CN112977803B - 吹吸协同高升力增强的变形襟翼 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种吹吸协同高升力增强的变形襟翼，包括由前缘襟翼、翼身和后缘变形襟翼组成的机翼，所述的前缘襟翼内部设置有射流舱，前缘襟翼上表面布置有与射流舱相连的射流孔；后缘变形襟翼内部设置有吸流舱，后缘变形襟翼上表面布置有与吸流舱相连的吸流孔；翼身内埋入有微型压缩机，微型压缩机通过橡胶管分别与射流舱和吸流舱连接，微型压缩机将气流从吸流孔吸入并加压后于射流孔射出。本发明将吹吸协同主动流动控制技术与变形襟翼相结合，用于大型固定翼飞行器，以产生高升力增强效果，改善起降气动特性，实现短距起降，减缓机场压力，同时亦可以提升巡航效率，增大航程。

Description

吹吸协同高升力增强的变形襟翼

技术领域

本发明涉及航空航天飞行器领域，具体是一种吹吸协同高升力增强的变形襟翼。

背景技术

机翼是飞机产生升力的主要部件，采取增升措施提高机翼升力是改善飞机起降性能的重要技术。常规机械增升装置以增加机构复杂度和结构重量为代价来实现增升，目前已经很难进一步增大升力和提高起降性能。

从减轻结构重量和降低使用维护成本的角度来说，增升装置应以简单可靠为好。未来机翼的发展方向是完整的、自适应的智能机翼，其中“完整”指的是机翼表面无铰链、无缝隙，以减少机体结构的阻力和噪声。目前西方国家已开展多项研究来验证智能机翼技术。智能机翼采用基于形变记忆合金的激励器代替铰链控制襟翼、舵面的偏转，常规的前缘缝翼可以用下垂式前缘襟翼代替，且后缘襟翼可以用后缘变形襟翼代替，襟翼与主机翼在外形上是一体的，用柔性蒙皮保证襟翼偏转过程中的机翼表面光顺。带有变形襟翼的智能机翼可以大大改善飞行品质，但变形襟翼面临着最大升力系数不高的问题，迫切需要寻求新的技术途径和方案来实现高升力性能的提升。

主动流动控制是一种通过一定措施（如吹气、吸气或等离子体作用等），增强主流附面层能量、减弱分离、改善流动品质的技术。其中，吹吸协同的零质量流量主动流动控制技术因为既可起降时增升，亦可巡航时减阻的特点而备受关注。该技术是在机翼前缘附近布置射流孔，在后缘附近布置吸流孔，通过在机翼内安装一个微型压缩机将气流从吸流孔吸入加压后从射流孔喷出，加速机翼上表面气流流动，起到增升、减阻、延缓失速的作用。现有对吹吸协同流动控制的研究以单段翼型或机翼为主，初步研究结果表明吹吸协同可产生超环量效应，显著提高升力和失速迎角，但较大升力系数需要在很大的攻角下才能实现，这一问题极大地限制了吹吸协同流动控制在大型飞机上的应用，需要进一步的研究和解决。

发明内容

本发明为了解决现有技术的问题，提供了一种吹吸协同高升力增强的变形襟翼，利于采用变形襟翼的机翼结构上没有缝隙这一完整性特点，将吹吸协同主动流动控制技术与变形襟翼相结合，用于大型固定翼飞行器，以产生高升力增强效果，改善起降气动特性，实现短距起降，减缓机场压力，同时亦可以提升巡航效率，增大航程。

本发明包括由前缘襟翼、翼身和后缘变形襟翼组成的机翼，前缘襟翼和后缘变形襟翼分别通过转轴与翼身连接并绕转轴偏转，所述的前缘襟翼内部设置有射流舱，前缘襟翼上表面布置有与射流舱相连的射流孔；所述的后缘变形襟翼内部设置有吸流舱，后缘变形襟翼上表面布置有与吸流舱相连的吸流孔；所述的翼身内埋入有微型压缩机，微型压缩机通过橡胶管分别与射流舱和吸流舱连接，微型压缩机将气流从吸流孔吸入并加压后于射流孔射出。

