CN111017194B - 一种动力增升机翼 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种动力增升机翼，包括机翼、内侧发动机和外侧发动机，机翼前缘设置有内外侧两段折扇式前缘缝翼和一段等弦长常规缝翼，机翼后缘设置有内侧增升襟翼、外侧增升襟翼和副翼，内侧发动机位于内侧增升襟翼平均气动弦所在位置，其安装形式为翼上支撑式，外侧发动机位于外侧增升襟翼平均气动弦所在位置，其安装形式为翼吊式，本发明可以提高飞机航迹控制能力、增大起降构型最大升力系数，减小起降场长。

Description

一种动力增升机翼

技术领域

本发明属于航空技术领域，尤其涉及一种动力增升机翼。

背景技术

现代先进运输机设计关键技术之一在于提高飞机起降构型最大升力系数，减小飞机起飞与着陆场长。现代高速运输机采用大展弦比后掠机翼，会显著减小起降构型最大升力系数。变后掠翼可有效改善高速飞机的低速性能，但由于机构复杂，重量代价高，操纵品质下降等原因，该技术在现代飞机设计已很少采用。

外吹式襟翼动力增升技术较其它增升技术，结构简单实用，增升效率较高并且技术成熟。下吹式襟翼喷流直接打到后缘襟翼上，产生较大的气动阻力与机翼结构震动。大的低头力矩会产生很大的气动配平损失。上吹式襟翼气动阻力与气动噪音小，可有效减小气流震动引起的结构疲劳损伤。

发明内容

本发明的目的：提出一种动力增升机翼，可以提高飞机航迹控制能力、增大起降构型最大升力系数，减小起降场长。

本发明的技术方案：

一种动力增升机翼，包括机翼7、内侧发动机14和外侧发动机15，所述的机翼7前缘设置有内外侧两段折扇式前缘缝翼11和一段等弦长常规缝翼13，所述的机翼7后缘设置有内侧增升襟翼9、外侧增升襟翼10和副翼16，所述的内侧发动机14位于内侧增升襟翼9平均气动弦所在位置，其安装形式为翼上支撑式，所述的外侧发动机15位于外侧增升襟翼10平均气动弦所在位置，其安装形式为翼吊式。

所述的内侧增升襟翼9采用无极偏转上吹式三缝富勒增升襟翼，所述的外侧增升襟翼10采用下吹式两缝富勒增升襟翼。

所述的折扇式前缘缝翼包括两片等弦长翼片1、根部转轴2、电机3、传动杆4、摇臂5与操纵杆6，所述的两片等弦长翼片1通过根部转轴2折叠固定，且所述的两片等弦长翼片1可绕根部转轴2转动，所述的操纵杆6的两端分别与两片等弦长翼片1连接，所述的摇臂5一端与操纵杆6连接，另一端固定在机翼7主体内部，传动杆4一端与电机3连接，另一端与摇臂5连接。

所述的两段折扇式前缘缝翼11的展向长度为机翼半展长的30%。

所述的两段折扇式前缘缝翼11分别位于机翼7前缘内外侧，内侧的折扇式前缘缝翼11折叠后襟翼弦长为机翼7平均气动弦长的20%，外侧的折扇式前缘缝翼11折叠后襟翼弦长为机翼7平均气动弦长的16%。

所述内侧的折扇式前缘缝翼11缝道宽度为机翼2平均气动弦长的5%；外侧的折扇式前缘缝翼11缝道宽度为机翼2平均气动弦长的3%。

所述的两段折扇式前缘缝翼11和等弦长常规缝翼13起飞时偏转角为15°，着陆时转角为25°。

所述的内侧发动机14和外侧发动机15函道比不小于5，所述的内侧发动机14展向安装位置为机翼7半展长18%处，外侧发动机15展向安装位置为机翼7半展长50%处，所述的内侧发动机14弦向前伸量为机翼7平均气动弦长的30%，外侧发动机15弦向前伸量为机翼7平均气动弦长的66%，所述的内侧发动机14轴线较机翼7弦线上倾3°，外侧发动机15轴线较机翼7弦线下倾2°，内侧发动机14轴线距机翼7弦线上方为1.1倍发动机短舱最大剖面半径，外侧发动机15轴线距机翼7弦线下方发动机短舱最大剖面半径。

