CN103332288B - 一种飞机主翼后缘处的边条及其设计方法 - Google Patents

Abstract

一种飞机主翼后缘处的边条及其设计方法。所述边条前缘的侧表面与飞机主翼后缘的侧表面粘接，并且边条的上表面与飞机主翼的上表面光滑过渡，所述边条的下表面与飞机主翼的下表面光滑过渡，以使气流能够平顺地流过边条。当内襟翼收起时，边条的下表面与内襟翼的上表面贴合。本发明中，边条安装在飞机主翼上并与内襟翼对应，以调整后缘襟翼的缝道宽度G_f和缝道重叠量O_f，在后缘襟翼大偏度状态下，控制后缘襟翼流动分离，提高飞机起飞/着陆状态的气动性能。

Description

一种飞机主翼后缘处的边条及其设计方法

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，具体是一种安装在飞机主翼后缘处的边条及其设计方法。

背景技术

大型飞机由于翼载大，起飞/着陆时飞行速度低，需要很高的可用升力。现代飞机主要通过以下方法来获取高的可用升力：增加机翼弯度、增加机翼面积、流动控制等。增加机翼弯度为最常用的方法，其主要通过后缘襟翼偏转来实现。后缘襟翼偏转角度越大，机翼弯度改变就越多，飞机可用升力一般也就越高。但是，后缘襟翼可用的偏转角度是有限的。后缘襟翼处于大偏度状态时，后缘襟翼头部的压力系数峰值很高，容易在后缘襟翼上表面诱发流动分离，导致升力损失，降低飞机的起飞/着陆性能，甚至可能出现无法满足飞机起飞/着陆要求的情况。

为了控制后缘襟翼大偏度状态出现的流动分离，改善飞机的起飞/着陆性能，国内外开展了大量主动/被动流动控制技术的研究。如在后缘襟翼上表面安装涡流发生器、在后缘襟翼上表面开槽进行吹气/吸气、加装等离子体激励器、铺设MEMS作动器等，均能取得一定的效果。但这些技术普遍存在使用条件苛刻、破坏襟翼原有结构、需要额外能量输入、辅助机构复杂、使用维护成本高等缺点，限制了工程实际应用。

发明内容

为克服现有技术中存在的使用条件苛刻、破坏襟翼原有结构、需要额外能量输入、辅助机构复杂、使用维护成本高等不足，本发明提出了一种飞机主翼后缘处的边条及其设计方法。

本发明提出的飞机主翼后缘处的边条，所述边条安装在飞机主翼上并与内襟翼对应，以调整后缘襟翼的缝道宽度G_f和缝道重叠量O_f，在后缘襟翼大偏度状态下，控制后缘襟翼流动分离，提高飞机起飞/着陆状态的气动性能。

所述边条的后缘为弧形；该边条的展向长度l与飞机内襟翼的展向长度L相同，边条两端的宽度均为边条最大宽度D的25％；边条展向长度方向对称面处的宽度最宽，并且所述边条的最大宽度D为边条展向长度l的0.5%；边条弧形后缘的两端与所述边条最宽处之间用样条插值法光滑连接。所述边条与飞机主翼后缘配合处的厚度与该飞机主翼后缘的厚度相同，并且所述边条的上表面与下表面的型面均与所配合的飞机主翼的型面相同。

所述边条前缘的侧表面与飞机主翼后缘的侧表面粘接，并且所述边条的上表面与飞机主翼的上表面光滑过渡，所述边条的下表面与飞机主翼的下表面光滑过渡，以使气流能够平顺地流过边条。当内襟翼收起时，边条的下表面与内襟翼的上表面贴合。

本发明还提出了一种所述飞机主翼后缘处边条的设计方法，其具体过程是：

步骤1，确定飞机的升力。利用求解雷诺平均N-S方程的数值模拟方法，计算飞行速度V=68m/s，来流攻角a=0°～20°范围内的飞机流场。利用公式（1）得到各个攻角下的飞机升力系数Cl。

