阅读说明：本技术 一种用于推迟大展弦比机翼失速迎角的涡流发生器及方法 (Vortex generator and method for delaying stall attack angle of high-aspect-ratio wing ) 是由 赵艳平 肖良华 陈瑶 闫林明 陈蕊 夏生林 冯文梁 于 2020-06-22 设计创作，主要内容包括：本发明提出了一种用于推迟大展弦比机翼失速迎角的涡流发生器及方法,安装在大展弦比后掠机翼上,所述涡流发生器为一片厚度为w的面板,包括一体连接的矩形面板部分CDBI、圆弧扇形直角面板部分ACI；本发明通过上述设置实现了延缓气流分离,推迟失速,提高最大可用升力系数的效果。(The invention provides a vortex generator and a method for delaying a stall attack angle of a high-aspect-ratio wing, wherein the vortex generator is arranged on a high-aspect-ratio sweepback wing, is a panel with the thickness of w, and comprises a rectangular panel part CDBI and an arc sector right-angle panel part ACI which are integrally connected; according to the invention, the effects of delaying airflow separation, delaying stall and improving the maximum available lift coefficient are realized through the arrangement.)

一种用于推迟大展弦比机翼失速迎角的涡流发生器及方法

技术领域

本发明属于航空领域，具体地说，涉及一种用于推迟大展弦比机翼失速迎角的涡流发生器。

背景技术

现代客机机翼上通常会安装若干涡流发生器，其实际上是以某一安装角垂直地安装在机体表面上的小展弦比小机翼，由于其展弦比较小，来流流过涡流发生器表面能产生较强的翼尖涡，这种高能量的翼尖涡可将边界层外的高能量流体卷入边界层内，使处于逆压梯度中的边界层获得附加能量后能够继续贴附在机翼表面而不致分离，推迟或抑制机翼上表面流动分离，从而延迟失速，推迟失速迎角，提高最大升力系数，增强机翼气动特性。

目前常用的涡流发生器绝大部分是针对风力机叶片、大型民用客机机翼而设计的，风力机叶片相对厚度大(12％～40％)，大型民用客机展弦比中等(7-9)、后掠角较大(25°～30°)，其涡流发生器均不适用于大展弦比小后掠机翼。目前国内外具有大展弦比小后掠机翼的飞行器上均未见有涡流发生器。

发明内容

本发明针对现有技术上在大展弦比小后掠机翼上涡流发生器技术的空白，提出了一种用于推迟大展弦比机翼失速迎角的涡流发生器及方法，将该涡流发生器应用于大展弦比小后掠机翼前缘，实现了延缓气流分离、推迟失速、提高最大可用升力系数的效果。

本发明具体实现方法如下：

本发明提供了一种用于推迟大展弦比机翼失速迎角的涡流发生器，安装在大展弦比后掠机翼上，所述涡流发生器为一片厚度为w的面板，包括一体连接的矩形面板部分CDBI、圆弧扇形直角面板部分ACI；所述厚度为w的面板的最长边为边长AB；

所述矩形面板部分CDBI为矩形的面板，所述矩形的面板的底部边长IB为L2、侧面边长BD为h；

所述圆弧扇形直角面板部分ACI与矩形面板部分CDBI连接的一个直角边长IC长度为h，不与矩形面板部分CDBI连接的另一个直角边长AI长度为L3；两个直角边长AI和直角边长IC共同构成的圆弧边AC长度为s；所述边长AB的长度为L2+L3。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述圆弧边AC分为两段，一段为圆弧段AK，一段为圆弧段KC，所述圆弧段AK位于抛物线AMD上，所述抛物线AMD为连接A、D两点且焦点在边长AB上的抛物线。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述圆弧段AK为两端点A、K的距离等于h的3％～5％的曲线。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述圆弧段KC为与圆弧段AK在K点处相切，与矩形面板部分CDBI的边长CD在C点处相切的曲线。

