CJ828大型客机“鲨鱼鳍”式翼梢小翼的气动设计

诱导阻力是飞机阻力的重要组成部分,在机翼翼尖加装翼梢小翼是减小飞机诱导阻力的一种重要手段.针对CJ828干线客机机翼进行翼梢小翼的气动设计及研究,确定翼梢小翼的六个主要参数:展长、后掠角、尖削比、倾斜角、安装角和翼型;综合blended winglet与raked tip形式的小翼特点,从raked tip衍生出一种bladedwingtip式翼梢小翼.通过CFD技术,对设计的小翼进行气动性能计算,计算结果表明,该翼梢小翼能够有效提高CJ828机翼巡航时气动性能,减小巡航飞行时阻力,在巡航状态下升力系数提高1.50％,阻力系数降低6.80％,升阻比提高8.92％.并且,添加小翼可以延长机翼上表面的等压线长度,耗散机翼翼梢涡,降低尾涡强度,减小飞机翼尖效应的影响区域.     

一种伸缩栅格结构变体翼梢小翼研究

翼梢小翼能够抑制翼尖涡的形成,减小诱导阻力,增加航程。目前翼梢小翼的设计目标是改善飞机巡航阶段的升阻特性,而无法在起降、爬升阶段提供最优的减阻效果。本文设计了一种伸缩栅格结构变展长翼梢小翼,通过在飞行过程中控制翼梢小翼高度的变化,改善飞机起降、爬升阶段和巡航阶段的气动性能。利用基于涡格法的AVL软件计算伸缩式翼梢小翼对飞机气动性能的影响,结果表明在起降、爬升阶段(0.3Ma,8°迎角),这种伸缩式翼梢小翼能使升力系数提高0.21%,诱导阻力系数降低0.57%,而翼根弯矩系数仅增加0.06%,因此这种伸缩式翼梢小翼具有改善飞机起降和爬升性能的潜力。     

一种新型商用飞机翼梢小翼设计及优化

翼梢小翼可以有效的减小耗散飞机的翼尖涡,减小诱导阻力,从而达到商用飞机减阻增升、节省燃油的目的。本文研究分析了blended winglet和raked wingtip两类小翼的特点,设计了综合这两类小翼特性的翼梢小翼,具有结构简单,增加的有效翼展小、适合于中小型机场特点。同时研究了bladed wingtip形式翼梢小翼的设计原理、设计方法及流场特性。采用的外形参数化设计及自动生成程序方法通过小翼的前后缘来确定小翼的几何形状,具有快速生成外形、易实现优化设计、工程设计效率高等特点。本文设计的bladed wingtip形式的翼梢小翼具有设计点压力峰值低、没有激波、翼尖不易先分离、在增加的有效展长很小的情况下仍有较好的减阻效果等特点。     

用于变体翼梢小翼的伸缩栅格研究

翼梢小翼能抑制翼尖涡流形成、降低机翼的诱导阻力,翼梢小翼的高度是对减阻效果影响较大的参数之一.传统翼梢小翼仅针对巡航状态设计,而在起降、爬升等非设计状态减阻效果不佳.变体翼梢小翼能根据飞行状态主动改变几何外形和尺寸,实时优化减阻效果.为了实现变形,设计了一种用于变体翼梢小翼的伸缩栅格,通过步进电机驱动,可使翼梢小翼的高...     

融合式翼梢小翼减阻效应研究

有效减小诱导阻力对于飞机降低油耗、提高航程具有重要意义。针对某飞机翼身组合体构型,采用CFD数值模拟方法分析融合式翼梢小翼对飞机气动力特性的影响,尤其是其减阻效应;并给出翼梢小翼附近的空间流场。结果表明:带翼梢小翼后翼尖涡强度减弱,飞机阻力系数明显下降;固定升力系数0.5时,弯矩增加3.2%,阻力系数减小4.2%。     

