的上下表面压力系数分布图。

图14是采用实施例2中调整片前后的翼尖涡涡量变化趋势示意图。

图15是飞机尾流调整装置的安装示意图。

图16是连接块的结构示意图。

图标：1-机翼；2-调整片；3-连接块；4-主涡；5-小涡；6-前缘侧；7-后缘侧。

具体实施方式

下面结合附图，对本实用新型作详细的说明。

为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。

实施例1

一种用于加快翼尖涡耗散的飞机尾流调整装置，如图1、5、6，包括调整片2，设有两个调整片2对称安装于飞机两侧机翼1后缘靠近翼尖处；调整片2为矩形块，调整片2的纵剖面的上表面呈线形，调整片2纵剖面的下表面呈下凸形，两端为平面。调整片2纵剖面的下表面凸部更靠近机翼1所在侧设置，即调整片2纵剖面的最低点更靠近机翼1所在侧。其中，调整片的纵剖面是指，当调整片安装于飞机两侧机翼上时，调整片平行于飞机对称面（亦即沿飞机长度方向）截得的剖面形状。

飞机在高空飞行中其机翼1下表面压力大于上表面压力，两侧机翼1后方会产生一对大小相等、方向相反的主涡4（即翼尖涡）。如图1、2，在飞机两侧机翼1后缘靠近翼尖处对称安装调整装置结构，其调整片2能够产生上表面压力大于下表面压力的压力差，从飞机后面往前看左翼尖涡顺时针旋转，右翼尖涡逆时针旋转，两个主涡4之间的间距基本等于飞机的一个翼展；本实施例所安装的调整片2结构产生一对与主涡4方向相反、强度较弱的小涡5，与主涡4一起构建出反向四涡系统。

根据现有理论研究发现，反向四涡系统能够增加尾流中的Crow不稳定性，即能有效激发尾流的不稳定性，主涡4与小涡5在交互纠缠过程中，受小涡5诱导，主涡4的Crow不稳定性被成倍放大，到某一时刻或位置时主涡4突然破碎成无序的乱流，呈现出一种非线性的发展过程。Crow不稳定性与小涡5扰动本身的不稳定性一起，称为反向四涡系统的相交不稳定性。本实施例正是利用这一理论基础设计出了一种能产生反向四涡系统的飞机尾流调整装置用来削弱翼尖涡。

具体地，本实施例中的调整片2纵剖面形状可选取为在NACA4412翼型上从前缘到后缘截取10%-80%位置并上下翻转设置的形状，如图3。其中，NACA4412翼型一般作为飞机机翼1翼型的选择，从标准翼型库中选取。NACA4412翼型的最大弯度为12.02%，最大弯度位置在30%的翼弦上，最大曲面为4.00%，最大曲面位置在40.0%的翼弦上，翼型前缘半径1.4734%，翼型后缘厚度0.1300%，其压力分布如图4。

对改进后的调整片2进行CFD数值模拟计算，得到调整片上下表面的压力分布如图7-图8，其中图7为前缘侧6靠近机翼1设置时的压力模拟试验结果、图8为后缘侧7靠近机翼1设置时的压力模拟试验结果。从图7、8可以看出，不管是将本实施例中调整片2的前缘侧6靠近机翼1还是后缘侧7靠近机翼1设置，其压力系数分布和量级都比较相近，而且上表面压力都大于下表面压力，满足产生和翼尖涡旋转方向相反漩涡的基本条件。

在增加本实施例调整片2结构前后（安装调整片2时，将其前缘侧6靠近机翼1侧设置），其影响的翼尖涡涡量变化情况如图9。可以看出，在增加本实施例调整片2结构后，产生了反向四涡系统，随着位置变化涡量减少的更快，亦即调整片2所产生的涡系加快了翼尖涡的耗散，能够起到削减翼尖涡的作用。

实施例2

如图10、11，相比实施例1，本实施例中的调整片2纵剖面为：纵剖面上表面呈内凹形、下表面呈下凸形，调整片2纵剖面的前缘端为圆滑流线曲面、后缘端为平面的形状。

本实施例调整片纵剖面的相关参数：最大弯度12%在30%翼弦处，最大曲面3%在50%翼弦处，纵剖面前缘半径1.45%，纵剖面后缘厚度0.0585%。对这一纵剖面进行CFD数值模拟计算，得到调整片2上下表面的压力分布和速度分布如图12-图14，其中图12为前缘侧6靠近机翼1设置时的压力模拟试验、图13为后缘侧7靠近机翼1设置时的压力模拟试验。从图12、13可以看出，本实施例中的纵剖面形状在空气飞行中产生的压力，无论是前缘侧6靠近机翼1设置还是后缘侧7靠近机翼1设置，其上表面压力均大于下表面压力，满足产生和翼尖涡旋转方向相反的涡的条件。

