CN110546067A - 飞机的空气动力表面 - Google Patents

飞机的空气动力表面 Download PDF

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Abstract

本申请涉及一种飞机的空气动力表面，其包括：主体部分，该主体部分有前缘和后缘，并有空气动力轮廓；和涡流发生器，该涡流发生器成齿形状，具有沿其长度的边缘。齿安装在主体部分的前缘上，以便能够在一个齿上产生两个涡流芯。齿的边缘邻接空气动力表面的主体部分的前缘。各齿沿涡流发生器长度的边缘的半径比主体部分的前缘的半径小至少五倍。空气动力表面的主体部分有不对称的空气动力轮廓，其中，齿安装成朝向主体部分的空气动力轮廓的最小弯曲度偏移。本发明涉及在低攻角时减小空气动力阻力，同时通过产生在一侧附近的涡流芯而保持空气动力表面的增加承载能力。

Description

飞机的空气动力表面
技术领域
本发明涉及飞机工程，特别是涉及使用产生空气动力和力矩的固定的、可运动的、旋转的和摆动的空气动力表面的各种飞机。
背景技术
由澳大利亚Precision Aerobatics公司生产的Ultimate AMR飞机的无线电控制特技飞行模型的水平尾翼为已知，该水平尾翼的照片可在Internet上得到，网址为https://www.precisionaerobatics.com/product/ultimate-amr/。
该模型的空气动力表面制成有至少两个楔形齿，各齿有至少一个尖锐的进入边缘，并安装成能够在低压侧产生涡流芯，具有在空气动力表面周围的不对称流动。实际上，这种空气动力表面是实现升降舵的气动平衡的一种选择，其中，布置在升降舵铰链装配轴线的前部的升降舵部件制成为两个三角形齿的形式，当升降舵从中性位置偏转超过5-7度时，朝向彼此倾斜的齿的边缘有逐渐进入流体流中的锐利进入边缘，从而形成剪刀状裂纹。
因此，在升降舵的吸力面上形成了涡流，该吸力面的吸力区域伸展在整个升降舵弦上，从而增加了由升降舵产生的最大俯仰力矩Mzmax，这使得该模型能够执行最复杂的3D特技飞行演习，包括以至少500度/秒的速度绕Z轴线旋转，当飞机的旋转轴位于上下机翼之间时，这特别是由双翼飞机单元的低阻尼俯仰力矩来提供。
特别是，已知技术方案的缺点在于不能使用由升降舵齿产生的、涡流引起的升力来增加具有高展弦比的空气动力表面的承载能力。
从结构上更接近本发明的方案包括空气动力表面的前缘的实施例，该空气动力表面的前缘通过在机翼的上表面上通过产生涡流芯来提高从进气流至边界层的能量传递而增加它的承载能力。
在这些方案中应当注意根据申请US2010/0176249A1的“包括涡流发生器装置的飞机的发动机短舱”。该涡流发生器装置是安装在飞机的涡轮风扇发动机短舱侧部的、有尖锐工作边缘的翅片；其中，翅片的形状和布置将不会在巡航飞行模式中增加阻力，并在飞机机翼的上表面附近产生稳定的涡流芯，且通过在增大攻角(该增大攻角是起飞和着陆模式的特征)下产生高真空区域而增加机翼的Cy。
而且，在机翼的上表面附近的涡流芯使得在机翼上表面上的纵向运动边界层分开成单独的部分，这减小了边界层的升空区域沿机翼翼展方向移动的可能性，这又增加了在低飞行速度下的允许侧倾角速率。
该技术解决方案是将涡流空气动力效果成功地应用于具有高展弦比的机翼的示例。
该技术方案的缺点是它限制于具有翼下部发动机的飞机的相对较窄使用领域。
还已知根据US7900871B2的“具有涡流发生器的机翼前缘”。该机翼包括三角形翼板(strake)，该三角形翼板布置在机翼上表面上并靠近前缘，其中，由翼板和机翼上表面形成的楔形壁架(ledge)的高度从机翼的前缘向后缘增加。
这种技术方案的缺点是，在巡航飞行模式中，机翼在低攻角下的Cx增加，因为在机翼的前缘后面布置在机翼上表面上的涡流发生器由于它们在与巡航飞行速度相对应的攻角下的流向布置而不能“关闭”。这个缺点将部分消除由于边界层在高攻角下的能量增长而带来的飞行机动性和安全性的优点。