Cl=(F_y*cosa-F_x*sina)/(0.5*ρ*V²*S)；   （1）

其中：F_y是全机总的气动力在y方向的分力；F_x是全机总的气动力在x方向的分力；a为来流攻角；ρ为空气密度；V为飞机的飞行速度；S为飞机的参考面积。

步骤2，确定后缘襟翼发生分离的范围及后缘襟翼的压力系数分布。确定来流攻角a=8°，在内襟翼表面画出表面极限流线；表面极限流线的交汇线即为内襟翼的分离线。在分离线到内襟翼前缘的距离最短位置，作内襟翼的展向剖面，剖面与内襟翼的交线即为该展向位置处的内襟翼型面。取出该型面上的压力系数Cp和型面的几何坐标（x,y），得到压力系数Cp与型面横坐标x的关系图。压力系数Cp的定义为：

Cp=（Pressure-Preference)/(0.5*ρ*V²)；   （2）

其中：Pressure为展向剖面处的内襟翼型面各坐标点上的压力；Preference为参考压力，取标准大气压。

步骤3，确定边条的展向长度。根据步骤2得到内襟翼分离线，在所述内襟翼分离线沿展向的起止范围内，按照边条沿展向的起止位置与内襟翼分离线沿展向的起止位置一致的原则，确定边条的展向长度。

步骤4，确定边条最大宽度的取值范围。将内襟翼分离线与内襟翼前缘距离最短处的展向位置规定为边条最大宽度D的所在位置。

步骤5，确定边条两端的宽度。所述边条两端的宽度为边条最大宽度D的20～30%。

步骤6，校核边条对飞机升力的影响。所述边条的最大宽度D=D_max。根据步骤4和步骤5确定的边条的最大宽度D和边条两端的宽度，通过样条插值法构造出边条，并将边条加装到飞机的主翼后缘处。利用求解雷诺平均N-S方程的数值模拟方法，计算飞行速度V=68m/s,来流攻角a=0°～20°范围内的飞机流场。利用公式（1）得到各个攻角下的飞机升力系数Cl。

当边条最大宽度D=D_max，且来流攻角a=0°～20°，若飞机升力系数最大值Cl_max≥加装边条前，则边条最大宽度D满足设计要求，结束边条设计；若飞机升力系数最大值Cl_max<加装边条前，则边条最大宽度D不满足气动要求，需要减小边条的最大宽度D，继续进行边条设计，进入步骤7。

步骤7，确定目标压力系数。在由步骤2得到的内襟翼型面的压力系数最小值Cp_min1加上一个增量Δ，得到新的压力系数最小值Cp_min2；Cp_min2为目标压力系数。

步骤8，调整边条的最大宽度。边条最大宽度D的调整量记为ΔD。ΔD的取值范围为[0,D_max]。边条两端的宽度仍取为边条最大宽度D的20～30%。经过调整后的边条最大宽度D=D_max-ΔD。通过样条插值法构造出边条，并将边条加装到飞机的主翼后缘处。利用求解雷诺平均N-S方程的数值模拟方法，计算飞行速度V=68m/s,来流攻角a=8°的飞机流场。采用与步骤2相同的方法，得到边条最大宽度D所在展向位置处的内襟翼型面的压力系数最小值Cp_{min_ΔD}。其与目标压力系数的差值ΔCp=Cp_min2-Cp_{min_ΔD}。

步骤9，确定目标压力系数对应的边条最大宽度。根据由步骤8得到的ΔCp的大小，利用公式（3）确定边条最大宽度D的调整量ΔD的新值。然后，重复步骤8的构造边条、流场求解和获得ΔCp过程，直至|ΔCp_i+1/Cp_min2|≤0.05。