所述的内侧增升襟翼9展向长度为机翼7半展长的30%，外侧增升襟翼10展向长度为机翼7半展长40%，所述的内侧增升襟翼9弦长为机翼7平均气动弦长的33%，外侧增升襟翼10弦长为机翼7平均气动弦长30%，所述的内侧增升襟翼9的主翼片位于中部，主翼缝道宽度为机翼7平均气动弦长的5%，主翼前部缝道宽度为机翼7平均气动弦长的5%，主翼后部缝道宽度为机翼7平均气动弦长的3%，所述的外侧增升襟翼10前部缝道宽度为机翼7平均气动弦长的5%，所述的外侧增升襟翼10后部缝道宽度为机翼7平均气动弦长的6%。

所述的内侧增升襟翼9、外侧增升襟翼10起飞时偏转角为25°，内侧增升襟翼9、外侧增升襟翼10着陆时转角为38°。

本发明的有益效果：本发明提出的一种动力增升机翼，本发明提供的多段折扇式前缘缝翼，不但增加了机翼面积，还减小了机翼前缘后掠角，可有效提高机翼无动力状态最大升力系数，折扇式前缘缝翼的两片等弦长翼片之间形成锯齿前缘可减缓气流横向流动，有利于改善翼尖失速，内侧增升襟翼 、外侧增升襟翼，解决了下吹式襟翼低头力矩大，气动配平损失严重的问题，通过发动机安装位置与后缘增升装置参数优化，使发动机喷流在机翼后缘充分扩散，气流温度与速度大幅下降，有利于提高增升效率，减小增升装置震动，改善结构疲劳损伤，采用内侧无极偏转增升襟翼技术实现了直接升力控制，达到了大下滑角精确航迹控制的设计目标。

附图说明

图1是本发明结构示意图；

图2是折扇式前缘缝翼结构示意图；

图3是外侧发动机安装方式与后缘襟翼构型示意图；

图4是内侧发动机安装方式与后缘襟翼构型示意图；

其中，1、等弦长翼片，2、根部转轴，3、电机， 4、传动杆，5、摇臂，6、操纵杆，7、机翼，8、内侧扰流板，9 、内侧增升襟翼，10、外侧增升襟翼，11、折扇式前缘缝翼，12、外侧扰流板，13、等弦长常规缝翼，14、内侧发动机，15、外侧发动机，16、副翼，17、阻力板。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步的介绍，本发明所述的一种动力增升机翼，包括机翼7、内侧发动机14和外侧发动机15，所述的机翼7前缘设置有内外侧两段折扇式前缘缝翼11和一段等弦长常规缝翼13，所述的机翼7后缘设置有内侧增升襟翼9 、外侧增升襟翼10和副翼16，所述的内侧发动机14位于内侧增升襟翼9平均气动弦所在位置，其安装形式为翼上支撑式，所述的外侧发动机15位于外侧增升襟翼10平均气动弦所在位置，其安装形式为翼吊式，机翼7后缘的副翼前端设置有外侧扰流板12，内侧增升襟翼9、外侧增升襟翼10前端分别设置有阻力板17和内侧扰流板8。

所述的内侧增升襟翼9采用无极偏转上吹式三缝富勒增升襟翼，所述的外侧增升襟翼10采用下吹式两缝富勒增升襟翼。本发明内侧增升襟翼9采用无极偏转上吹式三缝富勒增升襟翼，可实现直接升力控制。外侧增升襟翼10采用下吹式两缝富勒增升襟翼，实现了混合式外吹动力增升襟翼技术，综合了上、下吹气动力增升襟翼的优点，解决了下吹式襟翼低头力矩大，气动配平损失严重与结构振动较大的问题。

