【摘 要】
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在飞机飞行过程中,翼尖涡引起的诱导阻力占总阻力的30%以上,起降和爬升阶段期间甚至可以达到70%。而针对降低机翼诱导阻力研究中,翼梢小翼结构设计占主要部分。降低翼尖涡引起的诱导阻力不仅能拓展飞机续航能力降低燃油消耗,还能够提升飞机性能。尤其对于我国大型客机增升减阻技术来说,研究翼梢小翼对飞机飞行过程中升阻力的影响,探索具有的升阻特性的翼梢小翼装置具有极其重要的作用。本文以RAE2822翼型建立大型
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在飞机飞行过程中,翼尖涡引起的诱导阻力占总阻力的30%以上,起降和爬升阶段期间甚至可以达到70%。而针对降低机翼诱导阻力研究中,翼梢小翼结构设计占主要部分。降低翼尖涡引起的诱导阻力不仅能拓展飞机续航能力降低燃油消耗,还能够提升飞机性能。尤其对于我国大型客机增升减阻技术来说,研究翼梢小翼对飞机飞行过程中升阻力的影响,探索具有的升阻特性的翼梢小翼装置具有极其重要的作用。本文以RAE2822翼型建立大型客机机翼模型,绘制了主体机翼结构。选用等展长翼尖延伸、端板式、融合式、斜削式、双羽式五种翼尖结构安装在主体机翼结构上,采用k-ωSST两方程模型,通过数值模拟巡航和中高速飞行两个状态下相同展长的翼尖的压强分布云图、压强等值面和翼尖流场特性,对比分析它们与翼尖延伸的减阻效果与气动特性。研究结果表明:端板式翼梢小翼在提高升力上具有显著作用,但阻力相对较大。融合式翼梢小翼在低攻角状态时对翼面梳流与升阻特性上表现较好。双羽式小翼能够有效整理上下翼面气流但减阻效果不明显。斜削式小翼始终表现出低阻力特点,但升力系数相对较低。通过对现有商用小翼流场特点以及升阻力特性的对比研究,设计了一款翼尖可以进行分裂变型的翼梢小翼,其具有变型为不同翼尖类型状态的特点,并对该小翼变型角度为0°、30°、60°、90°时在不同飞行状态条件下的表面压力分布与升阻比进行对比研究。研究发现:2°攻角巡航状态下0°和90°变型翼尖升阻力特性最佳。2°攻角中高速飞行状态下0°、30°变型翼尖具有较高升阻比。5°攻角在巡航和中高速飞行状态下0°、30°、90°变型翼尖升阻力特性相比90°变型翼尖提高了6%-7%左右。
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