本发明还提供了一种涡流发生器的制造方法，用于制造上述涡流发生器，首先计算生成涡流发生器的平面形状ABDC；再根据平面形状ABDC生成厚度为w的涡流发生器；

在计算平面形状ABDC时，首先需要计算矩形面板部分CDBI的侧面边长BD的长度h，同样也是圆弧扇形直角面板部分ACI与矩形面板部分CDBI连接的直角边长IC的长度h；所述长度h的长度按照涡流发生器所放置的机翼站位处的附面层厚度确定，略大或等于当地附面层的厚度。

为了更好地实现本发明，进一步地，在计算出h的数值后，进一步地计算L2+L3的长度；所述L2+L3的长度设置为h的3～5倍。

为了更好地实现本发明，进一步地，在确定了L2+L3的长度后，进一步地计算L2的长度，所述L2的长度为L2+L3的长度的50％～70％；在确定了L2的长度后，计算出L3的长度。

为了更好地实现本发明，进一步地，在确定了h、L1、L2、L3的数值后，进一步地计算圆弧边AC的长度；所述圆弧边AC的具体计算步骤为：

步骤S1.构造辅助线AMD，所述辅助线AMD为焦点在长度为L1的边长AB上，且连接点A和点D的抛物线；

步骤S2.在辅助线AMD上选取曲线段AK，所述曲线段AK的长度为h的3％～5％；

步骤S3.在确定了曲线段AK后，根据曲线段AK和边长CD，确定圆弧段KC；所述圆弧段KC为与圆弧段AK在K点处相切，与矩形面板部分CDBI的边长CD在C点处相切的曲线。

本发明还提供了一种涡流发生器的安装使用方法，适用于上述涡流发生器的安装，将涡流发生器安装在大展弦比小后掠机翼的前缘，与来流方向夹角呈10°～30°。

为了更好地实现本发明，进一步地，当同时安装多个涡流发生器时，将涡流发生器两两之间的距离设置为半展长的2.5％～10％。

本发明与现有技术相比具有以下优点及有益效果：

(1)弥补了现有技术上关于大展弦比小后掠机翼上涡流发生器的技术空白；

(2)延缓了飞行器的气流分离；

(3)推迟了失速；

(4)提高了飞行器的最大可用升力系数。

附图说明

图1为涡流发生器的正视图；

图2为涡流发生器的俯视图；

图3为涡流发生器的立体图；

图4为标注辅助线AMD的示意图；

图5为涡流发生器布置在机翼上的示意图；

图6为涡流发生器布置在机翼上的示例示意图；

图7为安装涡流发生器前后的升力线对比示意图；

图8为迎角为12°时未安装涡流发生器的机翼上表面外段压力云图及流线图；

图9为迎角为12°时安装涡流发生器后的机翼上表面外段压力云图及流线图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，应当理解，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，因此不应被看作是对保护范围的限定。基于本发明中的实施例，本领域普通技术工作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，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1：

本实施例提出了一种用于推迟大展弦比机翼失速迎角的涡流发生器，安装在大展弦比后掠机翼上，如图1、图2、图3所示，所述涡流发生器为一片厚度为w的面板，包括一体连接的矩形面板部分CDBI、圆弧扇形直角面板部分ACI；

所述矩形面板部分CDBI为矩形的面板，所述矩形的面板的底部边长IB为L2、侧面边长BD为h；

所述圆弧扇形直角面板部分ACI与矩形面板部分CDBI连接的一个直角边长IC长度为h，不与矩形面板部分CDBI连接的另一个直角边长AI长度为L3；两个直角边构成的圆弧边AC长度为s；所述边长AB的长度为L2+L3；

所述圆弧边AC分为两段，一段为圆弧段AK，一段为圆弧段KC，所述圆弧段AK位于连接A、D两点且焦点在边长AB上的抛物线上AMD；

所述圆弧段AK为两端点A、K的距离等于h的3％～5％的曲线；

所述圆弧段KC为与圆弧段AK在K点处相切，与矩形面板部分CDBI的边长CD在C点处相切的曲线。

实施例2：

本发明还提供了一种涡流发生器的制造方法，用于制造上述涡流发生器，如图1、图2、图3、图4所示，首先计算生成涡流发生器的平面形状ABDC；再根据平面形状ABDC生成厚度为w的涡流发生器；

