專利名稱：一種翼梢渦擴散裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于民用飛機領(lǐng)域，具體是一種翼梢渦擴散裝置。
背景技術(shù)：
對大多數(shù)沒有經(jīng)過翼梢氣動改進的民用大型客機來說，巡航時的誘導(dǎo)阻力占到飛機總阻
力的30%以上，在低速大迎角時誘導(dǎo)阻力會更大，有時甚至占到總阻力的70%左右。因此， 有必要對機翼翼梢進行氣動改進，以減小誘導(dǎo)阻力提高飛機的空氣動力效率進而提高飛機的 燃油經(jīng)濟性和飛行性能。
減小誘導(dǎo)阻力就要設(shè)法消除翼梢處的集中渦，使洗流具有均勻的分布。 一般可以通過增 大機翼的展弦比的方法來減少誘導(dǎo)阻力。但是，這要付出增加結(jié)構(gòu)重量的代價，并受到總體 設(shè)計的限制。因此，機翼的最佳展弦比只能在一定的范圍內(nèi)選擇。另一種有效的方法就是通 過在機翼翼梢處，裝上經(jīng)過特別設(shè)計的翼梢裝置而達(dá)到減阻的目的。至今，能夠有效減小誘 導(dǎo)阻力并且已有應(yīng)用價值的翼梢裝置有翼梢帆片、翼梢小翼、翼梢渦擴散器。
在以上幾種裝置中，翼梢帆片的減阻效果可能是最好的，伹是，翼梢帆片能夠達(dá)到最大 減阻作用是考慮多種復(fù)雜因素、經(jīng)過精心設(shè)計和大量試驗驗證的情況下實現(xiàn)的，因而有著較 大難度。而且，翼梢帆片一般只適用于小型低速飛機。 發(fā)明 內(nèi)容
為解決上述不足，本發(fā)明提出一種能夠減小飛機誘導(dǎo)阻力，提高升阻比的一種翼梢渦擴
散裝置。
本發(fā)明一種翼梢渦擴散裝置，由上小翼與下小翼組成。其中上小翼的展長/7在
400 500mm之間，上小翼與下小翼的前緣后掠角a 、 -在60~70度之間，且均要大于機 翼的后掠角，上小翼與下小翼后緣后掠角//、 9在10~50度之間，從而使兩個小翼上的氣流 速度大于來流速度，且上小翼與下小翼的翼型均為對稱翼型，安裝在機翼翼梢末端。這種形 狀可避免在超臨界氣流條件下出現(xiàn)強激波，可避免額外的波阻。
上小翼與下小翼翼根弦長/為修型前機翼翼梢弦長"的60%,因此翼梢渦擴散裝置的失 速特性要好于翼梢。兩個小翼相對于翼梢后緣偏移量為翼梢弦長"的20%。兩個小翼安裝在 翼梢處會在兩個小翼前緣留下空隙，所以通過翼梢平面的拉伸使翼梢與兩個小翼融合在一起， 減小干擾阻力。兩小翼相對機翼翼梢有一定的偏轉(zhuǎn)，從而提高了機翼的升力。
上、下小翼翼型的相對厚度要低于機翼翼梢的厚度，這樣可使上、下小翼翼型的氣流分離特性要優(yōu)于機翼翼梢翼型，可避免因為渦擴散裝置上過早的氣流分離而引起機翼翼梢處的 氣流分離。
本發(fā)明的優(yōu)點在于
(1) 小翼與下小翼的翼型均為對稱翼型，這種形狀可避免在超臨界氣流條件下出現(xiàn)強激
波，可避免額外的波阻；
(2) 兩小翼相對機翼翼梢有一定的偏轉(zhuǎn)，從而提高了機翼的升力；
(3) 尺寸小，引起的結(jié)構(gòu)重量增加小，減阻效果好，綜合性能優(yōu)。


圖1加裝在機翼上的翼梢渦擴散器前向視圖； 圖2加裝在機翼上的翼梢渦擴散器后向視圖； 圖3翼梢修形前后對比示意圖； 圖4上、下小翼翼型定位示意圖； 圖5上、下小翼位置定位關(guān)系示意圖。
具體實施例方式
下面將結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步的詳細(xì)說明。
為解決上述不足，本發(fā)明提出一種能夠減小飛機誘導(dǎo)阻力，提髙升阻比的一種翼梢渦擴
散裝置。
本發(fā)明一種翼梢渦擴散裝置，如圖l、圖2、圖3所示，由上小翼1與下小翼2組成。 其中上小翼的展長/i在400~500mm之間，上小翼1與下小翼2的前緣后掠角a、 p在 60~70度之間,且均要大于機翼4的后掠角，上小翼1與下小翼2后緣后掠角、 e在10~50 度之間，從而使兩個小翼上的氣流速度大于來流速度，且上小翼1與下小翼2的翼型均為對 稱翼型，安裝在機翼翼梢3末端，這種形狀可避免在超臨界氣流條件下出現(xiàn)強激波，可避免 額外的波阻。
兩個小翼相對于機翼翼梢3后緣偏移量為修型后翼梢弦長"的20%。兩個小翼安裝在翼 梢3處會在兩個小翼前緣留下空隙，所以通過機翼翼梢3平面的拉伸使翼梢3與兩個小翼融 合在一起，減小干擾阻力。兩小翼相對機翼翼梢3有一定的偏轉(zhuǎn)，從而提高了機翼4的升力。
