一种可改善大攻角分离特性的翼型构型

摘要

本发明公开了一种可改善大攻角分离特性的翼型构型及其设计方法，所述翼型构型包括主翼、椭圆翼，所述椭圆翼通过管弦结构设置在主翼的前缘点吸力面上，在来流的作用下，椭圆翼两侧产生交替的下泻涡；所述管弦结构包括第一固定环锁、第二固定环锁和旋转螺栓，其中第一固定环锁设置在主翼展向方向的25％处，第二固定环锁设置在主翼展向方向的75％处，旋转螺栓设置在主翼展向方向的100％处；本翼型构型在基本不消耗能量、产生附加阻力较小的情况下能够有效抑制翼型大攻角气流分离，提高翼型升力系数的同时降低阻力系数，具有可大幅提升翼型的升阻比，改善大攻角气动性能的特点。

说明书

技术领域

本发明涉及机翼气动外形设计技术领域，具体涉及一种可改善大攻角分离特性的翼型构型及其设计方法。

背景技术

在大攻角来流条件下，飞行器会出现大尺度的翼面流动分离现象，导致翼型的升力系数大幅降低，同时阻力系数提高，气动性能急剧恶化，且气流在翼型上边界层发生分离时，将会造成失速的严重后果，极易发生航空事故；因此，研究改善流场，抑制翼型流动分离的有效方案，对改善大攻角状态下飞行器的的机动性和安全性都具有重要意义；

流动控制的本质是通过对局部流动施加力、质量、能量等物理量，利用流体间流体动力的相互作用，引发流场的局部或全局流动改变；根据有无额外辅助能量消耗，流动控制方法可分为主动控制方法和被动控制方法两类；被动流动控制技术最典型的工程应用为涡流发生器，其主要控制机理为通过涡流发生器产生涡流向低能量的边界层传输能量，以达到克服逆压梯度、延缓气流分离的作用，进而可以增大机翼的失速攻角和最大升力系数，产生增升作用的代价为阻力的增大和升阻比的降低；除涡流发生器外开缝翼型、仿生结节及沟槽技术都属于被动流动控制的范畴。主动流动控制的控制方式为在流场内直接施加适当的扰动，与翼型本身绕流相互耦合来实现对流动的控制，其抑制气流分离的主要途径包括射流、吹气和吸气、释放等离子体等方式，和被动流动控制技术相比主动流动控制技术在非设计状态仍可以对翼型流动进行有效的控制，但相应地会增加飞行器的重量与能量消耗；翼型前缘振动椭圆翼构型作为一种流动控制方法，其工作原理与涡流发生器类似，常规的涡流发生器通常安装于机体表面，通过产生纵向涡来增加边界层内部流体与外部流体的混合，从而将动量传递给边界层，使处于逆压梯度中的边界层流场在获得附加能量后能够继续贴附在机体表面，达到延迟或消除流动分离的目的；

现阶段抑制翼型大攻角气流分离进而提升翼型气动性能的主要技术为流动控制技术，按照控制时是否需要外加能量，流动控制技术可以分为主动流动控制技术和被动流动控制技术两类；主动流动控制以合成射流、吹气吸气、释放等离子体等方式对翼型绕流进行控制，进而提升翼型的气动特性，其主要缺点为需要额外消耗能量，且在机翼内部布置主动流动控制的相关设备会增加飞行器的起飞重量，在一定程度上影响了飞行器的经济性能；被动控制技术包括被动型涡流发生器、失速带、襟翼和微型小插片、肋条等，其主要缺点为在对翼型绕流进行影响的同时会产生额外附加的阻力，且由于被动流动控制的控制方式及控制效果是预先设计完成的，在飞行器偏离设计状态的情况下被动流动控制无法正常发挥作用，甚至对翼型的气动特性产生不利影响。

发明内容

针对上述存在的问题，本发明旨在提供一种可改善大攻角分离特性的翼型构型及其设计方法，通过在翼型前缘附近加装微小的椭圆翼组合成复合翼，并赋予其以一定的振动形式，椭圆翼可对来流进行导向控制，与主翼进行能量交换，提高主翼抵抗流动分离的能力，以达到提升机翼失速攻角及改善大攻角气动特性的作用，本翼型构型在基本不消耗能量、产生附加阻力较小的情况下能够有效抑制翼型大攻角气流分离，提高翼型升力系数的同时降低阻力系数，具有可大幅提升翼型的升阻比，改善大攻角气动性能的特点。

