CN114194373B - 一种飞机机翼及飞机 - Google Patents
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Abstract
本申请公开一种飞机机翼，其剖面结构包括翼型前缘、翼型中部上段、翼型中部下段以及翼型后缘，以翼型中弧线靠近翼型前缘的端点作为坐标系的原点，以翼型中弧线两端点之间的连线作为坐标系的X轴，则翼型的形状和尺寸满足以下关系：f/C＝1.875％‑5.625％；Xf/C＝36.71％；t/C＝6.925％‑20.775％；Xt/C＝32.31％；其中，f为翼型中弧线纵坐标的最大值，Xf为f点对应的横坐标数值，t为翼型的最大厚度值，Xt为翼型最大厚度位置对应的横坐标值，C为翼型的弦长。翼型的具体形状由通过给定坐标点的光顺曲线来定义。本申请公开的机翼在过渡雷诺数范围内具有升力系数大、大升力系数时阻力系数低、机翼的俯仰力矩较低，内部空间大等优点，同时翼型后缘外形的改进也降低了生产制造的难度。
Description
技术领域
本申请涉及机翼翼型技术领域，尤其涉及一种飞机机翼及飞机。
背景技术
对于飞行器而言，通常将飞行雷诺数5万-10万范围称为低雷诺数，600万以上为高雷诺数，而100万-300万范围介于高低雷诺数之间，可称为过渡雷诺数。在过渡雷诺数范围内，气流的流动特性更接近高雷诺数状态，但也存在层流附面层区域大、层流区局部分离气泡等特殊流态，翼型关键气动特性数据如最大升力系数、阻力系数等往往在此区域内产生较大变化。
目前大量通用飞机或无人机等在起飞、着陆等小速度飞行状态下通常会进入过渡雷诺数范围。但是常见的通用飞机多采用NACA四位、五位数字翼型或NACA6族翼型，这些翼型在过渡雷诺数范围内运行时，会产生较大的性能损失，而低雷诺数翼型往往又存在弯度过大、相对厚度小、低头俯仰力矩偏大等问题，因此也并不适用于过渡雷诺数范围。
发明内容
基于上述背景技术的问题，本申请提供了一种飞机机翼及飞机，解决传统机翼翼型在低雷诺数范围内运行时低头俯仰力矩大、性能损失严重的问题。
第一方面，本申请公开一种飞机机翼，其剖面形状包括翼型前缘、翼型中部上段、翼型中部下段以及翼型后缘，其特征在于，以翼型中弧线靠近翼型前缘的端点作为坐标系的原点，以翼型中弧线两端点之间的连线作为坐标系的X轴，则翼型的形状和尺寸满足以下关系：
f/C＝1.875％-5.625％；
Xf/C＝36.71％；
t/C＝6.925％-20.775％；
Xt/C＝32.31％；
其中，f为翼型中弧线纵坐标的最大值，Xf为f点对应的横坐标数值，t为翼型的最大厚度值，Xt为翼型最大厚度位置对应的横坐标值，C为翼型的弦长。
可选的，所述机翼剖面的形状由通过给定坐标点来定义，当定义翼型的弦长C＝1时，翼型上表面、下表面坐标包括：
| x | y上 | y下 | x | y上 | y下 |
| 0 | 0 | 0 | 0.45 | 0.10144 | -0.02873 |
| 0.005 | 0.01578 | -0.01096 | 0.5 | 0.09614 | -0.02686 |
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| 0.35 | 0.10647 | -0.03148 | 1 | 0.00097 | -0.00094 |
| 0.4 | 0.10488 | -0.03028 |
其中，当x坐标不变时，所述y上、y下的坐标可同步缩放0.5-1.5倍。
可选的，所述翼型后缘的上下表面为平直面。
可选的，所述翼型后缘的上下表面分别与翼型中部上段、翼型中部下段平滑过渡。
第二方面，本申请公开一种飞机，包括第一方面中任一项所述的飞机机翼。
本申请的有益效果如下：
本申请的翼型在过渡雷诺数范围内最大升力系数得到提升，最大俯仰力矩得到降低，显著降低了尾翼所需的配平力矩；大升力系数时具有较为明显的减阻作用，使得在起飞或爬行阶段翼型的阻力降低，因此飞行状态性能得到改善；对翼型后缘部分进行拉直处理，降低了翼型生产制造的难度；由于本申请翼型在20％-80％弦长范围内，翼型厚度增加，使得机翼内部内燃油的装载容积得到提升。
