一種可偏轉鋸齒機翼前緣設計方法與流程
2023-04-23 06:09:01 1
本發明涉及飛機設計技術領域，尤其涉及一種可偏轉鋸齒機翼前緣設計方法。
背景技術：
作為高速飛機，機翼後掠角一般較大，由於機翼後掠，高速飛行時，當達到一定的迎角後，俯仰力矩易產生不穩定現象即上仰現象，進而引起飛機失控，這是由於機翼外翼失速，導致升力下降，進而引起突變的抬頭力矩；其主要機理是由於後掠角加速機翼表面低能量氣流附面層向翼梢聚集，針對該問題，可通過翼刀和鋸齒前緣優化其氣動流動特性，翼刀是安裝在機翼上表面沿航向的刀狀結構，可推遲上仰發生的迎角，但不能消除；而由於翼刀的存在，易導致內側機翼先失速，外側附面層仍向翼梢流動，進而導致機翼提前失速；鋸齒前緣設計直接影響到其抑制外翼失速的效果，決定了外翼氣流流動優化特性，如何獲取較好的氣動特性優化，又不影起前緣驅動機構複雜是其重點。
技術實現要素：
本發明所解決的技術問題在於提供一種可偏轉鋸齒機翼前緣設計方法，以解決上述背景技術中的缺點。
本發明所解決的技術問題採用以下技術方案來實現：
一種可偏轉鋸齒機翼前緣設計方法，可偏轉鋸齒機翼前緣包括鋸齒段前緣、內段前緣、封嚴板、偏轉轉軸、前緣後邊界及固定翼面，鋸齒段前緣通過翼型第二曲線和翼型第四曲線兩條截面線及機翼平面線多截面掃略形成鋸齒段機翼，在通過前緣後邊界切割而成；內段前緣通過翼型第一曲線和翼型第三曲線兩條截面線及機翼平面線多截面掃略，形成內段機翼，在通過前緣後邊界切割而成；具體設計步驟如下：
1）確定翼型曲線前緣尺寸參數及鋸齒截面起始位置，並定義a-a、b-b及c-c截面；
2）在鋸齒截面起始位置採用兩幅翼型曲線過渡設計，將翼型第二曲線向前突出，以形成鋸齒段機翼起始面，在將翼型第二曲線的上邊界點、下邊界點分別與翼型第三曲線的上邊界點、下邊界點進行橋接曲線連接，形成過渡第一曲線和過渡第二曲線；再對翼型第二曲線前段、過渡第一曲線、過渡第二曲線及翼型第三曲線後段進行光順化處理，形成完整的翼型第二曲線作為鋸齒段機翼設計基礎；
3）前緣後邊界包括前緣上後邊界與前緣下後邊界，在翼型第一曲線、翼型第四曲線上分別確定前緣上後邊界連接端點及前緣下後邊界連接端點，再將連接端點通過曲線連接即可，前緣後邊界長度按距離翼型曲線前緣的等百分比當地弦長取值；
4）鋸齒段前緣通過翼型第二曲線和翼型第四曲線兩條截面線及機翼平面線多截面掃略形成鋸齒段機翼，再通過前緣後邊界切割而成；內段前緣通過翼型第一曲線和翼型第三曲線兩條截面線及機翼平面線多截面掃略，形成內段機翼，再通過前緣後邊界切割而成；
5）在a-a、b-b及c-c截面上，將與偏轉轉軸相交的三點定為圓心，以前緣上後邊界連接端點及翼型第三曲線的上邊界點為起點，分別拉制與翼型第一曲線、翼型第二曲線、翼型第三曲線相切的弧線形成封嚴板第一曲線、封嚴板第二曲線及封嚴板第三曲線，並將封嚴板第一曲線、封嚴板第二曲線及封嚴板第三曲線通過多截面掃略，並保持與機翼固定翼面相切，形成弧形封嚴板曲面；
6）在封嚴板第一曲線及封嚴板第三曲線內側確定機翼前緣偏轉軸線的連接端點，並將機翼前緣偏轉軸線的連接端點通過曲線連接，形成偏轉轉軸，進而實現機翼前緣繞軸偏轉，且偏轉轉軸始終與翼型曲線保持最小間距，即完成可偏轉鋸齒機翼前緣設計。
在本發明中，採用naca6族翼型曲線優化翼型第一曲線、翼型第二曲線、翼型第三曲線與翼型第四曲線。
在本發明中，翼型曲線前緣尺寸與鋸齒截面起始位置值的比例為1:0.4。
在本發明中，翼型第二曲線向前突出的高度為內段前緣長度的30%。
在本發明中，偏轉轉軸始終與翼型曲線保持最小間距為8～12mm。