为了实现上述目的，本发明所采用的技术方案如下：

一种可改善大攻角分离特性的翼型构型，包括主翼、椭圆翼，所述椭圆翼通过管弦结构设置在主翼的前缘点吸力面上，在来流的作用下，椭圆翼两侧产生交替的下泻涡；所述管弦结构包括第一固定环锁、第二固定环锁和旋转螺栓，其中第一固定环锁设置在主翼展向方向的25％处，第二固定环锁设置在主翼展向方向的75％处，旋转螺栓设置在主翼展向方向的100％处，且第一固定环锁、第二固定环锁和旋转螺栓的另一端均与椭圆翼连接。

优选的，所述的椭圆翼为前后对称翼型，且所述椭圆翼的弦长为主翼弦长的 1％。

优选的，所述的椭圆翼有布置于主翼的翼型前缘点吸力面前方和上方两种布置形式，且设置时椭圆翼的椭圆翼中心距前缘点的距离均为主翼翼型的4％至6％弦长。

优选的，所述的椭圆翼的振动形式可为俯仰运动或沉浮运动，运动方程为： y＝Asin(2πft)。

优选的，所述的椭圆翼做俯仰运动时，振幅为0.1～0.3rad，频率为16～64。

优选的，所述的椭圆翼做沉浮运动时，频率对其控制效果影响很小，振幅为 0.5％～1％的主翼弦长。

一种可改善大攻角分离特性的翼型构型的设计方法，包括如下步骤

S1.首先使用基于二维雷诺平均Navier-Stokes方程的数值模拟方法对在翼型前缘设置静态椭圆翼构型的外形参数进行优化设计:

S2.在翼型前缘设置静态椭圆翼构型的基础上，使用效果最优的静态椭圆翼构型，赋予椭圆翼一定的振动形式，对在翼型前缘设置振动椭圆翼构型进行优化设计，分别将振动的频率、振幅作为设计变量；

S3.在大攻角条件下对其进行计算，以最大升阻比及抑制翼面上流动分离的效果为优化目标，选出合适的椭圆翼振动参数，完成翼型构型的设计。

优选的，步骤S1所述的使用基于二维雷诺平均Navier-Stokes方程的数值模拟方法对在翼型前缘设置静态椭圆翼构型的外形参数进行优化设计的过程包括：

S101.分别将椭圆翼的弦长和椭圆翼与翼型的位置关系作为设计变量，在大攻角条件下，对翼型前缘不同位置的不同弦长大小的椭圆翼的翼型构型进行升阻比计算；

S102.并将计算结果与原始翼型进行对比，以最大升阻比作为优化目标，选出合适的椭圆翼尺寸及设置位置。

本发明的有益效果是：本发明公开了一种可改善大攻角分离特性的翼型构型及其设计方法，与现有技术相比，本发明的改进之处在于：

(1)针对现有技术存在的问题，本发明设计了一种可改善大攻角分离特性的翼型构型，本构型可以在基本不消耗能量、产生附加阻力较小的情况下有效抑制翼型大攻角气流分离，提高翼型升力系数的同时降低阻力系数，大幅提升翼型的升阻比，改善大攻角气动性能；

(2)同时本构型抑制气流分离、提升机翼大攻角气动性能的主要机理为设置在主翼前缘的椭圆翼产生的脱落涡以及由于振动产生的尾涡与翼型的边界层相互作用，进而将动量引入边界层，起到延迟气流分离、增升减阻的作用；同时由于升力面后部驻点后移，前缘设置椭圆翼构型的下表面压强高于原始翼型，进而致使翼型具有更优的大攻角气动特性；且通过在实验中，将本翼型前缘振动椭圆翼构型与未设置椭圆翼的翼型相比，椭圆翼对流动分离的抑制效果显著，翼型上原有的大分离泡完全消失或变成了靠近翼型尾缘处很小的分离泡，同时升力系数提高，阻力系数下降，升阻比大幅提高至原始翼型的3倍左右，因此本翼型构型具有可大幅提升翼型的升阻比，改善大攻角气动性能的优点。