变体翼梢小翼的减阻机理数值模拟

总结了对翼梢小翼减阻效果影响最大的几何参数,在此基础上采用数值模拟方法研究了这些几何参数的最佳变化范围,为变体翼梢小翼设计提供理论依据.并从气动性能、气动载荷分布和翼尖涡的角度探讨了变体翼梢小翼相对传统翼梢小翼的优缺点.结果表明:在飞机的起飞阶段,变体翼梢小翼的减阻效率比传统翼梢小翼高2.2%,同时将翼尖涡强度降低了15%,有利于提高飞机的燃油效率和机场空域安全;但也会增大机翼的翼根弯矩,因此必须权衡变体翼梢小翼带来的气动收益与结构强度不利因素.     

运输类飞机翼尖装置综述

长期以来,人们一直力图通过改变机翼翼尖处的几何形状,研究减小诱导阻力的有效方法.展向延伸机翼翼尖是其方法之一,其他措施还有修改翼尖形状和改变其位置等.研究发现用非平面的翼梢升力系统比简单的翼尖延伸设计能达到更好的减小诱导阻力的效果,如"翼尖端板"、"翼尖帆片"、翼梢小翼等.     

空客测试A320系列飞机新型翼梢小翼

作为不断改进产品性能承诺的一部分,空中客车公司正在对用于单通道系列飞机的新型翼梢小翼进行评估。翼梢小翼是专为改进机翼的空气动力学性能而设计的,可以降低飞机的油耗。2006年3月,两种不同型号的新型翼梢小翼将安装在A320测试飞机上进行试飞。此外,美国捷蓝航空公司也将提供一架飞机参加部分飞行测试项目。位于美国堪萨斯州维奇塔的翼梢小翼技术公司将为测试专门设计一种翼梢小翼。第一套翼梢小翼已运到A320飞机总装厂,第二套也将随后运抵。在未来几个月一系列的飞行测试中,需要记录大批参数。在对测试结果进行彻底分析之后,空中客车…     

翼梢小翼,您注意到了吗?

<正>搭乘飞机的时候大家会注意到很多飞机在位于飞机机翼的翼梢,会有上翘的小翼或者是由上翼下小翼组成的装置,这便是飞机的翼梢小翼。尖小翼(winglet或wingtip),又称作翼梢小翼、翼尖帆或翼端帆。翼尖小翼可有效地改善飞机燃油效率和增加巡航航程。上世纪70年代美国国家航空航天局的空气动力学家R·T·惠特科姆从鸟翅膀尖部的小翅得到启发,提出了翼尖小翼的概念。在小展弦比机翼的翼梢处装一个小翼片,从而既提高了展弦比,又不会使结构质量和摩擦阻力增加很多。     

高亚音速翼梢小翼的设计方法和风洞试验结果

翼梢小翼是安装在翼尖上的、比较小的、几乎垂直的、像机翼一样的表面，在相同的升力条件和亚音速马赫数条件下，它所获得的阻力系数的减小量要比相同结构重量损失下单纯的翼尖延伸的阻力系数大。主要表面安装在翼尖的后上方，较小的次要表面安装在翼尖的前下方。文章包括有关这些表面设计的讨论：测量到的这些表面对第一代窄体喷气式运输机机翼设计状态的空气动力学、力矩和载荷产生一定的影响；并且把这些影响与翼尖延伸所产生的影响进行比较，其结果是翼尖延伸翼身接合处弯矩的增加量与增加翼梢小翼后翼身接合处弯矩的增加量大致相当。这项研究的试验是在兰利8英尺跨音速高压风洞中进行的。在设计马赫数为0．78，靠近设计升力系数的情况下，翼梢小翼结构可使诱导阻力减小约20％，并使机翼的升阻比增加约9％，升阻比的这个增量比翼尖延伸获得的升阻比大一倍多。增加翼梢小翼后的俯仰力矩系数的负增长小于通过翼尖延伸获得的俯仰力矩系数。试验结构表明与翼尖延伸相比较，通过翼梢小翼得到的整体性能的改善与上翼梢小翼的安装角有明显的关系。