CN202320772U

CN202320772U - 一种双通道大型客机的高升力装置

Info

Publication number: CN202320772U
Application number: CN2011203289852U
Authority: CN
Inventors: 周广东; 申海荣; 巴玉龙; 张国栋; 刘沛清
Original assignee: Beihang University
Current assignee: Beihang University
Priority date: 2011-09-02
Filing date: 2011-09-02
Publication date: 2012-07-11
Anticipated expiration: 2021-09-02

Abstract

本实用新型提出一种双通道大型客机的高升力装置，包括前缘缝翼、主翼和后缘襟翼，前缘缝翼的外侧形状与机翼翼型的前缘外形相同，主翼的前缘形状和前缘缝翼的内侧形状相同，主翼的后缘形状和后缘襟翼的头部形状相同，前缘缝翼的内侧形状与后缘襟翼的头部形状都由椭圆方程和二次曲线形成，并设定了前缘缝翼、主翼和后缘襟翼的弦长比例以及前缘缝翼和后缘襟翼的在起飞状态和着陆状态下的缝道参数。本实用新型提出的高升力装置比单独翼型实现了在起飞状态下使飞机满足较大升力系数要求的同时，具有最大的升力比，在着陆状态下，能够使飞机有最大的升力系数。

Description

一种双通道大型客机的高升力装置

技术领域

本实用新型属于航空气动技术领域，具体涉及一种双通道大型客机的高升力装置。

背景技术

飞机机翼的气动力设计，一方面要考虑高速飞行的要求；另一方面在起飞和着陆时，又要尽可能降低飞行速度，缩短滑跑距离，以最小的巡航性能损失来达到要求的场域性能，通常这意味着要求着陆时有高的最大升力系数，而起飞时不仅要求有高的最大升力系数，还要求有高的升阻比，因此必须在原有机翼上采用各种措施，如高升力装置来实现这个目标。针对高升力、高升阻比、低雷诺数的翼型发展而言，多段层流翼型设计已成为一个重要研究方向。相比于单段层流翼型，多段层流翼型虽然增加了一部分寄生阻力，但却能带来更大的可用升力增加量。

发明内容

本实用新型的目的是为了解决双通道干线客机在起飞状态下，保证提供较大的升力系数的同时能满足飞机有最大的升阻比，在着陆状态下，有最大的升力系数的问题，提出一种双通道干线客机的高升力装置。

一种双通道大型客机的高升力装置，包括前缘缝翼、主翼和后缘襟翼：

(1)所述的前缘缝翼的外侧形状与机翼翼型的前缘外形相同，前缘缝翼的内侧形状由椭圆方程和二次曲线形成，前缘缝翼的上翼面弦长15％c，下翼面弦长3％c，前缘最大厚度3.05％c，设置前缘缝翼的缝道参数为：起飞状态下，重叠量为2％c，缝道宽度为2.1％c，前缘偏角为14.373°；着陆状态下，重叠量为1％c，缝道宽度为2.7％c，前缘偏角为19.8°；其中，c为机翼翼型的实际弦长；

(2)所述的主翼的前缘形状和前缘缝翼的内侧形状相同，主翼的后缘形状和后缘襟翼的头部形状相同，主翼弦长为86.56％c，主翼的最大厚度为13.4％c；

(3)所述的后缘襟翼的头部形状由椭圆方程和二次曲线形成，后缘襟翼的相对弦长为30％c，后缘襟翼的最大厚度为4.37％c，设置后缘襟翼的缝道参数为：在起飞状态下，重叠量为5％c，缝道宽度为1％c，后缘偏角为15°；在着陆状态下，重叠量为1％c，缝道宽度为4％c，前缘偏角为26.951°。

本实用新型的优点与积极效果在于：(1)在起飞状态下，能够使飞机满足较大升力系数要求的同时，具有最大的升力比，比单独翼型有更大的升力系数和升阻比；(2)在着陆状态下，能够使飞机有最大的升力系数，比单独翼型有更大的升力系数。