具有本体翼板和下垂悬架(console)前缘的机翼能够作为更充分利用涡流升力优点的示例，该机翼特别是在F18 A超级大黄蜂飞机上使用。
这种机翼的优点是能够在35-40度左右的攻角下主动操纵飞机，该攻角超过了用于层流机翼的临界攻角。
该机翼的缺点是，当攻角变化时飞机交替信号重整，同时，由于随攻角的空气动力中心偏移的非线性也随着本体翼板的空气动力效率的增加而增加，这是通过增加本体翼板的长度和使得进入边缘尖锐来实现：这需要在机翼有高效率和伸展本体翼板的飞机上应用高速有线制导飞行***(FBWS)。因此，第一系列的Mig 29飞机(没有提供沿纵向轴线的FBWS)有相对较短的本体翼板，其具有钝化的工作边缘，而提供有高速FBWS的F18A超级大黄蜂有较长和尖锐的本体翼板。同时，MiG-29家族中的最现代、最完美的飞机(即MiG-35)提供有FBWS，且还有本体翼板的尖锐进入边缘。不过应当注意，当攻角变化时“涡流”重整的问题只是具有低展弦比机翼的多模式飞机的特征，该机翼的最大弦长(通常沿本体翼板基部)超过飞机总长度的一半，且可运动的水平尾翼几乎紧邻机翼的后缘布置，
还已知在申请US2012/0061522A1中所述的“波形翼型”。该技术方案将增加在高攻角下的表面升力阻力比和它的承载能力。与经典机翼部分的不同之处在于存在三维波形纹理，该纹理沿表面翼展方向展开。噪音降低是声称的附加优点。
这种空气动力表面的缺点是在高攻角下的有限效率，因为波状前缘(不像机翼的展开本体翼板)不能形成足够强的涡流。而且，还应当注意制造的复杂性，因为整个空气动力表面都为波形。
还已知根据US8789793B2的“具有波形前缘部分的飞机尾翼表面”。该技术方案将提高在不利天气条件下的飞行安全性，即用于防止由于水平尾翼前缘结冰而引起的事故。在技术上这是可能的，因为根据实验数据，结冰堆积在前缘的波形表面上在凸出波峰和凹入底部上，从而在它们之间留下无冰的部分，通过该部分的进入气流的能量能够给予空气动力表面的边界层，包括通过在冰丘边缘上形成的涡流，这又将延迟水平尾翼的失速。
这种技术方案的缺点是它的应用领域有限。
MiG23 MLD飞机也为已知，它的空气动力特征在SU1840516A1中介绍。
该飞机的机翼包括：主体部分，该主体部分有翼型部分，该翼型部分有前缘和后缘；以及至少两个涡流发生器，该涡流发生器呈齿的形式，具有沿其长度的边缘，其中，齿安装在主体部分的前缘上，以便能够在一个齿上产生两个涡流芯。齿的边缘邻接空气动力表面的主体部分的前缘。
该已知空气动力表面的缺点是较低的横向阻尼水平(这在MiG-23MLD在特殊攻角范围内的翻滚振荡特性中表现出来)，且由于在齿基部的凹口中的局部冲击波，机翼的升力阻力比变差。
还已知由Flex Innovations公司开发的Yak 54 35cc飞机的无线电控制模型的机翼。具有该机翼的飞机的描述和照片可在Internet上得到，网址为https://wiredrc.com.au/index.php/product/flex-innovations-qq-yak-54-35cc/。
该机翼在其总体设计特征上最接近于对应本发明的空气动力表面，并包括：主体部分，该主体部分有前缘和后缘，并有翼型部分；以及至少两个涡流发生器，该涡流发生器呈齿的形式，具有沿其长度的边缘，其中，齿安装在主体部分的前缘上，以便能够在一个齿上产生两个涡流芯，齿的边缘邻接空气动力表面的主体部分的前缘，且各齿沿涡流发生器长度的边缘的半径比主体部分的前缘的半径小至少五倍。
由于该飞机模型的特技飞行特性，主体部分有不弯曲的翼型部分。齿分为两组，紧靠翼尖布置，并严格地布置在翼弦的平面中，且具有相对较小尺寸，特别是齿高度不超过局部翼弦的5％。