进一步改进，以机翼的弦长为基准，所述射流孔位于离机翼前缘2.0%~4.0%弦长处，所述射流孔的高度为弦长的0.65%~1.0%，所述射流孔与垂向夹角为25~30度，且所述射流孔与机翼上表面垂直；

所述吸流孔位于离前缘70.0%~75.0%弦长处，所述吸流孔的高度为弦长的1.3%~1.5%，所述吸流孔与垂向夹角为70~75度，且所述吸流孔与机翼上表面垂直；

所述前缘襟翼长度为弦长的15%~17%，前缘襟翼偏转角度范围为0°~30°；后缘变形襟翼长度为弦长的30%~35%，后缘变形襟翼偏转角度范围为0°~60°。

进一步改进，前缘襟翼、翼身和后缘变形襟翼外表面采用可变形柔性蒙皮，保证机翼表面可以光滑过渡，转轴处安装有形变记忆合金激励器实现偏转。

本发明有益效果在于：

1、采用吹吸协同主动流动控制技术，加速襟翼气流，延缓襟翼气流分离，起到高升力增强作用；微型压缩机工作时，后缘吸流孔将气流和低速边界层吸入内部气流管道中，使机翼上表面气流附着于后缘襟翼上，推迟流动分离；吸入的气流经微型压缩机加压后，加速至射流孔后垂直于机翼上表面射出，加速前缘襟翼和机翼上表面的气流，给低速边界层增加能量，既降低了上表面压力，又降低了粘性阻力，同时，前缘襟翼的低压作用能进一步降低阻力。

2、采用变形襟翼，襟翼与机翼之间是完整的，无铰链连接、无缝隙，可以减少机翼的零升阻力，降低机翼产生的噪音；

3、将吹吸协同与变形襟翼相结合，解决了在正常起飞攻角下获得较大升力的难题，非常适合用于大型固定翼飞行器，增大起降过程的升力，实现短距起降。

附图说明

图1是本发明巡航构型的变形襟翼剖面示意图；

图2是本发明起降构型的变形襟翼剖面示意图；

图3是未使用吹吸协同技术（左）和使用吹吸协同技术（右）的变形襟翼流场图；

图4是使用吹吸协同技术的变形襟翼不同微型压缩机功率情况下流场对比图；

图5是使用吹吸协同技术变形襟翼不偏转时的升力系数和升阻比随攻角变化曲线；

图6是使用吹吸协同技术下垂式前缘襟翼偏转30°、后缘变形襟翼偏转30°时的升力系数和升阻比随攻角变化曲线；

图7是使用吹吸协同技术下垂式前缘襟翼偏转30°、后缘变形襟翼偏转60°时的升力系数和升阻比随攻角变化曲线。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步说明。

本发明公开的一种吹吸协同高升力增强的变形襟翼，如图1和图2所示，包括由前缘襟翼11、翼身和后缘变形襟翼12组成的机翼，前缘襟翼11和后缘变形襟翼12分别通过转轴4与翼身连接并绕转轴偏转，根据偏转角度不同形成巡航构型1和起降构型10。

所述的前缘襟翼11内部设置有射流舱5，前缘襟翼11上表面布置有与射流舱5相连的射流孔7；所述的后缘变形襟翼12内部设置有吸流舱6，后缘变形襟翼12上表面布置有与吸流舱6相连的吸流孔8；所述的翼身内埋入有微型压缩机2，微型压缩机2通过橡胶管3分别与射流舱5和吸流舱6连接，微型压缩机2将气流9从吸流孔8吸入并加压后于射流孔7射出。

以机翼的弦长为基准，所述射流孔7位于离机翼前缘2.0%弦长处，所述射流孔7的高度为弦长的0.65%，所述射流孔7与垂向夹角为30度，且所述射流孔7与机翼上表面垂直；所述吸流孔8位于离前缘75.0%弦长处，所述吸流孔8的高度为弦长的1.3%，所述吸流孔8与垂向夹角为75度，且所述吸流孔8与机翼上表面垂直；所述前缘襟翼11长度为弦长的15%，前缘襟翼11偏转角度范围为0°~30°；后缘变形襟翼12长度为弦长的30%，后缘变形襟翼12偏转角度范围为0°~60°。