附图说明

图1为本发明椭圆翼布置于翼型前缘点前方构型的全局视图。

图2为本发明椭圆翼布置于翼型前缘点前方构型翼型前缘处的局部视图。

图3为本发明椭圆翼布置于翼型前缘点上方构型全局视图。

图4为本发明椭圆翼布置于翼型前缘点上方构型翼型前缘处局部视图。

图5为本发明椭圆翼与主翼安装形式的全局视图。

图6为本发明主翼展向25％处设置的固定环索的局部视图。

图7为本发明实施例2原始翼型及前置振动椭圆翼构型流场流线图。

图8为本发明实施例2原始翼型及前置振动椭圆翼构型马赫数云图 (Ma＝0.15)。

图9为本发明实施例2原始翼型与本发明设计的构型气动性能参数对比图。

图10为本发明实施例3原始翼型及前置振动椭圆翼构型流场流线图。

图11为本发明实施例3原始翼型及前置振动椭圆翼构型马赫数云图 (Ma＝0.15)。

图12为本发明实施例3原始翼型与本发明设计的构型气动性能参数对比图。

图13为本发明实施例4原始翼型及前置振动椭圆翼构型流场流线图。

图14为本发明实施例4原始翼型及前置振动椭圆翼构型马赫数云图 (Ma＝0.15)。

图15为本发明实施例4原始翼型与本发明设计的构型气动性能参数对比图。

其中：图7-1为本发明实施例2NACA0012原始翼型构型流场流线图，图7-2 为本发明实施例2前置振动椭圆翼构型流场流线图；图8-1为本发明实施例2 NACA0012原始翼型构型马赫数云图，图8-2为本发明实施例2前置振动椭圆翼构型马赫数云图；图9-1为本发明实施例2原始翼型与本发明设计的构型升力系数对比图，图9-2为本发明实施例2原始翼型与本发明设计的构型阻力系数对比图，图9-3为本发明实施例2原始翼型与本发明设计的构型升阻比对比图；

图10-1为本发明实施例3NACA0012原始翼型构型流场流线图，图10-2为本发明实施例3前置振动椭圆翼构型流场流线图；图11-1为本发明实施例3 NACA0012原始翼型构型马赫数云图，图11-2为本发明实施例3前置振动椭圆翼构型马赫数云图；图12-1为本发明实施例3原始翼型与本发明设计的构型升力系数对比图，图12-2为本发明实施例3原始翼型与本发明设计的构型阻力系数对比图，图12-3为本发明实施例3原始翼型与本发明设计的构型升阻比对比图；

图13-1为本发明实施例4NACA0012原始翼型构型流场流线图，图13-2为本发明实施例4前置振动椭圆翼构型流场流线图；图14-1为本发明实施例4 NACA0012原始翼型构型马赫数云图，图14-2为本发明实施例4前置振动椭圆翼构型马赫数云图；图15-1为本发明实施例4原始翼型与本发明设计的构型升力系数对比图，图15-2为本发明实施例4原始翼型与本发明设计的构型阻力系数对比图，图15-3为本发明实施例4原始翼型与本发明设计的构型升阻比对比图；

1.主翼，2.椭圆翼，3.前缘点，4.椭圆翼中心，5.第一固定环锁，6.第二固定环锁，7.旋转螺栓。

具体实施方式

为了使本领域的普通技术人员能更好的理解本发明的技术方案，下面结合附图和实施例对本发明的技术方案做进一步的描述。

为克服现阶段抑制翼型大攻角气流分离进而提升翼型气动性能的主要技术为流动控制技术，按照控制时是否需要外加能量，流动控制技术可以分为主动流动控制技术和被动流动控制技术两类。主动流动控制以合成射流、吹气吸气、释放等离子体等方式对翼型绕流进行控制，进而提升翼型的气动特性，其主要缺点为需要额外消耗能量，且在机翼内部布置主动流动控制的相关设备会增加飞行器的起飞重量，在一定程度上影响了飞行器的经济性能。被动控制技术包括被动型涡流发生器、失速带、襟翼和微型小插片、肋条等，其主要缺点为在对翼型绕流进行影响的同时会产生额外附加的阻力，且由于被动流动控制的控制方式及控制效果是预先设计完成的，在飞行器偏离设计状态的情况下被动流动控制无法正常发挥作用，甚至对翼型的气动特性产生不利影响的问题。