该技术方案的主要优点是飞机向尖端失速趋势急剧降低，这通过由于形成涡流片来增加在翼尖附近的吸力表面上的边界层的能量而实现，该涡流片减慢了在翼尖附近的惰性和不稳定边界层的积累。该效果在图3-6中表示。
已知技术方案的另一优点是沿横向轴线的较高空气动力阻尼水平，这能够通过将机翼前缘上游的停滞区域破碎成单独部分来解释，这些单独部分不能同步振动(压力中心运动伴随该同步振动)。而且，在存在相当大翻滚角速率和因此同样相当大的局部攻角差异的情况下，齿的组会产生对角布置的“阻尼”涡流，该涡流会通过向相对机翼表面施加吸力来降低翻滚角速度。该效果在图2中表示。
具有在前缘的齿的已知机翼的缺点如下：
-增加阻力，因为在低正攻角下涡流发生器的边缘并不沿流向布置，这导致不能沿机翼前缘的整个长度布置齿；
-飞机横向操作变差，特别是由于不能通过增加偏转角或飞行控制表面面积来实现较高翻滚角速度(由于需要克服涡流阻尼力矩)，这使得不能同时提高抗失速性和飞机灵敏性；
-在操作已知机翼时由于存在尖锐的齿而增加受伤的危险。
本发明的主要目的是开发一种空气动力表面设计，该空气动力表面包括高展弦比，它在高攻角下有增加的承载能力，而在低攻角下最小化空气动力阻力。
附加目的如下：
-提高层状翼型部分在高攻角下的承载能力；
-对于平凸和凹凸箔，减小或消除在攻角增加时压力中心的向前运动，还对于双凸箔提供压力中心的向后运动，以便增加飞机的攻角和速率稳定性；
-定性地提高沿横向轴线的飞机阻尼；
-提供了对由表面产生的空气动力和力矩进行大范围调节的可能性。
另一个目的是保证装置的结构简单性和可靠性。
发明内容
这些问题通过提供一种飞机的空气动力表面来解决，该空气动力表面包括：主体部分，该主体部分有前缘和后缘，并有翼型部分；以及至少两个涡流发生器，该涡流发生器成齿形状，具有沿其长度的边缘，其中，齿安装在主体部分的前缘上，以便能够在一个齿上产生两个涡流芯，齿的边缘邻接空气动力表面的主体部分的前缘，且各齿沿涡流发生器长度的边缘的半径比主体部分的前缘的半径小至少五倍。
根据本发明，空气动力表面的主体部分具有弯曲的翼型部分，其中，齿安装成具有朝向主体部分的翼型部分的最小弯曲度的偏移。
空气动力表面的主体部分实施为具有弯曲的翼形部分，且齿朝向翼形部分的最小弯曲度偏移，这导致：在空气动力表面由于通过在一侧的齿产生邻接的涡流芯而增加承载能力的情况下在空气动力表面的主体部分的低正攻角下减小了阻力和提高了升力阻力比，这是因为齿严格地沿流向布置，并有接近零攻角。
优选是，齿基部的宽度与高度的比为0.8至3，齿基部的宽度与齿之间的距离的比为1.6至3.5，且齿的高度是空气动力表面的主体部分的局部弦长的10％至45％。
而且，齿的边缘制成为使其长度的至少50％变尖锐。
空气动力表面的主体部分的前缘能够制成波形，其中，齿布置在前缘的波形表面的凸起上，且该波形表面的最大箔差为在齿之间的距离的二十分之一至三分之一。这能够通过减小在主体部分前缘附近的齿边缘区域中的流动减速而进一步减小阻力。
优选是，空气动力表面还包括至少一个可偏转后缘组件，该后缘组件铰接安装在空气动力表面的主体部分的后缘上，且至少一个齿设置成相对于空气动力表面的主体部分偏转，并与空气动力表面的可偏转后缘组件运动连接，以便能够相对于空气动力表面的主体部分同步偏转，从而产生了空气动力的总力或力矩，同时空气动力补偿可运动后缘组件的铰接力矩(由于所述至少一个齿的铰接力矩符号相反)。这能够保证高效率地控制由该表面产生的空气动力，因为在减去可偏转后缘组件和齿的铰接力矩的同时使得由可偏转后缘组件和齿产生的控制力矩增加至由齿产生的涡流在主体部分上产生的涡流空气动力，这增加了控制***的增益。