公式（3）为：

ΔD_i+1=ΔD_i/(1-k*ΔCp_i/D_max)；   （3）

其中：ΔD_i为第i次的边条最大宽度的调整量；ΔD_i+1为第i+1次的边条最大宽度的调整量；ΔCp_i为目标压力系数Cp_min2与第i次边条最大宽度调整量对应的内襟翼型面压力系数最小值Cp_{min_ΔDi}的差值；D_max为由结构约束确定的边条的最大宽度的上限；k为松弛因子，用于控制调整量ΔD_i+1的大小。所述的i为边条最大宽度的调整次数。

经过第i+1次调整后，有如下关系式：

ΔCp_i+1=Cp_min2-Cp_{min_ΔDi+1}；   （4）

公式（4）中：Cp_{min_ΔDi+1}为第i+1次的边条最大宽度的调整量对应的内襟翼型面压力系数最小值；ΔCp_i+1为目标压力系数与第i+1次的边条最大宽度的调整量对应的内襟翼型面压力系数最小值的差值。

当|ΔCp_i+1/Cp_min2|≤0.05时，结束调整，进入步骤10。

步骤10，校核边条对飞机升力的影响。利用求解雷诺平均N-S方程的数值模拟方法，计算飞行速度V=68m/s,来流攻角a=0°～20°范围内的飞机流场。利用公式（1）得到各个攻角下的飞机升力系数Cl。

若飞机升力系数最大值Cl_max≥加装边条前，则边条最大宽度D满足设计要求，结束边条设计；若飞机升力系数最大值Cl_max<加装边条前，说明目标压力系数Cp_min2 不合理，增量Δ取值偏大，将增量Δ调整至原增量的90%，然后重新进入步骤7，继续进行边条的设计。所述的增量Δ为内襟翼型面的压力系数最小值Cp_min1的增量。

本发明中，通过在某飞机的主翼后缘处加装边条，后缘襟翼的缝道参数发生了明显改变。将使用边条前的后缘襟翼缝道重叠量O1修补为使用边条后的后缘襟翼缝道重叠量O2；且O1为负值，O2为正值。随着使用边条后的后缘襟翼缝道重叠量O2修补为正值，变使用边条前的后缘襟翼缝道宽度G1为使用边条后的后缘襟翼缝道宽度G2，且G2<G1。缝道参数的这种变化产生的效果是：飞机主翼对后缘襟翼上表面流动的抑制作用加强，后缘襟翼的压力系数峰值下降，逆压梯度降低，从而原先存在于后缘襟翼上表面的流动分离得到有效控制，襟翼流动品质改善，升力增加，飞机起飞/着陆状态的气动性能提升。

与现有技术相比，本发明所取得的效果表现在以下方面：

1.边条能够有效提高飞机起飞/着陆状态的气动性能。仅在某飞机的主翼后缘处加装一根边条，即可有效控制内襟翼上的流动分离，使各攻角下的升力均明显提升，尤其是攻角α=8°～12°的飞机起飞/着陆最常用状态，升力增加约4%，有效改善了飞机的起飞/着陆性能。

2.边条通过粘接方式安装于飞机的主翼后缘处，避免了破坏飞机原有结构的问题，特别适用于现有飞机的改进设计，且安装维护方便，工程实用性强。

3.边条有效缓和了最大升力与起飞/着陆最常用状态可用升力的矛盾。由于后缘襟翼的偏度是以保证最大升力为主要目的设计的，容易造成攻角α=8°～12°的飞机起飞/着陆最常用状态，后缘襟翼出现流动分离。使用边条可以在保证最大升力的前提下，治愈飞机起飞/着陆最常用攻角下的后缘襟翼流动分离，避免为了防止后缘襟翼分离而减小后缘襟翼偏度，导致最大升力损失的问题。

4.大型飞机的主翼后缘一般设计成为扰流板形式，因此，边条安装于主翼后缘处，一方面，可用于控制后缘襟翼流动分离，改善飞机起飞/着陆状态的气动性能；另一方面，又能增加扰流板的面积，提高扰流板的效率。