参照附图1-9所示，一种可改善大攻角分离特性的翼型构型及其设计方法，所述可改善大攻角分离特性的翼型构型包括主翼1、椭圆翼2，所述椭圆翼2通过管弦结构设置在主翼1的前缘点3吸力面上，所述椭圆翼2相对主翼1而言极其微小，在来流的作用下，椭圆翼2两侧产生交替的下泻涡，使得椭圆翼2受到横向及流向的脉动压力，进而引发振动；所述管弦结构为类似弦乐器的结构，在椭圆翼2安装过程中每隔一段距离设置固定键来控制椭圆翼2的位置，分别在主翼展向方向的25％处、主翼展向方向的75％处和主翼展向方向的100％处设置有第一固定环锁5、第二固定环锁6和旋转螺栓7，且第一固定环锁5、第二固定环锁6和旋转螺栓7的另一端均与椭圆翼2连接，即通过第一固定环锁5、第二固定环锁6和旋转螺栓7将椭圆翼按主翼展向长度的0％～25％，25％～75％和 75％～100％分成三段，同时通过在主翼末端的旋转螺栓7来调节椭圆翼2的松紧。

优选的，所述的椭圆翼2为前后对称翼型，且所述椭圆翼2的弦长为主翼1 弦长的1％，具体尺寸根据主翼1的弦长确定。

优选的，所述的椭圆翼2在主翼1上的布置形式有布置于主翼1的翼型前缘点吸力面前方和上方等两种布置形式，且设置时椭圆翼2的椭圆翼中心4距前缘点3的距离均为主翼1翼型的4％至6％弦长。

优选的，所述的椭圆翼2的振动形式可为俯仰运动或沉浮运动，运动方程为： y＝Asin(2πft)，两种振动形式均能达到良好的控制效果；

(1)椭圆翼2做俯仰运动时，振幅为0.1～0.3rad，频率为16～64；

(2)椭圆翼做沉浮运动时，频率对其控制效果影响很小，振幅为0.5％～1％主翼1的弦长。

优选的，所述的主翼1的翼型为NACA0012翼型，为亚音速高升力常用翼型，根据飞行器实际需要可选其他翼型。

实施例1：一种如上所述的可改善大攻角分离特性的翼型构型的设计方法，包括如下步骤

S1.首先使用基于二维雷诺平均Navier-Stokes方程的数值模拟方法对在翼型前缘设置静态椭圆翼构型的外形参数进行优化设计；

S2.在翼型前缘设置静态椭圆翼构型的基础上，使用效果最优的静态椭圆翼构型，赋予椭圆翼一定的振动形式，对在翼型前缘设置振动椭圆翼构型进行优化设计，分别将振动的频率、振幅作为设计变量；

S3.在大攻角条件下对其进行计算，以最大升阻比及抑制翼面上流动分离的效果为优化目标，选出合适的椭圆翼振动参数，完成翼型构型的设计。

优选的，步骤S1所述的使用基于二维雷诺平均Navier-Stokes方程的数值模拟方法对在翼型前缘设置静态椭圆翼构型的外形参数进行优化设计的过程包括：

S101.分别将椭圆翼的弦长和椭圆翼与翼型的位置关系作为设计变量，在大攻角条件下，对翼型前缘不同位置的不同弦长大小的椭圆翼的翼型构型进行升阻比计算；

S102.并将计算结果与原始翼型进行对比，以最大升阻比作为优化目标，选出合适的椭圆翼尺寸及设置位置。

实施例2：本实施案例采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的数值模拟方法对翼型前缘振动的椭圆翼构型的大攻角气动特性进行数值仿真，验证本发明的翼型前缘振动的椭圆翼构型可在大攻角状态下可有效抑制气流分离、显著提升机翼大攻角气动特性，所述仿真过程包括：