折扇式前缘缝翼11由两片等弦长翼片1上下叠加而成，展开与收起的机械原理同折扇。两片等弦长翼片1绕根部转轴2旋转打开，展开后折扇式前缘缝翼11弦长沿展向增大。该型折扇式前缘缝翼11不但增加了机翼7面积，还减小机翼7前缘后掠角，可显著提高起降构型最大升力系数。由于最大缝翼弦长的限制，该型折扇式前缘缝翼11沿展向分成两段，展开后每段机翼前缘后掠角相同，相交处呈锯齿状，有利于改善翼尖失速，原理示意见图2。

所述的折扇式前缘缝翼11包括两片等弦长翼片1、根部转轴2、电机3、传动杆4、摇臂5与操纵杆6，所述的两片等弦长翼片1通过根部转轴2折叠固定，且所述的两片等弦长翼片1可绕根部转轴2转动，所述的操纵杆6的两端分别与两片等弦长翼片1连接，所述的摇臂5一端与操纵杆6连接，另一端固定在机翼7主体内部，传动杆4一端与电机3连接，另一端与摇臂5连接。

所述的两段折扇式前缘缝翼11的展向长度为机翼7半展长的30%。

所述的内侧的折扇式前缘缝翼11折叠后襟翼弦长为机翼7平均气动弦长的20%，外侧的折扇式前缘缝翼折叠后襟翼11弦长为机翼7平均气动弦长的16%。

所述的内侧的折扇式前缘缝翼11缝道宽度为机翼7平均气动弦长的5%；外侧的折扇式前缘缝翼11缝道宽度为机翼7平均气动弦长的3%。

所述的内外侧两段折扇式前缘缝翼11和等弦长常规缝翼13起飞时偏转角为15°，着陆时转角为25°。

所述的内侧发动机14和外侧发动机15函道比不小于5，所述的内侧发动机14展向安装位置为机翼7半展长18%处，外侧发动机15展向安装位置为机翼7半展长50%处，所述的内侧发动机14弦向前伸量为机翼7平均气动弦长的30%，外侧发动机15弦向前伸量为机翼7平均气动弦长的66%，所述的内侧发动机14轴线较机翼7弦线上倾3°，外侧发动机15轴线较机翼7弦线下倾2°，内侧发动机14轴线距机翼7弦线上方为1.1倍发动机短舱最大剖面半径，外侧发动机15轴线距机翼7弦线下方发动机短舱最大剖面半径。

所述的内侧增升襟翼9展向长度为机翼7半展长的30%，外侧增升襟翼10展向长度为机翼7半展长40%，所述的内侧增升襟翼9弦长为机翼7平均气动弦长的33%，外侧增升襟翼10弦长为机翼7平均气动弦长30%，所述的内侧增升襟翼9的主翼片位于中部，主翼缝道宽度为机翼7平均气动弦长的5%，主翼前部缝道宽度为机翼7平均气动弦长的5%，主翼后部缝道宽度为机翼7平均气动弦长的3%，所述的外侧增升襟翼10前部缝道宽度为机翼7平均气动弦长的5%，所述的外侧增升襟翼10后部缝道宽度为机翼7平均气动弦长的6%。

所述的内侧增升襟翼9、外侧增升襟翼10起飞时偏转角为25°，内侧增升襟翼9、外侧增升襟翼10着陆时转角为38°。

本发明提供的多段折扇式前缘缝翼11，不但增加了机翼7面积，还减小了机翼7前缘后掠角，可有效提高机翼7无动力状态最大升力系数，折扇式前缘缝翼11的两片等弦长翼片1之间形成锯齿前缘可减缓气流横向流动，有利于改善翼尖失速，内侧增升襟翼 9、外侧增升襟翼10，解决了下吹式襟翼低头力矩大，气动配平损失严重的问题，通过发动机安装位置与后缘增升装置参数优化，使发动机喷流在机翼后缘充分扩散，气流温度与速度大幅下降，有利于提高增升效率，减小增升装置震动，改善结构疲劳损伤，采用内侧无极偏转增升襟翼技术实现了直接升力控制，达到了大下滑角精确航迹控制的设计目标。