附图说明

附图1是边条在某飞机主翼上的应用示意图；

附图2是加装了边条的飞机机翼局部放大图；

附图3是边条与飞机主翼及后缘襟翼的位置关系示意图；

附图4是边条调整后缘襟翼缝道参数示意图；

附图5是边条的增升效果示意图；

附图6是本发明的边条设计流程图；

附图7是全机气动力分解示意图；其中：F_x是全机总的气动力在x方向的分力，F_y是全机总的气动力在y方向的分力，F_lift是全机升力，F_drag是全机阻力。

附图8是加装边条前的内襟翼流动特性；

附图9是内襟翼型面压力系数最小值调整示意图；

附图10是加装边条后的内襟翼流动特性；

附图11是加装边条前/后的内襟翼型面压力系数分布对比。其中：

1.前缘缝翼；2.飞机主翼；3.后缘襟翼；4.边条；5.内襟翼；6.外襟翼；7.内襟翼表面极限流线；8.内襟翼分离线；9.加装边条前的压力系数分布；10.加装边条后的压力系数分布。

具体实施方式

如附图1，附图2所示。本实施例是一种安装在飞机主翼后缘处的边条，并且所述边条4位于该飞机主翼2与内襟翼5对应处。通过在飞机主翼2的后缘加装边条4，以调整后缘襟翼的缝道宽度G_f和缝道重叠量O_f，在后缘襟翼大偏度状态下，控制后缘襟翼流动分离，提高飞机起飞/着陆状态的气动性能。

如附图3所示。所述用于某飞机的边条4为用铝合金制成的条形板，并且所述边条4的一个侧表面为弧形，并以该弧形侧表面为所述边条4的后缘。边条4的展向长度l与飞机内襟翼5的展向长度L相同，边条4两端的宽度均为边条4最大宽度D的25％；边条4的展向长度方向对称面处的宽度最宽，并且所述边条4的最大宽度D为边条4展向长度l的0.5%；边条4弧形侧表面的两端与所述边条4最宽处之间用样条插值法光滑连接。所述边条4与飞机主翼2后缘配合处的厚度与该飞机主翼2后缘的厚度相同，并且所述边条4的上表面与下表面的型面均与所配合的飞机主翼2的型面相同。

将所述边条4安装在飞机主翼2后缘处，并使边条4的位置与内襟翼5的位置对应。所述边条4前缘的侧表面与飞机主翼2后缘的侧表面通过粘接的方式连接，并且所述边条4的上表面与飞机主翼2的上表面光滑过渡，所述边条4的下表面与飞机主翼2的下表面光滑过渡，以使气流能够平顺地流过边条4。当内襟翼5收起时，边条4的下表面与内襟翼5的上表面贴合。

附图4给出了本实施例的边条用于调整后缘襟翼缝道参数的原理。从附图4中可以看到，通过在某飞机的主翼后缘加装边条，后缘襟翼的缝道参数发生了明显改变，将使用边条前的后缘襟翼缝道重叠量O1修补为使用边条后的后缘襟翼缝道重叠量O2；所述使用边条前的后缘襟翼缝道重叠量O1为负值，使用边条后的后缘襟翼缝道重叠量O2为正值。随着使用边条后的后缘襟翼缝道重叠量O2修补为正值，变使用边条前的后缘襟翼缝道宽度G1为使用边条后的后缘襟翼缝道宽度G2，且G2<G1。

从附图5的边条增升效果示意图可以看出，在某飞机的主翼后缘加装边条以后，各攻角下的升力均有明显增加。特别是飞机起飞/着陆状态最常用攻角α=8°～12°，升力增加约4%，将有效改善飞机的起飞/着陆性能。

附图8、附图10和附图11揭示了本实施例的主翼后缘边条提高飞机起飞/着陆状态气动性能的物理机制。

从附图11给出的压力系数分布可以看到，在马赫数Ma=0.20，攻角α=8°时，某飞机在使用边条前，内襟翼型面的压力系数Cp的峰值达到了-3.4。内襟翼压力系数峰值高，会在压力系数峰值附近形成强逆压梯度，增加内襟翼发生分离的危险，这点从附图8的内襟翼流动特性上也能得到印证。