在计算平面形状ABDC时，首先需要计算矩形面板部分CDBI的侧面边长BD的长度h，同样也是圆弧扇形直角面板部分ACI与矩形面板部分CDBI连接的直角边长IC的长度h；所述长度h的长度按照涡流发生器所放置的机翼站位处的附面层厚度确定，略大或等于当地附面层的厚度。

进一步地，在计算出h的数值后，进一步地计算L2+L3的长度；所述L2+L3的长度设置为h的3～5倍。

进一步地，在确定了L2+L3的长度后，进一步地计算L2的长度，所述L2的长度为L2+L3的长度的50％～70％；在确定了L2的长度后，计算出L3的长度。

进一步地，在确定了h、L1、L2、L3的数值后，进一步地计算圆弧边AC的长度；所述圆弧边AC的具体计算步骤为：

步骤S1.构造辅助线AMD，所述辅助线AMD为焦点在长度为L1的边长AB上，且连接点A和点D的抛物线；

步骤S2.在辅助线AMD上选取曲线段AK，所述曲线段AK的长度为h的3％～5％；

步骤S3.在确定了曲线段AK后，根据曲线段AK和边长CD，确定圆弧段KC；所述圆弧段KC为与圆弧段AK在K点处相切，与矩形面板部分CDBI的边长CD在C点处相切的曲线。

实施例3：

本发明还提供了一种涡流发生器的安装使用方法，适用于上述涡流发生器的安装，将涡流发生器安装在大展弦比小后掠机翼的前缘，与来流方向夹角呈10°～30°。

为了更好地实现本发明，进一步地，当同时安装多个涡流发生器时，将涡流发生器两两之间的距离设置为半展长的2.5％～10％。

实施例4：

本实施例提出了一个具体尺寸的实例，如图1、图2、图3所示，所述的涡流发生器为一个整体，从正视图看，除头部AC为曲线段外，其余全为直线段。涡流发生器全长L₁为4mm，尾部直线段L₂长度为2.6mm，高度h为1mm，厚度w为0.5mm。

头部AC曲线的形成采用如下方式得到：如图4所示，辅助线AMD为焦点在AB直线上、且过D点的抛物线，在辅助线AMD上取AK段，AK曲线两端点A、K距离设计为涡流发生器高度h的3.5％，约0.035mm，再以样条曲线连接K、C两点，保证KC曲线在K处相切于AK曲线、在C处相切于CD直线。这样，即确定了头部AC曲线。

BD直线长度h即涡流发生器高度按所放置机翼站位处的附面层厚度确定，与当地附面层厚度相当即可，本实施例布置在距离机翼前缘5％当地弦长处，为保证涡流发生器诱导的涡具有足够的强度以控制流动分离，通过仿真计算综合考虑取h为1mm；AB直线长度L₁设计为BD直线长度h的4倍，CD直线长度L₂占AB直线长度L₁的65％。

如图6所示，将设计的实施例涡流发生器安装在一大展弦比机翼的上表面，该机翼展弦比约18，前缘后掠角9°。布置细节如图5所示，沿展向从半展长65％站位～95％站位每隔5％(89mm)布置1个涡流发生器，共布置7个，每个涡流发生器与来流的夹角为20°，每个涡流发生器布置在距离机翼前缘5％当地弦长的站位处。

通过对设计的实施例涡流发生器进行仿真，模拟飞行器着陆状态：马赫数Ma＝0.2，高度H＝0km。仿真结果如图7、图8所示，可见加装此涡流发生器后，失速迎角从11°推迟至13°，最大升力系数从1.72提高至1.87，增大了9％，机翼外段在12°迎角下的大分离流动得到很好的控制，从而延缓了失速。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。