Claims (3)

1.一种动力增升机翼，其特征在于：包括机翼（7）、内侧发动机（14）和外侧发动机（15），所述的机翼（7）前缘设置有内外侧两段折扇式前缘缝翼（11）和一段等弦长常规缝翼（13），所述的机翼（7）后缘设置有内侧增升襟翼（9）、外侧增升襟翼（10）和副翼（16），所述的内侧发动机（14）位于内侧增升襟翼（9）平均气动弦所在位置，其安装形式为翼上支撑式，所述的外侧发动机（15）位于外侧增升襟翼（10）平均气动弦所在位置，其安装形式为翼吊式；所述的内侧增升襟翼（9）采用无极偏转上吹式三缝富勒增升襟翼，所述的外侧增升襟翼（10）采用下吹式两缝富勒增升襟翼；所述的两段折扇式前缘缝翼（11）的展向长度为机翼半展长的30%；所述的两段折扇式前缘缝翼（11）分别位于机翼（7）前缘内外侧，内侧的折扇式前缘缝翼（11）折叠后襟翼弦长为机翼（7）平均气动弦长的20%，外侧的折扇式前缘缝翼（11）折叠后襟翼弦长为机翼（7）平均气动弦长的16%；所述内侧的折扇式前缘缝翼（11）缝道宽度为机翼（2）平均气动弦长的5%；外侧的折扇式前缘缝翼（11）缝道宽度为机翼（2）平均气动弦长的3%；

所述的内侧发动机（14）和外侧发动机（15）函道比不小于5，所述的内侧发动机（14）展向安装位置为机翼（7）半展长18%处，外侧发动机（15）展向安装位置为机翼（7）半展长50%处，所述的内侧发动机（14）弦向前伸量为机翼（7）平均气动弦长的30%，外侧发动机（15）弦向前伸量为机翼（7）平均气动弦长的66%，所述的内侧发动机（14）轴线较机翼（7）弦线上倾3°，外侧发动机（15）轴线较机翼（7）弦线下倾2°，内侧发动机（14）轴线距机翼（7）弦线上方为1.1倍发动机短舱最大剖面半径，外侧发动机（15）轴线距机翼（7）弦线下方发动机短舱最大剖面半径；

所述的内侧增升襟翼（9）展向长度为机翼（7）半展长的30%，外侧增升襟翼（10）展向长度为机翼（7）半展长40%，所述的内侧增升襟翼（9）弦长为机翼（7）平均气动弦长的33%，外侧增升襟翼（10）弦长为机翼（7）平均气动弦长30%，所述的内侧增升襟翼（9）的主翼片位于中部，主翼缝道宽度为机翼（7）平均气动弦长的5%，主翼前部缝道宽度为机翼（7）平均气动弦长的5%，主翼后部缝道宽度为机翼（7）平均气动弦长的3%，所述的外侧增升襟翼（10）前部缝道宽度为机翼（7）平均气动弦长的5%，所述的外侧增升襟翼（10）后部缝道宽度为机翼（7）平均气动弦长的6%。

2.根据权利要求1所述的一种动力增升机翼，其特征在于：所述的两段折扇式前缘缝翼（11）和等弦长常规缝翼（13）起飞时偏转角为15°，着陆时转角为25°。

3.根据权利要求1所述的一种动力增升机翼，其特征在于：所述的内侧增升襟翼（9）、外侧增升襟翼（10）起飞时偏转角为25°，内侧增升襟翼（9）、外侧增升襟翼（10）着陆时转角为38°。