阅读说明：本技术 一种改善飞机滚转稳定性的导流片及方法 (flow deflector for improving rolling stability of airplane and method thereof ) 是由 高亦非 陈春鹏 黄领才 于 2019-10-10 设计创作，主要内容包括：本发明属于飞机气动设计领域,具体涉及一种改善飞机滚转稳定性的导流片。由于螺旋桨上单翼飞机可能存在的在一定侧滑下出现的翼根提前分离而导致的滚转稳定性下降,本发明在机翼前缘下方的机身上对称安装导流片,通过导流片所产生的涡流,改变机翼前缘下方上洗流区域内流场,减小当地迎角,改善滚转稳定性,提高飞行安全。(The invention belongs to the field of airplane aerodynamic design, and particularly relates to flow deflectors for improving the rolling stability of an airplane, wherein the rolling stability is reduced due to the fact that wing roots possibly existing under fixed sideslip of a single-wing airplane on a propeller are separated in advance.)

一种改善飞机滚转稳定性的导流片及方法

技术领域：

本发明属于飞机气动设计领域，具体涉及一种改善飞机滚转稳定性的导流片及方法。

背景技术：

飞机在飞行过程中，如果超过临界迎角，容易产生失速，使得左右机翼发生不对称分离，从而产生不稳定滚转力矩，危害飞行安全。

比如螺旋桨上单翼飞机在一定侧滑角下，由于上单翼飞机翼根处的流动受到螺旋桨滑流、机身、起落架舱、侧洗流共同干扰，使得在一定侧滑下，机翼根部当地迎角增大，容易产生分离，使得滚转稳定性突然下降，产生飞行安全风险。

现有技术针对飞机滚转稳定性问题，一般在设计制造过程中，通过增加机翼上反角、增加翼梢小翼等方式进行改善。然而当飞机在制造定型以后，如果发现滚转稳定性问题，很难通过以上方式进行改善。

发明内容

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本发明的目的是：提供一种结构简单，成本低，且能够有效消除飞机滚转不稳定现象的导流片。

本发明的技术方案是：一种改善飞机滚转稳定性的导流片，该导流片为片状结构，对称安装在机翼前缘下方的机身上。

所述的改善飞机滚转稳定性的导流片，位于机翼前缘下方上洗流区域内。

所述的改善飞机滚转稳定性的导流片，与机身之间采用铆接或螺接方式固定。

所述的改善飞机滚转稳定性的导流片安装时，其安装面与机身水面基准面之间的迎角范围0°～30°，以形成具有足够强度的涡流，起到分流作用。

所述的改善飞机滚转稳定性的导流片为矩形平板结构，且外边设置有倒角，具有较优的气动效率。

所述的改善飞机滚转稳定性的导流片的面积在0.1～0.25m²，以优化流场，改善稳定性。

所述的改善飞机滚转稳定性的导流片展弦比在1:3～1:2，以形成足够强度的涡流，消除分离。

一种改善飞机滚转稳定性方法，在机翼前缘下方的机身上对称安装导流片，通过导流片所产生的涡流，改变机翼前缘下方上洗流区域内流场，减小当地迎角，改善滚转稳定性。

所述的改善飞机滚转稳定性方法，过程如下：

步骤1：通过风洞试验，分析试验数据，检查稳定性，观测机翼前缘流场，确定上洗流区域；

步骤2：在上洗流区域内通过不断调整导流片安装位置和角度，并进行风筒试验，分析数据选择最优位置和角度；

步骤3：在确定位置和角度后，减少导流片面积，做减阻处理，获得满足滚转稳定性要求的最小面积；

步骤4：通过大尺寸风洞试验和数值模拟，对该导流片进行验证。

本发明的技术效果是：本发明针对翼根分离导致的滚转稳定性下降，创造性的提出了了导流片设计，通过一定在特定位置、安装特定结构、形状导流片，使得在导流片上形成足够强度的涡流，并作用于机翼流场，改善机翼前缘的上洗区流场分布，使得有效迎角降低，降低机翼前缘吸力峰，从而避免了没有导流片时的气流分离，从而减小滚转不稳定的侧滑区域，提高滚转稳定性。

