CN209008845U - 一种高增升的大展弦比机翼 - Google Patents

Abstract

本实用新型属于飞机气动布局设计领域，尤其涉及一种高增升的大展弦比机翼。由主翼1和襟翼2构成。通过对襟翼缝道参数Gap、缝道搭接处Over‑lap的设计，实现大展弦比机翼的高增升效果，保证高巡航性能的同时具有良好的起降性能和起降安全性。本实用新型简单易行，襟翼偏转为简单偏转机构，不需要复杂的襟翼后退机构，可降低***的复杂性和可靠性。

Description

一种高增升的大展弦比机翼

技术领域

本实用新型属于飞机气动布局设计领域，尤其涉及一种高增升的大展弦比机翼。

背景技术

飞机机翼气动布局设计必须同时兼顾高低速性能，而二者之间往往存在相互矛盾关系。在高速巡航时，要求机翼面积尽可能小，展弦比尽可能大，以减小机翼气动阻力，提高巡航升阻比，进而提升航程和航时，改善巡航性能，然而由于结构强度等限制，机翼展长不可能无限大，因此当机翼展长无法增加时，展弦比的增加只能通过减小机翼弦长来实现，这会造成机翼面积的减小；在低速起降阶段，要求机翼面积尽可能大，以增加低速状态升力系，减小起飞离地速度、降低着陆速度、减小着陆滑跑距离，降低飞机冲出跑道的概率，提升起降安全性。因此，在机翼设计时，要解决高低之间矛盾，必须在机翼上设计可以增加低速起降阶段升力的活动舵面，即增升襟翼。传统的简单襟翼是通过增加机翼弯度来增加升力系数的目的，然而由于流动很容易从产生吸力的一侧分离，尾迹并不稳定，在中等偏角下襟翼上就发生分离，所以带来的升力增加并不可观。而单缝襟翼可以通过合理的缝道参数设计改善缝道之间的流场品质，通过缝道射流来改善翼面上的边界层状态，进而增强边界层承受逆压梯度的能力，以延缓分离，实现大幅增加可用升力的目的。

另有中国专利公告号为CN106542081A，于2017年3月29日公开了一种襟翼设计。NASA MS(1)-0313翼型的一种单缝富勒式襟翼设计，该襟翼弦长占翼型总弦长的29％，即襟翼由翼型弦长的71％位置开始，直至翼型后缘；襟翼剖面头部的相对半径为0.7％，襟翼剖面的相对厚度为7％；该襟翼的襟翼舱从翼型弦线的71％位置开始，一直延长到襟翼弦长的96％位置，因此翼型上表面从翼型弦长96％至100％实际上是与襟翼上表面重合的；用计算流体动力学技术(CFD)数值模拟计算了NASA MS(1)-0313翼型的襟翼展开时在主翼面及襟翼上的气流流动情况，计算结果表明主翼面下表面的气流确实能够加速流过襟翼与主翼面之间的缝隙，并以较高的速度直接喷射到襟翼上表面上。上述专利的缝道设计对于襟翼的增升效果并不理想。

实用新型内容

为了克服现有技术的缺陷，本实用新型提供了一种高增升的大展弦比机翼，其目的是达到在飞机起降阶段提高升力、提升起降的安全性。

为了解决上述技术问题，本实用新型采用的技术方案是：

一种高增升的大展弦比机翼，包括主翼和襟翼，其特征在于：所述襟翼与主翼的分界线由分离点A、B、C三点用曲线连接而成；所述分离点A为机翼上表面的襟翼与主翼的分离点，分离点A为0.81倍当地弦长，所述分离点C为机翼下表面的襟翼与主翼的分离点，分离点C为0.736倍当地弦长，分离点B为襟翼前缘点，分离点B为0.71倍当地弦长。 所述的当地弦长为襟翼不偏转时，某个沿机翼展向剖面最前点到最后点的距离（见图1）。

所述的襟翼2在飞机起降时的偏转角度为10°～40°，优选30°。

所述的襟翼偏转后的襟翼缝道宽度为0.005～0.03倍当地弦长，优选0.01倍当地弦长。

所述襟翼缝道的搭接量为。0.02～0.07倍当地弦长，优选0.06倍当地弦长。

本实用新型具有以下优点：

本实用新型的机翼后缘单缝襟翼设计可以大幅增加飞机起降阶段的升力，降低起飞和着陆速度，减小着陆滑跑距离，降低飞冲出跑道的概率，提升起降安全性。

附图说明

图1是襟翼形状和偏转设计示意图；

图2是缝道宽度对增升效果的影响曲线图；

图3是缝道搭接量对增升效果的影响曲线图；

图4是大展弦比机翼后缘内外两段单缝襟翼示意图；

图5是不同襟翼增升效果对比图（风洞试验结果）。

图中标记：1、主翼，2、襟翼，3、当地弦长，4、机翼后梁，5、主翼封缘条。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型作进一步阐述，但本实用新型并不限于以下实施例，所述方法如无特别说明均为常规方法，所述材料如无特别说明均能从公开商业途径而得。