附图说明

图1是本实用新型的高升力装置的前缘缝翼的外形生成示意图；

图2是本实用新型的高升力装置的后缘襟翼的外形生成示意图；

图3是DFVLR R-4超临界翼型的外形示意图；

图4是本实用新型的高升力装置的多段翼型的缝道参数的示意图；

图5是本实用新型的高升力装置的三维示意图；

图6是本实用新型实施例中起飞状态下升阻比随攻角的变化对比图；

图7是本实用新型实施例中起飞状态下升力系数随攻角的变化

图8是本实用新型实施例中着陆状态下最大升力系数随攻角的变化

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本实用新型作进一步的详细说明。

本实用新型的一种双通道大型客机的高升力装置包括前缘缝翼1，主翼2和后缘襟翼3。前缘缝翼的特征包括前缘缝翼的外形形状和前缘缝翼的缝道参数；主翼的特征包括主翼翼型形状、主翼的弦长和最大厚度；后缘襟翼的特征包括后缘襟翼的外形形状和后缘襟翼的缝道参数。

前缘缝翼的外形形状是在飞机整体翼型(DFVLR R-4超临界翼型)的基础上切割而成。DFVLR R-4超临界翼型的形状如图3所示。前缘缝翼的外侧与机翼翼型的前缘外形相同。设机翼弦长为1，以图3中的机翼翼型前缘点(点A)为坐标原点，前缘缝翼的内侧形状上设置点1～6，将内侧形状分为5段，各段由如下椭圆方程和二次曲线形成，本实用新型的前缘缝翼的内侧由图1中的四段曲线组成，每段曲线的控制方程如下：

1～2段：

y＝-1339.89254x³+194.0163x²-8.9648x+0.1095 (1)

x＝[0.03，0.034850199]

2～4段：

y²+0.2578x²-0.6033xy-0.0267x-0.2080＝0 (2)

x＝[0.026，0.06]

4～5段：

y²+0.1580x²-0.7743xy-0.0017x+0.000069＝0 (3)

x＝[0.06，0.15]

5～6段：

y＝-81.5149x³+39.6932x²-6.2777x+0.3832 (4)

x＝[0.15，0.1786599]

根据机翼整体翼型的实际弦长c，确定前缘缝翼的上翼面弦长s₁＝15％c，下翼面弦长e＝3％c，前缘最大厚度t＝3.05％c。设置前缘缝翼的缝道参数选择如下：在起飞状态下，重叠量(O_S)＝2％c，缝道宽度(G_S)＝2.1％c，前缘偏角(δ_S)＝14.373°。在着陆状态下重叠量(O_S)＝1％c，缝道宽度(G_S)＝2.7％c，前缘偏角(δ_S)＝19.8°。

根据机翼整体翼型的实际弦长c，确定主翼弦长c₁＝86.56％c，主翼最大厚度为t＝13.4％c。主翼的前缘形状和前缘缝翼的内侧形状相同，主翼的后缘形状和后缘襟翼的头部形状相同。

后缘襟翼的外形形状是在飞机整体翼型的基础上切割而成。本实用新型的后缘襟翼的头部形状由图2中四段曲线控制生成。设机翼翼型的弦长为1，以图3中的机翼翼型前缘点(点A)为坐标原点，后缘襟翼的头部形状上设置点1～6，将内侧形状分为5段，各段由如下椭圆方程和二次曲线形成：

1～3段：

y²+0.49691x²-0.95354xy-0.02528x＝0 (5)

x＝[0.7，0.715]

3～4段：

y²+0.13149x²-0.01450xy-0.20803x+0.08145＝0 (6)

x＝[0.715，0.8]

4～5段：

y²+0.00295x²-0.05492xy-0.00197x＝0 (7)

x＝[0.8，0.8593455]

5～6段：

y＝2.13706x³-6.85283x²+6.96361x-2.2477 (8)

x＝[0.8593455，0.91963261]

根据机翼整体翼型实际弦长c，确定后缘襟翼相对弦长b₁＝30％c，后缘最大厚度为t＝4.37％c。设置后缘襟翼的缝道参数选择如下：在起飞状态下，重叠量(O_f)＝5％c，缝道宽度(G_f)＝1％c，后缘偏角(δ_f)＝15°；在着陆状态下，重叠量(O_f)＝1％c，缝道宽度(G_f)＝4％c，前缘偏角(δ_f)＝26.951°。