S1.仿真对象为在翼型前缘前方设置振动椭圆翼构型，主翼翼型为NACA0012 翼型，椭圆翼弦长为主翼弦长的1％，设置于翼型前缘点正前方，椭圆翼中心距前缘点的距离为主翼弦长的4％；以椭圆翼做沉浮运动为例，运动方程为： y＝Asin(2πft)，振幅取主翼弦长的1％，频率取16；

S2.得到图7为来流马赫数为0.15，攻角为18°情况下单个NACA0012翼型及本发明设计的改进构型的流场流线图；可以看出，在大攻角状态下单个的 NACA0012翼型的上表面出现了严重的气流分离，翼型上表面绝大部分区域被大分离泡覆盖，导致了翼型上表面压强显著升高，机翼大攻角升力特性损失严重；和原始翼型相比，本发明设计的前置振动椭圆翼构型能起到很好的抑制大攻角下流动分离的效果，翼型上原有的较大的分离泡变成了翼型尾缘处较小的分离泡，这对于提升翼型的失速攻角及大攻角时的气动性能具有重要的意义；

S3.图8为NACA0012原始翼型与翼型前缘振动椭圆翼构型在攻角为18°情况下的马赫数云图；通过图8可以看出，和原始翼型相比，本发明设计的前缘振动椭圆翼构型下表面的流速相对较低，而其上表面的流速相对较高，这对于提升升力面上下表面压强差具有重要意义；

S3.图9为来流马赫数为0.15情况下，原始翼型与本发明设计的翼型前缘振动椭圆翼构型在计算来流攻角为0°～20°时的气动性能参数对比；通过图9可以看出，在小攻角情况下，翼型前缘振动椭圆翼构型未对翼型的气动性能造成不利影响，且升阻比略高于原始翼型。当来流攻角大于12°，本发明设计的构型的阻力系数有小幅度的增大，升阻比下降。原始翼型在攻角为16°时进入失速区，升阻比急剧下降，而本发明设计的构型在大攻角情况下增升效果明显，失速攻角延缓至18°；

经上述数值模拟方法验证结果可知，本实例中设计得到的翼型前缘振动椭圆翼构型在亚音速大攻角状态下可有效抑制气流分离、在基本不产生附加阻力的情况下大幅提升翼型的升力特性和升阻比，延缓失速攻角，能够有效改善气动性能，显著提高飞行器的机动能力和经济性。

实施例3：本实施案例采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的数值模拟方法对翼型前缘振动的椭圆翼构型的大攻角气动特性进行数值仿真，验证本发明的翼型前缘振动的椭圆翼构型可在大攻角状态下可有效抑制气流分离、显著提升机翼大攻角气动特性，所述仿真过程包括：

S1.仿真对象为在翼型前缘前方设置振动椭圆翼构型，主翼翼型为NACA0012 翼型，椭圆翼弦长为主翼弦长的1％，设置于翼型前缘点正前方，椭圆翼中心距前缘点的距离为主翼弦长的5％；以椭圆翼做沉浮运动为例，运动方程为： y＝Asin(2πft)，振幅取主翼弦长的1％，频率取16；

S2.得到图10为来流马赫数为0.15，攻角为18°情况下单个NACA0012翼型及本发明设计的改进构型的流场流线图；可以看出，在大攻角状态下单个的 NACA0012翼型的上表面出现了严重的气流分离，翼型上表面绝大部分区域被大分离泡覆盖，导致了翼型上表面压强显著升高，机翼大攻角升力特性损失严重；和原始翼型相比，本发明设计的前置振动椭圆翼构型能起到很好的抑制大攻角下流动分离的效果，翼型上原有的较大的分离泡变成了翼型尾缘处很小的分离泡，这对于提升翼型的失速攻角及大攻角时的气动性能具有重要的意义；

S3.图11为NACA0012原始翼型与翼型前缘振动椭圆翼构型在攻角为18°情况下的马赫数云图；通过图11可以看出，和原始翼型相比，本发明设计的前缘振动椭圆翼构型下表面的流速相对较低，而其上表面的流速相对较高，这对于提升升力面上下表面压强差具有重要意义；