在本发明中，采用下垂式前缘襟翼11和后缘变形襟翼12，使襟翼偏转后与主机翼成为一个整体，没有缝隙，蒙皮采用可变形柔性蒙皮保证机翼表面可以光滑过渡，襟翼偏转可通过形变记忆合金激励器实现；射流孔7布置在下垂式前缘襟翼11上，吸流孔8布置在后缘变形襟翼12上，同时，射流舱5和吸流舱6分别与前后缘襟翼固连形成一个刚体，随着襟翼一起偏转；射流舱5与吸流舱6末端用橡胶管3与微型压缩机10连接，形成内部气流管道。

本发明提供的一种吹吸协同高升力增强的变形襟翼，能够明显改善变形襟翼周围的流场特性，如图3所示，前后襟翼都偏转30°，可以清晰地看见，不采用吹吸协同技术的变形襟翼在6°攻角的时候后缘襟翼处的气流已经完全分离，而结合了吹吸协同的变形襟翼气流完全附着于后缘襟翼上，同时机翼上表面的气流由于吹吸协同作用速度大大增大，在前缘襟翼处产生了一个较强的吸力峰，起到增升、减阻的作用。由于机翼上表面流速增大，压力进一步下降，进而产生很高的升力。由于吹吸协同作用消除了后缘的流动分离，大大改善了失速特性。随着微型压缩机功率的进一步增大，吹吸协同对变形襟翼的增益作用更为明显。这里用一个无量纲的动量系数C _μ 表示压缩机功率。如图4所示，当后缘襟翼偏转60度时，增大压缩机的功率可以明显减弱后缘襟翼上的流动分离，同时会使驻点位置沿机翼下表面后移，增大机翼的绕流，加速机翼上表面气流流动，进一步增大升力。

图5~图7是通过CFD模拟得到的吹吸协同高升力增强变形襟翼在不同襟翼偏角和不同压缩机功率下，升力系数和升阻比随攻角的变化曲线。可以看出，随着压缩机功率的增大，升力都会进一步增加，且升阻比也要优于未采用吹吸协同技术的升阻比。随着襟翼偏转角的增大，最大升力系数增加，同时需要保证较大的压缩机功率以防失速。从图6可以看出，在正常起降攻角下，当前缘襟翼偏转30°、后缘襟翼偏转60°时，由吹吸协同作用可以使变形襟翼达到5.0以上的升力系数。

本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (2)

1.一种吹吸协同高升力增强的变形襟翼，包括由前缘襟翼（11）、翼身和后缘变形襟翼（12）组成的机翼，前缘襟翼（11）和后缘变形襟翼（12）分别通过转轴（4）与翼身连接并绕转轴偏转，其特征在于：所述的前缘襟翼（11）内部设置有射流舱（5），前缘襟翼（11）上表面布置有与射流舱（5）相连的射流孔（7）；所述的后缘变形襟翼（12）内部设置有吸流舱（6），后缘变形襟翼（12）上表面布置有与吸流舱（6）相连的吸流孔（8）；所述的翼身内埋入有微型压缩机（2），微型压缩机（2）通过橡胶管（3）分别与射流舱（5）和吸流舱（6）连接，微型压缩机（2）将气流（9）从吸流孔（8）吸入并加压后于射流孔（7）射出；以机翼的弦长为基准，所述前缘襟翼（11）长度为弦长的15%~17%，前缘襟翼（11）偏转角度范围为0°~30°；后缘变形襟翼（12）长度为弦长的30%~35%，后缘变形襟翼（12）偏转角度范围为0°~60°；以机翼的弦长为基准，所述射流孔（7）位于离机翼前缘2.0%~4.0%弦长处，所述射流孔（7）的高度为弦长的0.65%~1.0%，所述射流孔（7）与垂向夹角为25~30度，且所述射流孔（7）与机翼上表面垂直；以机翼的弦长为基准，所述吸流孔（8）位于离前缘70.0%~75.0%弦长处，所述吸流孔（8）的高度为弦长的1.3%~1.5%，所述吸流孔（8）与垂向夹角为70~75度，且所述吸流孔（8）与机翼上表面垂直。

2.根据权利要求1所述的吹吸协同高升力增强的变形襟翼，其特征在于：前缘襟翼（11）、翼身和后缘变形襟翼（12）外表面采用可变形柔性蒙皮，转轴处安装有形变记忆合金激励器。

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