后缘襟翼的压力系数峰值高，根源在于飞机的主翼与后缘襟翼之间的缝道参数不合理，飞机的主翼对后缘襟翼上表面流动的抑制能力弱，后缘襟翼头部气流的上洗效应太强。而在飞机的主翼后缘加装了边条之后，后缘襟翼缝道重叠量O_f增加，后缘襟翼缝道宽度G_f减小，飞机主翼对后缘襟翼的抑制作用明显加强。

附图11的压力系数分布则显示，在飞机的主翼后缘加装边条之后，内襟翼型面的压力系数峰值明显下降，从原先的-3.4降低为-2.5，有效减弱了逆压梯度，内襟翼的流动特性也因此得以改善，内襟翼上表面的分离消失，重新获得了理想的附着流动特性，如附图10所示。

内襟翼流动特性改善，使得绕飞机机翼的气流流速加快，反映到附图11的压力系数分布上就是飞机的主翼和前缘缝翼的压力系数峰值提高，环量增加，从而有效弥补了内襟翼的升力损失，增加了总升力，提高了飞机起飞/着陆状态的气动性能。

本实施例还提出了一种所述边条的设计方法，具体过程是：

步骤1，确定飞机的升力。利用求解雷诺平均N-S方程的数值模拟方法，计算飞行速度V=68m/s，来流攻角a=0°～20°范围内的飞机流场。利用公式（1），得到各个攻角下的飞机升力系数Cl。

Cl=(F_y*cosa-F_x*sina)/(0.5*ρ*V²*S)；   （1）

其中：F_y是全机总的气动力在y方向的分力；F_x是全机总的气动力在x方向的分力；a为来流攻角；ρ为空气密度；V为飞机的飞行速度；S为飞机的参考面积。全机气动力分解参见附图7。

步骤2，确定后缘襟翼发生分离的范围及后缘襟翼的压力系数分布。由于飞机起飞/着陆状态最常用的来流攻角在a=8°左右。因此，确定来流攻角a=8°，利用Tecplot图形处理软件，导入由步骤1计算得到的流场结果，在内襟翼5的表面画出表面极限流线7，如附图8所示。表面极限流线7的交汇线即为内襟翼5的分离线8。得到内襟翼分离线8后，在分离线8到内襟翼5前缘的距离最短位置，作内襟翼5的展向剖面，剖面与内襟翼5的交线即为该展向位置处的内襟翼型面。取出该型面上的压力系数Cp和型面的几何坐标（x,y），得到压力系数Cp与型面横坐标x的关系图，如附图9所示。本实施例中，内襟翼分离线8到内襟翼5前缘的距离最短位置在内襟翼5展向长度方向对称面处。压力系数Cp的定义为：

Cp=（Pressure-Preference)/(0.5*ρ*V²)；   （2）

其中：Pressure为展向剖面处的内襟翼型面各坐标点上的压力；Preference为参考压力，取标准大气压。

步骤3，确定边条的展向长度。根据步骤2得到内襟翼分离线8，在所述内襟翼分离线8沿展向的起止范围内，按照边条沿展向的起止位置与内襟翼分离线沿展向的起止位置一致的原则，确定边条4的展向长度。本实施例中，由于分离线8贯穿内襟翼5的整个展向方向，如附图8所示，所以边条4的展向长度l与内襟翼5的展向长度L相同。

步骤4，确定边条最大宽度的取值范围。将内襟翼分离线8与内襟翼5前缘距离最短处的展向位置，规定为边条最大宽度D所在的位置。由于本实施例的边条4的上表面与下表面的型面均与所配合的飞机主翼2的型面相同。而在真实飞机上，主翼型面的最小厚度不应小于4mm，这就确定了边条的最大宽度D的取值上限D_max。本实施例中，由结构约束确定的边条的最大宽度D的上限D_max=0.8%l。因此，本实施例的边条4的最大宽度D的取值范围为[0,D_max]。