有益效果：本發明採用可偏轉鋸齒機翼前緣設計，不僅可獲取較優的氣動流動控制效果，且便於驅動機構設計；同時偏轉運動設計方法簡單，定位準確，運動形式簡單，驅動機構簡易，封嚴板設計尺寸定義簡單，曲面形狀簡易，易於保證曲面質量，便於控制封嚴板與機翼前緣距離，確保機翼前緣偏轉過程中不幹涉。
附圖說明
圖1是本發明的較佳實施例的左視圖。
圖2是圖1中a-a處剖視圖。
圖3是圖1中b-b處剖視圖。
圖4是圖1中c-c處剖視圖。
具體實施方式
為了使本發明實現的技術手段、創作特徵、達成目的與功效易於明白了解，下面結合具體圖示，進一步闡述本發明。
參見圖1～4的一種可偏轉鋸齒機翼前緣設計方法，可偏轉鋸齒機翼前緣包括鋸齒段前緣1、偏轉後鋸齒段前緣1，、內段前緣2、偏轉後內段前緣2，、封嚴板3、偏轉轉軸4、前緣後邊界5、固定翼面6，具體設計步驟如下：
1）確定翼型曲線前緣尺寸參數l為3000～4000mm及鋸齒截面起始位置l1為1200～1800mm，根據鋸齒抑制附面層向翼梢流動的設計目標，一般取l1/l約等於40%，以達到最佳的翼梢氣流流動控制；定義a-a，b-b及c-c截面位置，採用naca6族翼型曲線優化翼型第一曲線7、翼型第二曲線9、翼型第三曲線10與翼型第四曲線14，通過naca6族翼型優化後，其前緣半徑小，最大厚度位置靠後，使機翼表面儘可能保持層流流動，以減少摩擦阻力；
2）為保證鋸齒段機翼與內段機翼的連續性及曲率變化，在鋸齒截面起始位置採用兩幅翼型曲線過渡設計，將翼型第二曲線9向前突出高度h1為120～160mm，內段前緣2長度h為350～400mm，以形成鋸齒段機翼起始面，在將翼型第二曲線9的上邊界點d、下邊界點h與翼型第三曲線10的上邊界點e、下邊界點g進行橋接曲線連接，形成過渡第一曲線11和過渡第二曲線13；再對翼型第二曲線9前段、過渡第一曲線11、過渡第二曲線13及翼型第三曲線10後段進行光順化處理，形成完整的翼型第二曲線9作為鋸齒段機翼設計基礎；
3）設計前緣後邊界5的上邊界和下邊界，按距離翼型曲線前緣l的28%當地弦長取值，分別在翼型第一曲線7、翼型第四曲線14上確定前緣上後邊界a點、i點及前緣下後邊界c、k點，再將a到i點連接成曲線形成前緣上後邊界，c到k點連接成曲線形成前緣下後邊界；
4）通過翼型第二曲線9和翼型第四曲線14兩條截面線及機翼平面線多截面掃略，形成鋸齒段機翼，再通過前緣後邊界5切割而形成鋸齒段前緣1；通過翼型第一曲線7和翼型第三曲線10兩條截面線及機翼平面線多截面掃略，形成內段機翼，再通過前緣後邊界5切割而成內段前緣2；
5）在a-a、b-b及c-c截面上，將與偏轉轉軸4相交的b點、f點及j點定為圓心，以前緣上後邊界a點、i點及翼型第三曲線10的上邊界點e為起點，分別拉制與翼型第一曲線7、翼型第二曲線9、翼型第三曲線10相切的弧線形成3條封嚴板曲線，即封嚴板第一曲線8、封嚴板第二曲線12及封嚴板第三曲線15，並將封嚴板第一曲線8、封嚴板第二曲線12及封嚴板第三曲線15通過多截面掃略，並保持與機翼固定翼面6相切，形成弧形封嚴板3曲面；其尺寸定義簡單，曲面形狀簡易，易於保證曲面質量，便於控制封嚴板3與機翼前緣的距離，確保機翼前緣偏轉過程中不幹涉；
6）在封嚴板第一曲線8及封嚴板第三曲線15內側確定機翼前緣偏轉軸線的b點、j點，並將b點與j點連接為曲線，形成偏轉轉軸4，偏轉轉軸4保持與翼型曲線最小的間距d為10mm，進而實現機翼前緣繞軸偏轉，設計方法簡單，定位準確，且運動形式簡單，驅動機構簡易，便於實現。
以上顯示和描述了本發明的基本原理和主要特徵和本發明的優點。本行業的技術人員應該了解，本發明不受上述實施例的限制，上述實施例和說明書中描述的只是說明本發明的原理，在不脫離本發明精神和範圍的前提下，本發明還會有各種變化和改進，這些變化和改進都落入要求保護的本發明範圍內。本發明要求保護範圍由所附的權利要求書及其等效物界定。