而且，空气动力表面的主体部分能够制成为一个接一个安装的前后空气动力部件形式，其中，齿安装在前后空气动力部件之间，从而形成沿气流方向逐渐变细的梯形窗口，以便能够产生在后空气动力部件的表面附近的涡流芯。通过空气动力表面的这种设计，在前空气动力部件上没有涡流升力增量，这进一步增加了飞机的边界攻角稳定性。另外，当使用这种空气动力表面作为机翼和水平尾翼时，飞机在具有茂密植被的地方起飞和着陆的过程中，齿与树枝和草接合的可能性降低，且在操作该机翼或水平尾翼时受伤的危险也降低。
通过下面参考附图的说明，将更好地理解本发明的特殊性和优点。
附图说明
图1的侧视图示意表示了在低正攻角下在根据本发明的空气动力表面周围的流动性能；
图2的正视图示意表示了在已知的空气动力表面中的翻滚阻尼力矩形成模式；
图3的俯视图示意表示了在相当大正攻角下在已知空气动力表面周围的流动性能。
图4的侧视图示意表示了在相当大正攻角下在已知空气动力表面周围的流动性能；
图5的侧视图示意表示了在相当大正攻角下在已知空气动力表面上的吸力分布。
图6的侧视图示意表示了在临界高正攻角下在已知空气动力表面上的吸力分布。
图7的侧视示意图表示了根据本发明第二实施例的、通过齿和可偏转后缘组件的共同偏转的空气动力控制；
图8的俯视图示意表示了在相当大正攻角下在根据本发明第三实施例的空气动力表面周围的流动性能；
图9的侧视图示意表示了在相当大正攻角下在根据本发明第三实施例的空气动力表面周围的流动性能。
具体实施方式
根据图1中所示的本发明第一实施例的飞机的空气动力表面制成为悬架形式，并包括主体部分1，该主体部分1有弯曲的翼型部分，并有前缘2、后缘3、上侧部4、下侧部5和尖端6。制成为齿7形状的涡流发生器布置在前缘2上，该齿7有沿齿7长度布置的边缘8。齿7朝向主体部分1的翼型部分的最小弯曲度偏转。
还能够使主体部分1有波形前缘2(图3)，该前缘包括周期性重复的凸起9和凹口10，其中齿7布置在凸起9上。
根据图7中所示的本发明第二实施例的飞机的空气动力表面的特征在于齿7的可运动安装以及存在可偏转后缘组件11，其中，齿7和可偏转后缘组件11通过铰链12而安装在主体部分1上，并设置有挂架13，安装在齿7上的挂架13通过至少一个连杆14而与可偏转后缘组件11的挂架13运动连接，其中，主体部分1、挂架13和连杆14形成平行连杆运动。
根据本发明第三实施例的飞机的空气动力表面的特征在于主体部分1实施为一个接一个布置的前空气动力部件15和后空气动力部件16的形式。齿7布置在这些空气动力部件之间的间隙中，从而形成沿飞行方向逐渐变细的梯形窗口17。梯形窗口的侧壁是进入边缘8。
根据本发明第一实施例的飞机的空气动力表面操作如下。
在空气动力表面15的主体部分1的低正攻角下，齿7由于它们朝向主体部分1的翼型部分的最小弯曲度偏转而严格沿流向，并有接近零的攻角(见图1)，这减少了阻力，并增加了升力阻力比，这对于主体部分的层状箔特别重要，该箔有向后移动的Cymax。而且，在接近零的攻角下，空气动力表面的阻力进一步减小，这是因为齿7的边缘8的点布置在主体部分1的前缘2附近并在流18的停滞区域中，且因为齿7的边缘8尖锐。
另外，由于前缘2的波形箔，阻力能够进一步减小，这减小了在边缘8靠近前缘2的区域中的流的减速度。
当空气动力表面到达高正攻角时，在边缘8处的压力降创造了用于产生涡流芯的条件，该涡流芯的稳定性随雷诺数的增加而增加，其中，用于产生涡流的进入流能量将部分给予在主体部分1的上侧部4上的边界层，这增加了空气动力表面的Cy，并增加了临界α(见图3和4)。
在这种情况下，未用于保持边界层能量并在涡流从主体部分1的上侧部4脱落的过程中损失的涡流能量的部分将更大，齿基部7的高度和宽度与主体部分1的局部弦长的比更大，这确定了该技术方案的优化方向。
在空气动力表面模型的实验中，对于齿的相对高度为主体部分1的局部弦长的5％至25％的机翼，临界α的范围为从35至40度，其中，主体部分1的箔相对厚度为12％，且压力中心在攻角增加时向后运动，这能够初步断定所提出的空气动力表面可用于例如直升机的尾部螺旋桨，该尾部螺旋桨的操作经常在很小的失速边界的条件下进行(由于由反扭矩转子产生的控制和补偿力矩的总和)。