附图说明
为了更清楚地说明本申请的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图，而并不超出本申请要求保护的范围。
图1为本申请实施例给出的飞机机翼的一种结构示意图，此外形对应的参数为f/C＝3.75％；t/C＝13.85％。
图2为本申请实施例与原始翼型Wortmann FX63-137的外形对比图。
图3为本申请实施例、原始翼型与经典的NACA2412翼型升力曲线对比图。
图4为本申请实施例、原始翼型与NACA2412翼型阻力曲线对比图。
图5为本申请实施例、原始翼型与NACA2412翼型俯仰力矩曲线对比图。
图6为本申请实施例与原始翼型在典型升力系数0.7时的压力分布对比图。
图中，1、翼型前缘；2、翼型中部上段；3、翼型中部下段；4、翼型后缘；5、翼型中弧线。
具体实施方式
下面结合本申请实施例中的附图，对本申请的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
由于NACA四位、五位翼型和NACA6族翼型在较低雷诺数范围内性能不佳，同时应用在过渡雷诺数范围内时也会造成性能损失。因此，相关技术中对于过渡雷诺数范围内翼型的选择，常用方案之一是Wortmann FX63-137翼型(以下将其称为原始翼型)，风洞试验表明该翼型在过渡雷诺数范围内具有较优的升阻特性，但是也存在低头俯仰力矩大、后缘弯度大不易制造、中段厚度不足等问题，所以将其直接应用于通用飞机或无人机中，也存在较大的弊端。
参照图1，为本申请实施例公开的一种飞机机翼，本申请中以机翼的剖面图来体现机翼的翼型结构，根据空间位置将其划分为翼型前缘1、翼型中部上段2、翼型中部下段3以及翼型后缘4。
为方便描述以及呈现翼型的形状尺寸，建立以下二维坐标系，以翼型中弧线5靠近翼型前缘1的端点作为坐标系的原点，以翼型中弧线5两端点之间的连线作为坐标系的X轴，则翼型中弧线5两端点之间的距离为翼型的弦长C，上述中翼型前缘1为翼型弦长C的前20％部分，翼型后缘4为翼型弦长C的后20％部分，翼型前缘1与翼型后缘4之间的部分为中部，分为翼型中部上段2和翼型中部下段3。
经CFD方法迭代优化后，形成的翼型优化方案如下：
f/C＝1.875％-5.625％，其中，f为翼型中弧线纵坐标的最大值，也可以将其称为翼型的最大弯度；Xf/C＝36.71％，其中，Xf为坐标系内f点对应的横坐标数值；t/C＝6.925％-20.775％，其中，t为翼型的最大厚度值；Xt/C＝32.31％，其中，Xt为翼型最大厚度位置对应的横坐标数值。
作为本申请实施例一种可选的技术方案，机翼剖面外形由通过给定坐标点的光顺曲线来确定，定义弦长C＝1，基准参数取为f/C＝3.75％，t/C＝13.85％。则翼型上下表面的坐标如下表所示：
| x | y上 | y下 | x | y上 | y下 |
| 0 | 0 | 0 | 0.45 | 0.10144 | -0.02873 |
| 0.005 | 0.01578 | -0.01096 | 0.5 | 0.09614 | -0.02686 |
| 0.0125 | 0.02571 | -0.01531 | 0.55 | 0.08890 | -0.02459 |
| 0.025 | 0.03698 | -0.01954 | 0.6 | 0.08011 | -0.02149 |
| 0.05 | 0.05250 | -0.02427 | 0.65 | 0.06997 | -0.01710 |
| 0.075 | 0.06397 | -0.02708 | 0.7 | 0.05781 | -0.01139 |
| 0.1 | 0.07373 | -0.02896 | 0.75 | 0.04369 | -0.00509 |
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| 0.25 | 0.10289 | -0.03271 | 0.9 | 0.01601 | -0.00128 |
| 0.3 | 0.10592 | -0.03230 | 0.95 | 0.00849 | -0.00111 |