步骤5，确定边条两端的宽度。所述边条4两端的宽度为边条最大宽度D的20～30%，以便于边条4与主翼2后缘粘接及确保粘接强度。本实施例中，取边条4两端的宽度为边条最大宽度D的25%。

步骤6，校核边条对飞机升力的影响。所述边条的最大宽度D=D_max。根据步骤4和步骤5确定的边条4的最大宽度D和边条4两端的宽度，通过样条插值法构造出边条4，并将边条4加装到飞机的主翼后缘2处。利用求解雷诺平均N-S方程的数值模拟方法，计算飞行速度V=68m/s,来流攻角a=0°～20°范围内的飞机流场。利用公式（1）得到各个攻角下的飞机升力系数Cl。

当边条最大宽度D=D_max，且来流攻角a=0°～20°，若飞机升力系数最大值Cl_max≥加装边条前，则边条最大宽度D满足设计要求，结束边条设计；若飞机升力系数最大值Cl_max<加装边条前，则边条最大宽度D不满足气动要求，需要减小边条的最大宽度D，继续进行边条设计，进入步骤7。

步骤7，确定目标压力系数。将由步骤2得到的内襟翼型面的压力系数最小值Cp_min1加上一个增量Δ，从而得到一个新的压力系数最小值Cp_min2，如附图9所示。Cp_min2称为目标压力系数。本实施例中，没有加装边条时，由步骤2得到的内襟翼5的型面压力系数最小值Cp_min1=-3.4，取增量Δ=0.9，得到目标压力系数Cp_min2=-2.5。

步骤8，调整边条的最大宽度。边条最大宽度D的调整量记为ΔD。ΔD的取值范围为[0,D_max]。本实施例中，第一次调整时，取ΔD=0.2D_max，边条两端的宽度仍取为边条最大宽度D的25%。经过调整后的边条最大宽度D=D_max-ΔD。通过样条插值法构造出边条，并将边条加装到飞机的主翼后缘处。利用求解雷诺平均N-S方程的数值模拟方法，计算飞行速度V=68m/s,来流攻角a=8°的飞机流场。利用与步骤2相同的方法，得到边条最大宽度D所在展向位置处的内襟翼5的型面压力系数最小值Cp_{min_ΔD}。其与目标压力系数的差值ΔCp=Cp_min2-Cp_{min_ΔD}。

步骤9，确定目标压力系数对应的边条最大宽度。根据由步骤8得到的ΔCp的大小，利用公式（3）确定边条最大宽度D的调整量ΔD的新值。然后，重复步骤8的构造边条、流场求解和获得ΔCp过程，直至|ΔCp_i+1/Cp_min2|≤0.05。

公式（3）为：

ΔD_i+1=ΔD_i/(1-k*ΔCp_i/D_max)；   （3）

其中：ΔD_i为第i次的边条最大宽度的调整量；ΔD_i+1为第i+1次的边条最大宽度的调整量；ΔCp_i为目标压力系数Cp_min2与第i次边条最大宽度调整量对应的内襟翼型面压力系数最小值Cp_{min_ΔDi}的差值；D_max为由结构约束确定的边条的最大宽度的上限；k为松弛因子，用于控制调整量ΔD_i+1的大小，本实施例取k=0.005。所述的i为边条最大宽度的调整次数。

经过第i+1次调整后，有如下关系式：

ΔCp_i+1=Cp_min2-Cp_{min_ΔDi+1}；   （4）

公式（4）中：Cp_{min_ΔDi+1}为第i+1次的边条最大宽度的调整量对应的内襟翼型面压力系数最小值；ΔCp_i+1为目标压力系数与第i+1次的边条最大宽度的调整量对应的内襟翼型面压力系数最小值的差值。