在这种情况下，实现了在根据本发明的空气动力表面中的压力中心的向后运动，因为当攻角α增加时，“涡流”吸力增量的主要部分在主体部分1的上侧部4的中部和后部处下降，这补偿了在主体部分1的下侧部5上的前向压力重新分布(见图5和6)。
具有波状前缘2的空气动力表面在涡流产生模式中的操作的特征是在高攻角下由于当涡流类型流动从边缘8到达主体部分1的上侧部4时产生的较小阻力而获得的较小Cx，因为齿7安装在凸起9上使得前缘2在与边缘8相邻的点处有局部扫掠角。
根据本发明第二实施例的空气动力表面(该表面设置有齿7，该齿7安装在铰链12上，并通过连杆14和挂架13而与可偏转后缘组件11运动连接)的操作的特征在于能够高效控制由该表面产生的空气动力，因为在减去可偏转后缘组件i1和齿7的铰接力矩(这相当于传统的飞行控制表面的气动平衡)的同时，由可偏转后缘组件11和齿7产生的控制力矩添加至由齿7产生的涡流在主体部分1上产生的涡流空气动力上，这增加了控制***的益处(参见图7)
根据本发明第三实施例的空气动力表面(该空气动力表面的主体部分制成为前和后空气动力部件15和16的形式)的操作的特征在于，在前空气动力部件15上不存在涡流省力增量将另外增加了飞机的边界攻角稳定性。而且，当使用这样的空气动力表面作为机翼和水平尾翼时，由于与尖锐边缘8的意外接触而使人受伤的可能性降低(见图8和9)。
因此，由于在前缘上有齿的空气动力表面的已知设计中引入结构变化，成功解决了以下问题：
-在低攻角下减少阻力；
-提高飞机的抵抗力和灵敏性，还增加飞机控制***的益处；
-减少受伤危险；
-提高攻角稳定性。
而且，由于在后缘附近的边界层能量增加，排除了压力中心在攻角增加时的向前运动，这提高了飞机的攻角和速率稳定性。

Claims (6)

1.一种飞机的空气动力表面，包括：
主体部分，所述主体部分具有前缘和后缘，并具有翼型部分；以及
至少两个涡流发生器，所述涡流发生器呈齿的形状，具有沿其长度的边缘，其中，齿安装在主体部分的前缘上，以便能够在一个齿上产生两个涡流芯，齿的边缘邻接空气动力表面的主体部分的前缘，各齿沿涡流发生器长度的边缘的半径比主体部分的前缘的半径小至少五倍；
其特征在于，空气动力表面的主体部分具有弯曲的翼型部分，齿朝向主体部分的翼型部分的最小弯曲度偏移。
2.根据权利要求1所述的空气动力表面，其特征在于：
齿基部的宽度与高度的比为0.8至3；
齿基部的宽度与齿之间的距离的比为1.6至3.5；以及
齿的高度是空气动力表面的主体部分的局部弦长的10％至45％。
3.根据权利要求1所述的空气动力表面，其特征在于：齿的边缘制成为使其长度的至少50％变尖锐。
4.根据权利要求1所述的空气动力表面，其特征在于：空气动力表面的主体部分的前缘制成波形；
齿布置在前缘的波形表面的凸起上；以及
所述波形表面的最大箔差为齿之间距离的二十分之一至三分之一。
5.根据权利要求1所述的空气动力表面，其特征在于：所述空气动力表面还包括至少一个可偏转的后缘组件，所述后缘组件铰接安装在空气动力表面的主体部分的后缘上，至少一个齿设置成相对于空气动力表面的主体部分偏转，并与空气动力表面的可偏转的后缘组件运动连接，以便能够相对于空气动力表面的主体部分同步偏转，从而产生了空气动力的总力或力矩，同时因为所述至少一个齿的铰接力矩符号相反而空气动力补偿可运动的后缘组件的铰接力矩。
6.根据权利要求1所述的空气动力表面，其特征在于：空气动力表面的主体部分制成为一个接一个安装的前空气动力部件和后空气动力部件的形式，齿安装在前空气动力部件和后空气动力部件之间，从而形成沿气流方向逐渐变细的梯形窗口，以便能够产生在后空气动力部件的表面附近的涡流芯。
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