| 0.35 | 0.10647 | -0.03148 | 1 | 0.00097 | -0.00094 |
| 0.4 | 0.10488 | -0.03028 |
应当理解的是，上述形状可进行y向缩放形成系列翼型，具体做法是在x坐标不变时，y上、y下同时缩放0.5-1.5倍，并通过缩放后的坐标作出光顺曲线。
针对上述翼型，本申请取典型过渡雷诺数为150万的状态，采用求解雷诺均NS方程并结合γ-θ转捩模型的CFD计算方法，对比评估了本申请翼型、原始翼型与NACA2412翼型的气动特性差异，得出的结论如下：
参照图3，本申请实例相对传统NACA翼型最大升力系数得到提升，相对NACA2412翼型，最大升力系数提升5.6％。
参照图4，本申请实例相对传统NACA翼型在大升力系数时具有较为明显的减阻作用，飞机的起飞、爬升飞行状态性能得到改善。在升力系数＜0.8时阻力与NACA2412翼型相当，但当升力系数＞0.8时，相对NACA2412翼型阻力降低，有利于爬升,。
参照图5，本申请实例相对原始翼型俯仰力矩系数绝对值得到降低，显著降低了尾翼所需的配平力矩，配平导致的升力、阻力损失得到改善。本申请实例的俯仰力矩绝对值与NACA2412翼型相当，而相对原始翼型俯仰力矩绝对值降低达68％。
参照图6，在相同的常用升力系数状态下，本申请实施例上下翼面压力差主要集中在前段，改善了原始翼型后段载荷大、低头力矩大的缺点。另外，结合上述图表中坐标以及附图2可知，为了保留原始翼型在过渡雷诺数范围内的失速特性柔和的优势，翼型的前缘和中部上段外形及坐标保持不变。
本申请的翼型在中部下段设计加厚区，60％弦长处为最大厚度增量的控制点，带动了20％-80％弦长范围内翼型整体厚度的增加，因此对机翼来讲，其内部内燃油的装载容积得到提升，同时使机翼承载弯矩的力臂增大；相对传统的NACA系列翼型装载容积提升幅度更大。
参照图1，作为本申请实施例一种可选的技术方案，本申请中翼型后缘4的上下表面为平直面，而原始翼型的后缘部分为向下弯曲的一个弧形部分，且具有相对较窄的尖端，相对原始翼型的大弯度弧面来讲，由尖锐剖面改为直剖面，降低了生产制造的难度。
可选的，本申请翼型后缘4的上下表面分别与翼型中部上段2、翼型中部下段3平滑过渡，保持原始翼型失速特性柔和的优点。而且翼型后缘4的整体厚度相对原始翼型增加。
本申请实施例还公开了一种飞机，采用上述任意一种实施例中的飞机机翼。
以上对本申请实施例进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明仅用于帮助理解本申请的技术方案及其核心思想。因此，本领域技术人员依据本申请的思想，基于本申请的具体实施方式及应用范围上做出的改变或变形之处，都属于本申请保护的范围。综上所述，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。
Claims (3)
1.一种飞机机翼，其剖面形状包括翼型前缘、翼型中部上段、翼型中部下段以及翼型后缘，其特征在于，以翼型中弧线靠近翼型前缘的端点作为坐标系的原点，以翼型中弧线两端点之间的连线作为坐标系的X轴，则翼型的形状和尺寸满足以下关系：
f/C＝1.875％-5.625％；
Xf/C＝36.71％；
t/C＝6.925％-20.775％；
Xt/C＝32.31％；
其中，f为翼型中弧线纵坐标的最大值，Xf为f点对应的横坐标数值，t为翼型的最大厚度值，Xt为翼型最大厚度位置对应的横坐标值，C为翼型的弦长；
所述机翼剖面的形状由通过给定坐标点来定义，当定义翼型的弦长C＝1时，翼型上表面、下表面坐标包括：
其中，当x坐标不变时，所述y上、y下的坐标可同步缩放0.5-1.5倍；
所述翼型前缘为所述翼型弦长C的前20％部分，所述翼型后缘为所述翼型弦长C的后20％部分，所述翼型后缘的上下表面为平直面。
2.根据权利要求1所述的飞机机翼，其特征在于，所述翼型后缘的上下表面分别与翼型中部上段、翼型中部下段平滑过渡。
3.一种飞机，其特征在于，包括权利要求1-2中任一项所述的飞机机翼。
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