以某300座双通道干线飞机为例，此飞机在机翼中间转折处的当地翼型弦长为6.6m。根据上述本实用新型的高升力装置的定义，确定该飞机上设置的高升力装置为：

1、前缘缝翼：

a)按照上述方程(1)～(4)来确定前缘缝翼的内侧形状，并将生成的形状缩放6.6倍。

b)确定前缘缝翼的上翼面弦长s₁＝0.99m，下翼面弦长e＝0.198m，前缘缝翼的最大厚度为t＝0.2013m。

c)在起飞状态下，重叠量(O_S)＝0.132m，缝道宽度(G_S)＝0.1386m，前缘偏角(δ_S)＝14.373°；在着陆状态下重叠量(O_S)＝0.066m，缝道宽度(G_S)＝0.1782m，前缘偏角(δ_S)＝19.8°。

2、主翼：

根据当地整体翼型弦长6.6m，确定主翼弦长c₁＝5.71296m，主翼最大厚度为t＝0.8844m。主翼的前缘形状和前缘缝翼的内侧形状相同，主翼的后缘形状和后缘襟翼的头部形状相同。

3、后缘襟翼：

a)按照后缘襟翼的外形控制方程确定后缘襟翼的外形形状，并将生成的形状缩放6.6倍。

b)根据当地翼型弦长6.6m，确定后缘襟翼相对弦长b₁＝1.98m，后缘最大厚度为t＝0.02622m。

c)根据当地整体翼型弦长6.6m，在起飞状态下，重叠量(O_f)＝0.33m，缝道宽度(G_f)＝0.066m，后缘偏角(δ_f)＝15°；在着陆状态下，重叠量(O_f)＝0.066m，缝道宽度(G_f)＝0.264m，前缘偏角(δ_f)＝26.951°。

如图5所示，为形成的高升力装置的三维示意图。

经过对本实用新型的多段层流翼型构型的高升力装置和现有单段翼型的高升力装置进行CFD(计算流体动力学)试验验证，试验结果如图6，图7和图8所示。如图6和图7中，在起飞状态下，虽然多段层流翼型的最大升阻比相比单段层流翼型有稍微的减小，但是最大升力系数却明显地高于单段层流翼型。图8中，在着陆状态下，随着攻角增大，多段层流翼型的的最大升力系数有明显地提高。试验结果表明，本实用新型中的多段层流翼型构型的高升力装置能够明显的提高起飞、着陆状态下的最大升力系数。

Claims

1.一种双通道大型客机的高升力装置，包括前缘缝翼、主翼和后缘襟翼，其特征在于：

2.根据权利要求1所述的一种双通道大型客机的高升力装置，其特征在于：所述的前缘缝翼的内侧形状上设置点1～6，将内侧形状分为5段，各段由如下椭圆方程和二次曲线形成：

1～2段：

y＝-1339.89254x³+194.0163x²-8.9648x+0.1095，x＝[0.03，0.034850199]

2～3段与3～4段：

y²+0.2578x²-0.6033xy-0.0267x-0.2080＝0，x＝[0.026，0.06]

4～5段：

y²+0.1580x²-0.7743xy-0.0017x+0.000069＝0，x＝[0.06，0.15]

5～6段：

y＝-81.5149x³+39.6932x²-6.2777x+0.3832，x＝[0.15，0.1786599]

其中，设机翼翼型的弦长为1，以机翼翼型前缘点为原点，1～6为前缘缝翼的内侧形状上的。

3.根据权利要求1所述的一种双通道大型客机的高升力装置，其特征在于：所述的后缘襟翼的头部形状上设置点1～6，将内侧形状分为5段，各段由如下椭圆方程和二次曲线形成：

1～2段与1～3段：

y²+0.49691x²-0.95354xy-0.02528x＝0，x＝[0.7，0.715]

3～4段：

y²+0.13149x²-0.01450xy-0.20803x+0.08145＝0，x＝[0.715，0.8]

4～5段：

y²+0.00295x²-0.05492xy-0.00197x＝0，x＝[0.8，0.8593455]

5～6段：

y＝2.13706x³-6.85283x²+6.96361x-2.2477，x＝[0.8593455，0.91963261]

其中，设机翼翼型的弦长为1，以机翼翼型前缘点为原点。