当|ΔCp_i+1/Cp_min2|≤0.05时，结束调整，进入步骤10。

步骤10，校核边条对飞机升力的影响。利用求解雷诺平均N-S方程的数值模拟方法，计算飞行速度V=68m/s,来流攻角a=0°～20°范围内的飞机流场。利用公式（1），得到各个攻角下飞机升力系数Cl。

若飞机升力系数最大值Cl_max≥加装边条前，则边条满足设计要求，结束边条设计；若飞机升力系数最大值Cl_max<加装边条前，说明目标压力系数Cp_min2不合理，增量Δ取值偏大，将增量Δ调整至原增量的90%，然后重新进入步骤7，继续进行边条的设计。所述的增量Δ为内襟翼型面的压力系数最小值Cp_min1的增量。

Claims (3)

1.一种飞机主翼后缘处的边条，所述边条安装在飞机机翼的主翼段后缘，并与内襟翼对应，以调整后缘襟翼的缝道宽度G_f和缝道重叠量O_f，在后缘襟翼大偏度状态下，控制后缘襟翼流动分离，提高飞机起飞/着陆状态的气动性能；其特征在于，所述边条的后缘为弧形；该边条的展向长度l与飞机内襟翼的展向长度L相同，所述边条两端的宽度为边条最大宽度D的20～30％；边条展向长度方向对称面处的宽度最宽，为边条展向长度l的0.5％；边条弧形后缘的两端与所述边条最宽处之间用样条插值法光滑连接；所述边条与飞机主翼后缘配合处的厚度与该飞机主翼后缘的厚度相同，并且所述边条的上表面与下表面的型面均与所配合的飞机主翼的型面相同。

2.如权利要求1所述一种飞机主翼后缘处的边条，其特征在于，所述边条前缘的侧表面与飞机主翼后缘的侧表面粘接，并且边条的上表面与飞机主翼的上表面光滑过渡，所述边条的下表面与飞机主翼的下表面光滑过渡，以使气流能够平顺地流过边条；当内襟翼收起时，边条的下表面与内襟翼的上表面贴合。

3.一种如权利要求1所述飞机主翼后缘处的边条的设计方法，其特征在于，具体过程是：

步骤1，确定飞机的升力；利用求解雷诺平均N-S方程的数值模拟方法，计算飞行速度V＝68m/s，来流攻角a＝0°～20°范围内的飞机流场；利用公式(1)得到各个攻角下的飞机升力系数Cl；

Cl＝(F_y*cosa-F_x*sina)/(0.5*ρ*V²*S)；   (1)

其中：F_y是全机总的气动力在y方向的分力；F_x是全机总的气动力在x方向的分力；a为来流攻角；ρ为空气密度；V为飞机的飞行速度；S为飞机的参考面积；

步骤2，确定后缘襟翼发生分离的范围及后缘襟翼的压力系数分布；确定来流攻角a＝8°，在内襟翼表面画出表面极限流线；表面极限流线的交汇线即为内襟翼的分离线；在分离线到内襟翼前缘的距离最短位置，作内襟翼的展向剖面，剖面与内襟翼的交线即为该展向位置处的内襟翼型面；取出该型面上的压力系数Cp和型面的几何坐标(x,y)，得到压力系数Cp与型面横坐标x的关系图；压力系数Cp的定义为：

Cp＝(Pressure-Preference)/(0.5*ρ*V²)；   (2)

其中：Pressure为展向剖面处的襟翼型面各坐标点上的压力；Preference为参考压力，取标准大气压；

步骤3，确定边条的展向长度；根据步骤2得到内襟翼分离线，在所述内襟翼分离线沿展向的起止范围内，按照边条沿展向的起止位置与内襟翼分离线沿展向的起止位置一致的原则，确定边条的展向长度；