S3.图12为来流马赫数为0.15情况下，原始翼型与本发明设计的翼型前缘振动椭圆翼构型在计算来流攻角为0°～20°时的气动性能参数对比；通过图12 可以看出，在小攻角情况下，翼型前缘振动椭圆翼构型未对翼型的气动性能造成不利影响，且升阻比略高于原始翼型。原始翼型在攻角为16°时进入失速区，升阻比急剧下降，而本发明设计的构型在大攻角情况下增升效果明显，失速攻角延缓至19°。

实施例4：本实施案例采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的数值模拟方法对翼型前缘振动的椭圆翼构型的大攻角气动特性进行数值仿真，验证本发明的翼型前缘振动的椭圆翼构型可在大攻角状态下可有效抑制气流分离、显著提升机翼大攻角气动特性，所述仿真过程包括：

S1.仿真对象为在翼型前缘前方设置振动椭圆翼构型，主翼翼型为NACA0012 翼型，椭圆翼弦长为主翼弦长的1％，设置于翼型前缘点正前方，椭圆翼中心距前缘点的距离为主翼弦长的6％；以椭圆翼做沉浮运动为例，运动方程为： y＝Asin(2πft)，振幅取主翼弦长的1％，频率取16；

S2.得到图13为来流马赫数为0.15，攻角为18°情况下单个NACA0012翼型及本发明设计的改进构型的流场流线图；可以看出，在大攻角状态下单个的 NACA0012翼型的上表面出现了严重的气流分离，翼型上表面绝大部分区域被大分离泡覆盖，导致了翼型上表面压强显著升高，机翼大攻角升力特性损失严重；和原始翼型相比，本发明设计的前置振动椭圆翼构型能起到较好的抑制大攻角下流动分离的效果，翼型上原有的较大的分离泡变成了较小的分离泡，分离点后移，这对于提升翼型的失速攻角及大攻角时的气动性能具有重要的意义；

S3.图14为NACA0012原始翼型与翼型前缘振动椭圆翼构型在攻角为18°情况下的马赫数云图；通过图14可以看出，和原始翼型相比，本发明设计的前缘振动椭圆翼构型下表面的流速相对较低，而其上表面的流速相对较高，这对于提升升力面上下表面压强差具有重要意义；

S3.图15为来流马赫数为0.15情况下，原始翼型与本发明设计的翼型前缘振动椭圆翼构型在计算来流攻角为0°～20°时的气动性能参数对比；通过图9可以看出，在小攻角情况下，翼型前缘振动椭圆翼构型未对翼型的气动性能造成不利影响，且升阻比略高于原始翼型。当来流攻角大于12°，本发明设计的构型的阻力系数有小幅度的增大，升阻比下降。原始翼型在攻角为16°时进入失速区，升阻比急剧下降，而本发明设计的构型在大攻角情况下增升效果明显，失速攻角小幅度延缓。

由以上三个实施例可以看出，增大椭圆翼中心距前缘点的距离至主翼弦长的6％时，翼型前缘振动椭圆翼构型对大攻角下流动分离的控制效果减弱，但依然可以在产生附加阻力较小的情况下有效的抑制翼型大攻角气流分离，提高翼型的升阻比；当椭圆翼中心距前缘点的距离超过主翼弦长的6％范围后，翼型前缘振动椭圆翼构型的控制效果会在此基础上进一步减弱，此时将难以达到理想的改善大攻角气动性能的效果。

本可改善大攻角分离特性的翼型构型的工作原理为：在工作时，流体流经设置在翼型前缘的椭圆翼2，产生脱落涡，且在来流的作用下，椭圆翼会受到横向及流向的脉动压力，进而引发振动，脱落涡与振动产生的尾涡与主翼的边界层相互作用，进而将动量引入边界层，提高边界层抵抗逆压梯度的能力，起到延迟气流分离、增升减阻的作用。同时由于升力面后部驻点后移，前缘设置椭圆翼构型的下表面压强高于原始翼型，进而致使翼型具有更优的大攻角气动特性；且通过在上述实施例可以看出，将本翼型前缘振动椭圆翼构型与未设置椭圆翼的翼型相比，椭圆翼对流动分离的抑制效果显著，翼型上原有的大分离泡完全消失或变成了靠近翼型尾缘处很小的分离泡，同时升力系数提高，阻力系数下降，升阻比大幅提高至原始翼型的3倍左右。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。