附图说明：

图1是本发明改善飞机滚转稳定性的导流片安装位置图；

图2是本发明改善飞机滚转稳定性的导流片外形示意图；

图3是无动力下有无导流片时升力系数随侧滑角变化的对比示意图；

图4是无动力下有无导流片时滚转力矩系数随侧滑角变化的对比示意图；

图5是有动力下有无导流片时升力系数随侧滑角变化的对比示意图；

图6是有动力下有无导流片时滚转力矩系数随侧滑角变化的对比示意图。

具体实施方式

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下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明：

请同时参阅图1和图2，本发明改善飞机滚转稳定性的导流片为矩形片状结构，展弦比在1:3～1:2，其结构形状有别与常规引流用的导流片(常规导流片为弯曲状，用于引导气流，改变流体方向，不涉及滚转稳定性问题)，该片状结构对气流产生影响，以形成足够强度的涡流，消除分离，获得较佳稳定性。所述导流片分一对或若干对，对称安装在机翼前缘下方的机身上，安装面与机身水面基准面之间的迎角范围0°～30°，以形成具有足够强度的涡流，起到分流作用。同时，导流片外边设置有倒角，具有较优的气动效率。

特别是，导流片的安装位置需要位于机翼前缘下方上洗流区域内，以通过导流片产生的涡流，来改变机翼前缘下方上洗流场的方向，从而降低当地迎角，延迟失速发生，扩大滚转稳定的侧滑区域，提高滚转稳定性。

本发明改善飞机滚转稳定性方法，在机翼前缘下方的机身上对称安装导流片，通过导流片所产生的涡流，改变机翼前缘下方上洗流区域内流场，减小当地迎角，改善滚转稳定性。

所述的改善飞机滚转稳定性方法，过程如下：

步骤1：先通过小尺寸风洞试验，分析全机气动力试验数据，检查飞机纵向、横向气动稳定性，观测机翼前缘流场，确定上洗流区域；

步骤2：在上洗流区域内初步选择一位置安装导流片，然后进行风洞试验，并分析全机气动力试验数据；根据试验结果，不断调整导流片安装位置和角度，并反复进行风筒试验，分析数据选择导流片安装的最优位置和角度；其中，导流片初始安装位置，一般选择在上洗流区的中心位置。

步骤3：在确定位置和角度后，做减阻处理，不断减少导流片面积，每换一次较小面积导流片进行风洞试验，并根据试验结果判断是否选择更小面积导流片，直至获得满足滚转稳定性要求的最小面积导流片；

步骤4：在小尺寸风洞试验满足要求下，再进行大尺寸风洞试验和/或数值模拟，对该导流片进行验证，如果大尺寸风洞试验不满足要求，则参考小尺寸风洞试验方法，对导流片位置、角度等进行进一步优化。

下面以螺旋桨飞机为平台，通过在起落架短舱前设计一种导流片(两侧对称布置)，该导流片的展弦比为0.42，面积为0.183m²，与机身水平基准面呈16°，外边两侧有45°倒圆，且导流片中心位置距离机身水平基准250mm，通过导流片外观形状、尺寸以及位置的优化设计，可以有效改善流场分布，改善稳定性。

下面分有无动力两个实施情况，验证导流片对改变机翼局部流场，消除起落架舱与机翼近距耦合，降低机翼前缘当地迎角，改善滚转稳定性的作用。

请参阅图3和图4(无动力无地效襟翼45°状态)，图3中，无导流片时，机翼开始失速的位置在-11°侧滑，带导流片后，机翼开始失速的位置推后，使得-11°处的滚转稳定性恢复，如图4所示。

请参阅图5和图6，带动力情况下，即螺旋桨转动下，在拉力系数Tc＝0.31情况下襟翼20°、迎角7°状态下的风洞试验结果。带导流片后机翼开始失速位置由-6°侧滑推迟到-11°以后，从而有效扩大侧滑稳定区域，改善滚转稳定性。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，如还可以应用于其他水面飞行器，如水上飞机，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。