一种机翼翼尖涡流动控制方法与流程

本发明涉及飞行设计技术领域，尤其涉及一种机翼翼尖涡流动控制方法。

背景技术：

飞机在前飞过程中，在左右两翼尖的后方会拖出很强的翼尖旋涡，这一对很强的翼尖旋涡将对周围流场起到强烈的速度诱导作用，且翼尖旋涡的强度正比于飞机的重量。翼尖涡对飞机主要会带来两方面影响：一是翼尖涡会增加全机的阻力，翼尖涡是飞机诱导阻力的重要来源，大型远程运输飞机在其巡航状态下诱导阻力约占总阻力的40%，减小诱导阻力，是实现飞机减阻的一个重要途径，也是飞机设计人员着力解决的问题；二是翼尖涡会给飞机的飞行安全带来影响，大型飞机尾涡强度很强，可延伸在飞机后方几公里的地方，旋涡区切向的速度分量在旋涡形成后6～8分钟才消失，由于旋涡区域中空气的速度的大小和方向变化剧烈，进入至这一区域中的小飞机会发生快速滚转运动进而导致飞行事故；特别是在飞机起飞和着陆时，前面一架飞机拖出的翼尖尾涡将直接危害后面一架飞机的安全，出于安全考虑，起飞或降落的飞机之间要求有最小间距，制约了飞机起飞着陆频率。不难看出：必须采用合理的措施来阻碍翼尖涡的形成，或是破坏翼尖涡的结构，是减小飞机诱导阻力和保障飞机飞行安全的重要途径。

目前，飞机机翼翼尖涡控制方法主要有两大类：

1）翼梢小翼控制

翼梢小翼是一种被动控制方式，通过在机翼两端加装一小段机翼，飞行中翼梢小翼产生的翼尖涡与机翼的翼尖涡方向相反，通过黏性耗散的作用减弱全机翼尖涡的强度以提升全机的气动特性。新研制开发的飞机如boeing787“梦想”客机和一些正在运营的民航客机（空客a330、a340、boeing737-800er）均采用了翼梢小翼，风洞试验和飞行试验结果表明，设计合理的翼梢小翼能使全机诱导阻力减小20%至35%。尽管当前翼梢小翼使用广泛，但是翼梢小翼的存在不可避免地带来结构的复杂性和重量的增加；

2）翼梢主动吹气控制

翼梢主动吹气控制主要是指采取喷流的方式，气流通过喷口以一定的速度、角度喷出（一般是沿机翼展向吹气），利用气体的黏性作用达到耗散翼尖涡的目的；从已有研究结果来看，翼梢区域的喷流控制已被证明是切实可行的主动控制方式，但是还存在一些问题，目前采用的翼梢吹气控制均需引入额外的吹气装置，将带来结构的复杂性和重量的增加。

技术实现要素：

本发明所解决的技术问题在于提供一种机翼翼尖涡流动控制方法，以解决上述背景技术中的问题。

本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：

一种机翼翼尖涡流动控制方法，采用在翼梢前缘开进气孔，气流从翼梢前缘的进气孔进入，在机翼内设置的导管引导下自翼梢端面开的出气孔流出，以达到耗散减弱翼尖涡的效果，翼尖涡是当机翼产生正升力时，机翼下翼面压力大于上翼面，下翼面的气流将绕过翼梢流向上翼面，这样使得上下翼面的气流在后缘处具有不同的流向，进而形成翼尖涡，本控制方法中出气孔流出的气体初始方向沿机翼展向向外，可有效地阻止下翼面的气流流向上表面，阻碍翼尖涡的形成，进而提升全机的气动特性，不需要引入额外的吹气装置，相比其他控制方法降低了结构重量。

在本发明中，翼梢前缘上开有多个进气孔，翼梢端面开有多个出气孔，机翼内设置有多个导管，且进气孔、出气孔与导管三者数量相等。

在本发明中，进气孔、出气孔与导管三者数量不少于三个。

在本发明中，导管为弧形结构。

在本发明中，机翼翼梢弦长记为ctip，进气孔与出气孔的直径取值范围为0.05ctip～0.08ctip。

在本发明中，机翼翼梢弦长记为ctip，以翼梢前缘点为圆心，进气孔、出气孔与导管组成的弧面之间间距取值范围为0.15ctip～0.20ctip。

在本发明中，机翼翼梢弦长记为ctip，以翼梢前缘点为圆心，进气孔、出气孔与导管组成的弧面直径取值范围为0.15ctip～0.60ctip，当组成的弧面为三个时，一弧面直径取值范围为0.15ctip～0.20ctip，二弧面直径取值范围为0.30ctip～0.40ctip，三弧面直径取值范围为0.45ctip～0.60ctip。

有益效果：本发明通过在机翼翼梢附近开孔和布置导管，仅依靠飞机飞行时的迎面气流，引导使气流从翼梢侧面流出达到耗散效果，不需要引入额外的吹气装置，有效提高飞机气动效率，数值计算分析表明该控制方法在保证全机升力系数略微减小的条件下，使全机诱导阻力减小25%左右，与翼梢小翼相当，且与其他翼尖涡控制方法相比，翼尖开孔吹气方式具有不需要引气来源，结构简单，易于工程实现等优点，是一种良好的尾涡耗散技术。

附图说明

图1为本发明的较佳实施例的轴视图。

图2为本发明的较佳实施例的俯视图。

图3为图1的a向视图。

图4为本发明的较佳实施例的侧视图。

具体实施方式

为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。

一种机翼翼尖涡流动控制方法，采用在翼梢前缘开进气孔，气流从翼梢前缘的进气孔进入，在机翼内设置的导管引导下自翼梢端面开的出气孔流出，以达到耗散减弱翼尖涡的效果，翼尖涡是当机翼产生正升力时，机翼下翼面压力大于上翼面，下翼面的气流将绕过翼梢流向上翼面，这样使得上下翼面的气流在后缘处具有不同的流向，进而形成翼尖涡，本控制方法中出气孔流出的气体初始方向沿机翼展向向外，可有效地阻止下翼面的气流流向上表面，阻碍翼尖涡的形成，进而提升全机的气动特性，不需要引入额外的吹气装置，相比其他控制方法降低了结构重量，具体如下：

如图1～图4所示，翼梢前缘1上开有进气孔12、进气孔10、进气孔8，翼梢端面3开有出气孔4、出气孔5、出气孔6，机翼2内设置有导管11、导管9、导管7，且进气孔12与出气孔4通过导管11连接，进气孔10与出气孔5通过导管9连接，进气孔8与出气孔6通过导管7连接；

同时导管11、导管9、导管7为弧形结构；

将机翼翼梢弦长记为ctip，进气孔12与出气孔4的直径为r1，进气孔10与出气孔5的直径为r2，进气孔8与出气孔6的直径为r3，r1、r2、r3取值范围为0.05ctip～0.08ctip，出气孔6中心与翼梢前缘1的距离为a，出气孔6中心与出气孔5中心的距离为b，出气孔5中心与出气孔4中心的距离为c，其中，a、b、c的取值范围为0.15ctip～0.20ctip。导管7、导管9、导管11的中心线是以翼梢前缘点为圆心的一段圆弧，对应的半径分别为r1、r2、r3，r1取值范围为0.15ctip～0.20ctip，r2取值范围为0.30ctip～0.40ctip，r3取值范围为0.45ctip～0.60ctip。

根据不同飞机的飞行状态（主要是巡航飞行速度），通过设置进气孔与出气孔的相关参数（气孔数量、孔径大小）等进行相应的变化，以提高飞机气动效率。

以上显示和描述了本发明的基本原理和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。