过程一：机翼结构后梁4（图上是否标注，与）为0.69倍当地弦长3，襟翼设计不得超出机翼结构后梁4，在机翼上表面0.81倍当地弦长3位置设计襟翼与主翼的分离点A，在机翼下表面0.736倍当地弦长3位置设计襟翼与主翼的分离点C，在分离点前选择适当的点B，0.71倍当地弦长3为襟翼前缘点，用样条曲线连接A、B、C三点作为襟翼2和主翼1的分界线，设计襟翼2偏转角度为30°，具体见图1；

过程二：襟翼缝道宽度设计。缝道宽度示意见图1。以二维翼型为基础，保持缝道搭接量Over-lap为0.015倍当地弦长3不变，采用CFD手段，对不同缝道宽度下襟翼产生的升力进行计算分析，计算状态为α=6°、Ma=0.2、Re=4.66×10⁶，结果见图2，从图中看到，随缝道宽度增加，升力系数先增加后减小，在Gap为0.01倍当地弦长3时升力系数达到最大，表明此时襟翼缝道射流量最强，对改善流动分离效果最显著，因此，选取缝道宽度0.01倍当地弦长3为襟翼的最佳缝道宽度；

过程三：襟翼缝道搭接量设计。缝道搭接量示意图见图1。以二维翼型为基础，保持缝道宽度Gap为0.016倍当地弦长3不变，采用CFD手段，对不同缝道搭接量下襟翼产生的升力进行计算分析，计算状态为α=6°、Ma=0.2、Re=4.66×10⁶，结果见图3，从图中看到，随着缝道搭接量增加，升力系数呈现先增加后减小的趋势，在Over-lap为0.06倍当地弦长3时达到最大，表明此时襟翼和主翼的射流达到最佳匹配状态，有足够强度的射流对分离产生了有效控制，并且增加了主翼面边界层的流动能量，因此，选取缝道搭接量0.06倍当地弦长3为襟翼的最佳缝道搭接量；

过程四：在半展长为8.9米的大展弦比机翼上设计内外两段襟翼，襟翼缝道宽度为0.01倍当地弦长3、缝道搭接量为0.06倍当地弦长3。最终襟翼设计参数如下：

内段襟翼展长为1.228米，襟翼展向最内侧距离飞机对称面1.01米，襟翼根部距离机翼翼根预留0.3米空间为内段襟翼安装舵机考虑，襟翼翼根机翼弦长1.87米、襟翼弦长为0.494米、缝道宽度为18.7毫米、缝道搭接量为112.2毫米，襟翼翼梢机翼弦长为1.088米、襟翼弦长为0.287米、缝道宽度为10.88毫米、缝道搭接量为65.28毫米，襟翼偏转角度为30°，具体见图4。

外段襟翼展长为1.5575米，襟翼根部距离内段襟翼翼梢预留0.115米空间为外外段襟翼安装舵机考虑，襟翼翼根机翼弦长为1.043米、襟翼弦长为0.274米、缝道宽度为10.43毫米、缝道搭接量为62.58毫米，襟翼翼梢机翼弦长为0.9米、襟翼弦长为0.2376米、缝道宽度为9毫米、缝道搭接量为54毫米，襟翼偏转角度为30°，具体见图4。

过程五：设计加工风洞试验模型并对其增升效果进行风洞试验验证和确认，见图5。从图中看到，与无襟翼时的全机升力系数相比，简单襟翼升力系数仅增加0.25左右，并且在大迎角时出现分离，增升效果有所降低，而本实用新型所述的单缝襟翼升力系数增加达0.5左右，较简单襟翼所产生的增升效果大一倍，同时，由于缝道射流改善了襟翼和主翼的分离，因此本实用新型所述的单缝襟翼在大迎角小增升效果依然很好。

经过品质和性能评估，本实用新型所设计的机翼后缘单缝襟翼可以使飞机起飞离地速度减小35km/h,起飞抬前轮速度减小27km/h，着陆速度减小31km/h,着陆滑跑距离减小220m，大幅提高了起降阶段的性能和起降安全性。

Claims (4)

1.一种高增升的大展弦比机翼，包括主翼(1)和襟翼(2)，其特征在于：所述襟翼(2)与主翼(1)的分界线由分离点A、B、C三点用曲线连接而成；所述分离点A为机翼上表面的襟翼(2)与主翼(1)的分离点，分离点A为0.81倍当地弦长(3)，所述分离点C为机翼下表面的襟翼(2)与主翼封缘条(5)的分离点，分离点C为0.736倍当地弦长(3)，分离点B为襟翼前缘点，分离点B为0.71倍当地弦长(3)。

2.根据权利要求1所述一种高增升的大展弦比机翼, 其特征在于：所述的襟翼(2)在飞机起降时的偏转角度为10°～40°。

3.根据权利要求1所述一种高增升的大展弦比机翼, 其特征在于：所述的襟翼(2)偏转后的襟翼缝道宽度为0.005～0.03倍当地弦长(3)。

4.根据权利要求1所述一种高增升的大展弦比机翼, 其特征在于：所述襟翼缝道的搭接量为0.02～0.07倍当地弦长(3)。