步骤4，确定边条最大宽度的取值范围；将内襟翼分离线与内襟翼前缘距离最短处的展向位置规定为边条最大宽度D的所在位置；

步骤5，确定边条两端的宽度；所述边条两端的宽度为边条最大宽度D的20～30％；

步骤6，校核边条对飞机升力的影响；所述边条的最大宽度D＝D_max；根据步骤4和步骤5确定的边条的最大宽度D和边条两端的宽度，通过样条插值法构造出边条，并将边条加装到飞机的主翼后缘处；利用求解雷诺平均N-S方程的数值模拟方法，计算飞行速度V＝68m/s,来流攻角a＝0°～20°范围内的飞机流场，利用公式(1)得到各个攻角下的升力系数Cl；

当边条最大宽度D＝D_max，且来流攻角a＝0°～20°，若飞机升力系数最大值Cl_max≥加装边条前，则边条最大宽度D满足设计要求，结束边条设计；若飞机升力系数最大值Cl_max<加装边条前，则边条最大宽度D不满足气动要求，需要减小边条的最大宽度D，继续进行边条设计，进入步骤7；

步骤7，确定目标压力系数；在由步骤2得到的内襟翼型面的压力系数最小值Cp_min1加上一个增量Δ，得到新的压力系数最小值Cp_min2；Cp_min2为目标压力系数；

步骤8，调整边条的最大宽度；边条最大宽度D的调整量记为ΔD；ΔD的取值范围为[0,D_max]；边条两端的宽度仍取为边条最大宽度D的20～30％；经过调整后的边条最大宽度D＝D_max-ΔD；利用样条插值法获得调整了最大宽度后的边条，并将其加装到飞机的主翼后缘；利用求解雷诺平均N-S方程的数值模拟方法，计算飞行速度V＝68m/s,来流攻角a＝8°的飞机流场；利用与步骤2相同的方法，得到边条最大宽度D所在展向位置处的内襟翼型面的压力系数最小值Cp_{min_ΔD}；其与目标压力系数的差值ΔCp＝Cp_min2-Cp_{min_ΔD}；

步骤9，确定目标压力系数对应的边条最大宽度；根据由步骤8得到的ΔCp的大小，利用公式(3)确定边条最大宽度D的调整量ΔD的新值；然后，重复步骤8的构造边条、流场求解和获得ΔCp过程，直至|ΔCp _i+1/Cp_min2|≤0.05；

公式(3)为：

ΔD_i+1＝ΔD_i/(1-k*ΔCp_i/D_max)；   (3)

其中：ΔD_i为第i次的边条最大宽度的调整量；ΔD_i+1为第i+1次的边条最大宽度的调整量；ΔCp_i为目标压力系数Cp_min2与第i次边条最大宽度调整量对应的内襟翼型面压力系数最小值Cp_{min_ΔDi}的差值；D_max为由结构约束确定的边条的最大宽度的上限；k为松弛因子，用于控制调整量ΔD_i+1的大小；所述的i为边条最大宽度的调整次数；经过第i+1次调整后，有如下关系式：

ΔCp_i+1＝Cp_min2-Cp_{min_ΔDi+1}；   (4)

公式(4)中：Cp_{min_ΔDi+1}为第i+1次的边条最大宽度的调整量对应的内襟翼型面压力系数最小值；ΔCp_i+1为目标压力系数与第i+1次的边条最大宽度的调整量对应的内襟翼型面压力系数最小值的差值；

当|ΔCp_i+1/Cp_min2|≤0.05时，结束调整，进入步骤10；

步骤10，校核边条对飞机升力的影响；利用求解雷诺平均N-S方程的数值模拟方法，计算飞行速度V＝68m/s,来流攻角a＝0°～20°范围内的飞机流场；利用公式(1)，得到各个攻角下飞机升力系数Cl；若飞机升力系数最大值Cl_max≥加装边条前，则边条最大宽度D满足设计要求，结束边条设计；若飞机升力系数最大值Cl_max<加装边条前，说明目标压力Cp_min2不合理，增量Δ取值偏大，将增量Δ调整至原增量的90％，然后重新进入步骤7，继续进行边条的设计；所述的增量Δ为内襟翼型面的压力系数最小值Cp_min1的增量。