通过速度云图的模拟结果可知，本实施例采用的调整片2结构同样可以产生图中中间的涡系和两边的翼尖涡以构成四涡系统。在增加本实施例调整片2结构前后（安装调整片2时，将其前缘侧6靠近机翼侧设置），其影响的翼尖涡涡量变化情况如图14。可以看出，在增加本实施例调整片2结构后，产生了反向四涡系统，随着位置变化涡量减少的更快，亦即调整片2所产生的涡系加快了翼尖涡的耗散，能够起到削减翼尖涡的作用。翼尖涡在生成后几百米范围内比无调整片2时减少的更多，而且比实施例1中调整片2结构的减少量更大。因此说明本实施例中的调整片2结构同样可以产生反向四涡系统，且达到削减翼尖涡的目的。

实施例3

对于上述实施例1和实施例2中的调整片2，如图1、15、16，调整片2与相应机翼1可拆卸连接。具体地，调整片2通过两个等腰三角结构形式的连接块3与相应机翼1固定连接，两个连接块3对称布置于调整片2的两侧并与调整片2垂直连接；连接块3的底边侧螺栓连接机翼1，顶角侧螺栓连接调整片2。选取三角结构形式的连接块3，产生的气动阻力较小，可忽略不计。根据实际飞行情况，翼尖涡在初始生成阶段位于翼尖位置，涡核半径一般在1米以内，将飞机尾流调整装置最好安装于对应靠近翼尖0.5米左右的位置处（优选距离翼尖0.3m-0.7m）。

需要说明的是，翼型的几何形状是机翼的基本几何特性之一，翼型的气动特性，直接影响到机翼及整个飞行器的气动特性。机翼一般都有对称面，因此在本领域，将平行于机翼的对称面截得的机翼截面称为翼剖面，通常也称为翼型；即，本申请中所述的“翼型”是机翼平行于飞机对称面截得的纵剖面，本申请中所述的“调整片纵剖面”可理解为“调整片翼型”，因此沿用了相关翼型参数的概念：如前缘、后缘、翼弦等。

以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims

1.一种用于加快翼尖涡耗散的飞机尾流调整装置，其特征在于，包括调整片（2），设有两个所述调整片（2）用于安装于飞机两侧机翼（1）后缘靠近翼尖处；所述调整片（2）为矩形块，所述调整片（2）的纵剖面的上表面呈线形或内凹形，所述调整片（2）纵剖面的下表面呈下凸形。

2.根据权利要求1所述的飞机尾流调整装置，其特征在于，所述调整片（2）与相应所述机翼（1）可拆卸连接。

3.根据权利要求2所述的飞机尾流调整装置，其特征在于，所述调整片（2）通过至少一个连接块（3）与相应所述机翼（1）固定连接。

4.根据权利要求3所述的飞机尾流调整装置，其特征在于，所述连接块（3）为三角形结构。

5.根据权利要求4所述的飞机尾流调整装置，其特征在于，所述连接块（3）的底边侧螺栓连接所述机翼（1），顶角侧螺栓连接所述调整片（2）。

6.根据权利要求3所述的飞机尾流调整装置，其特征在于，所述连接块（3）设有两个，两个所述连接块（3）分别垂直连接所述调整片（2）。

7.根据权利要求3所述的飞机尾流调整装置，其特征在于，所有所述连接块（3）对称设置。

8.根据权利要求1-7任一项所述的飞机尾流调整装置，其特征在于，所述调整片（2）的纵剖面形状为在NACA4412翼型上从前缘到后缘截取10%-80%位置并上下翻转设置的形状。

9.根据权利要求8所述的飞机尾流调整装置，其特征在于，所述NACA4412翼型的最大弯度为12.02%，最大弯度位置在30%的翼弦上，最大曲面为4.00%，最大曲面位置在40.0%的翼弦上，翼型前缘半径1.4734%，翼型后缘厚度0.1300%。

10.根据权利要求1-7任一项所述的飞机尾流调整装置，其特征在于，所述调整片（2）距离相应所述机翼（1）翼尖0.3m-0.7m。