兩個小翼翼根5弦長/為機翼翼梢弦長"'的60%,使翼梢渦擴散裝置的失速特性要好于 機翼翼梢3。上、下小翼翼型的相對厚度要低于機翼翼梢3的厚度，這樣可使上、下小翼翼 型的氣流分離特性要優(yōu)于機翼翼梢3翼型，可避免因為渦擴散裝置上過早的氣流分離而引起 機翼翼梢3處的氣流分離。
上小翼1的翼尖6相對翼根5有5度的偏轉(zhuǎn)角，下小翼2的翼根5和翼尖7之間的偏 轉(zhuǎn)角為0度，如圖4所示。在飛機加裝翼梢渦擴散裝置時，要先通過Catia軟件對機翼翼梢3進行適當(dāng)?shù)男扌?，這 樣不僅能改善翼梢渦擴散裝置的來流，而且一定程度上也能減小誘導(dǎo)阻力值。
首先，如圖3所示，從機翼4的95%半展長處開始曲線修形，對機翼翼梢3進行兩段 圓弧過渡，使翼梢3處的弦長fl為修型前翼梢3弦長"'的一半，最終得到修型后的機翼三維模型。
如圖4所示，在Catia中，先定好上小翼1與下小翼2的平面形狀，然后在翼根5和翼 尖7處定好翼型，并在下小翼前緣生成一圓周半徑1200mm的弧線。
如圖5所示，上小翼1與下小翼2定位關(guān)系為上小翼1的翼尖6相對翼根5有5度的 偏轉(zhuǎn)角，下小翼2的翼根5和翼尖7之間的偏轉(zhuǎn)角為0度，然后用Catia中的放樣命令生成 上小翼1與下小翼2。
通過采用Catia對機翼的翼梢渦擴散器進行了建模，并用fluent進行數(shù)值模擬，并對 本發(fā)明的升力，阻力，升阻比的氣動特性，機翼表面的壓力分布，對渦擴散器進行修型進行 分析，并從中積累對上下小翼后掠角、與弦平面夾角，翼根弦長、翼型相對厚度等參數(shù)微調(diào) 的經(jīng)驗。最后通過再計算和比較得出最終的渦擴散器外形。其主要性能數(shù)據(jù)如下表所示。
表1
模型升力系數(shù)CL阻力系數(shù)CD升阻比CL/CD
無小翼0.475370.01996123.81
翼梢小翼0.48110.0179126.86
翼梢渦擴散裝置0.475450.01862725.52
從上表中的數(shù)據(jù)可以看出，本文設(shè)計的翼梢渦擴散器裝置減小阻力明顯，達(dá)到6.68%， 升阻比提高7.18%，與翼梢小翼相比，減阻效果略低，升阻比略低。伹是，從附圖中翼梢渦 擴散器，翼梢小翼的尺寸來看，前者要比后者小很多，所帶來結(jié)構(gòu)重量的增加要小很多。
權(quán)利要求
1、一種翼梢渦擴散裝置，其特征在于該裝置由上小翼與下小翼組成，上小翼與下小翼的翼型為對稱翼型，安裝在機翼翼梢末端；兩個小翼安裝在翼梢處會在兩個小翼前緣留下空隙，通過翼梢平面的拉伸使翼梢與兩個小翼融合在一起。
2、 如權(quán)利要求1所述一種翼梢渦擴散裝置，其特征在于上小翼與下小翼的前緣后掠角《、 -在60~70度之間，且均要大于機翼的后掠角，上小翼與下小翼后緣后掠角//、 ^在10~50 度之間。
3、 如權(quán)利要求1所述一種翼梢渦擴散裝置，其特征在于上小翼與下小翼翼根弦長/為修型 前機翼翼梢弦長的60%。
4、 如權(quán)利要求1所述一種翼梢渦擴散裝置，其特征在于上小翼與下小翼相對于機翼翼梢 后緣偏移量為翼梢弦長"的20%。
5、 如^又利要求1所述一種翼梢渦擴散裝置，其特征在于上、下小翼翼型的相對厚度低于 機翼翼梢的厚度。
6、 如權(quán)利要求1所述一種翼梢渦擴散裝置，其特征在于上小翼的翼尖相對翼根有5度的 偏轉(zhuǎn)角，下小翼的翼根和翼尖之間的偏轉(zhuǎn)角為0度。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種翼梢渦擴散裝置，由上、下小翼組成，上、下小翼起到端板的作用，阻擋下翼面氣流往上翼面流動；上小翼與下小翼的翼型均為對稱翼型，這種形狀可避免在超臨界氣流條件下出現(xiàn)強激波，可避免額外的波阻；兩小翼相對機翼翼梢有一定的偏轉(zhuǎn)，從而提高了機翼的升力。本發(fā)明優(yōu)點在于削弱了翼梢渦和尾渦的強度，削弱機翼翼梢的下洗流場，使誘導(dǎo)阻力減小。
文檔編號B64C3/38GK101596934SQ20091008811
公開日2009年12月9日 申請日期2009年7月2日 優(yōu)先權(quán)日2009年7月2日
發(fā)明者劉沛清, 洋 吳, 張大偉, 秦曉輝, 錢光平 申請人:北京航空航天大學(xué)