一种定轴固定子襟翼自适应扰流板的吹气襟翼

技术领域

本发明涉及B64C21通过影响附面层流来影响流经飞行器表面的空气流的领域，涉及一种定轴固定子襟翼自适应扰流板的吹气襟翼。

背景技术

飞行器在运行和使用时希望降低起降速度，缩短起降距离，这就需要设计増升装置来增加低空低速下飞行器的最大升力系数，提高飞行器在低空低速下的空气动力学特性。

飞行器传统增升装置通常采用简单、双缝、多缝、富勒等机械形式设计。为了产生更大的升力系数，提高飞行器空气动力学特性，可以采用多元素叠加的机械增升装置。但该类系统一般带有复杂的偏转机构和轨道结构，系统整体重量大、制造成本高、运行可靠性低是不可忽视的问题。

高效的高升力系统的设计是航空航天工业中的一项挑战任务。现代民用飞行器需要复杂的多元素高升力系统来提高升力系数，以补偿起飞和着陆阶段的低速飞行。现代高升力的设计已经转向降低复杂性、重量和维护成本，同时保持可接受的升力水平，这对飞行器的整体成本有好处。两种常用的机械增升襟翼机构是简单的铰链和富勒襟翼机构。

简单铰链机构在麦克唐纳-道格拉斯系列飞机中被普遍采用。简单铰链式襟翼的特点是有一个连接到固定铰链的简单机构和纯旋转运动。它的机械结构简单，重量轻，但旋转轨迹非常有限。为了获得更多的襟翼后退量，铰链襟翼的支点必须远离机翼，这将导致一个大的襟翼挂架整流罩和巡航阻力损失。此外，由于简单的铰链机构的运动学约束，着陆和起飞的最佳构型可能无法在同一轨迹上实现。

富勒襟翼是民用飞机上应用广泛的后缘增升装置。它的特点是在起飞时几乎是平移运动以扩大机翼面积，在降落时是旋转运动以增加机翼弯度，这为起飞和降落提供了最佳的空气动力效率。然而，该机制比简单的铰链襟翼更复杂。在富勒襟翼上通常使用三种类型的机构：联动系统、轨道系统和混合系统；然而，所有这些类型的系统往往都很重，成本很高，而且可靠性和可维护性较低。

自适应下垂铰链襟翼已在多款航空器上使用。它的特点是整合了一个向下偏转的扰流板和一个简单的铰链襟翼，襟翼采用单片设计，绕一个固定转轴偏转。自适应下垂铰链襟翼在机械上比传统的富勒襟翼更简单，需要更少的运动部件，从而大大减轻重量。多功能扰流板允许在着陆过程中作为减速板上偏后正常运行，并能够在起飞和着陆时向下偏转以调整单缝襟翼的间隙，这一间隙称为缝道宽度。自适应下垂铰链襟翼的扰流片在起飞构型时下偏，使尾流和边界层汇合，其主要目的为提高机翼的升阻比，并获得一个合理的最大升力系数。自适应下垂铰链襟翼的扰流片在着陆构型时下偏，并调整至一合理的缝道宽度，使尾流和边界层不汇合，襟翼处于高升力模式，其主要目的为提高机翼的最大升力系数，但其升阻比亦会降低较多。这种襟翼的扰流片在着陆构型时下偏时需与襟翼之间保持一个合理的缝道尺寸，否则将造成气动性能严重下降而无法正常工作。同时，这种自适应下垂铰链襟翼需配合前缘缝翼等装置提高机翼的失速迎角，从而才能有效的提高最大升力系数。

上述机械式増升装置优势在于制造和使用成本较低，但机械式増升装置的襟翼偏度一般不大于45°，一方面在偏角过大时会引起气流分离，且增升装置后退量受到结构强度和刚度限制不能过大，其达成的増升效果受到限制。另一方面增升装置打开后会增大飞行阻力，对飞行器复飞爬升性能也有较大影响。

水陆两栖飞机是一种短距起降飞机，它除了在陆地上起飞降落外，也要能利用水面来做起飞和降落，因此，水陆两栖飞机除了要具有良好的飞行性能外，还应当具有一定程度的适海性能，以保障飞机在一定的风浪条件下在水面上进行机动的安全，以及进行起飞和降落的安全。对于水陆两栖飞机而言，抗浪能力是影响飞机出勤率的一个重要因素，抗浪能力主要从气动、水动、海洋波浪环境等方面开展系统的研究。水陆两栖飞机提高飞机提高抗浪能力和滑水稳定性可以通过降低飞机的滑水速度这一手段。因此，使飞机在滑水起飞和着水过程中具备较低的失速速度和较高的可用升力是两个必须考虑的因素。因此，为了提升水陆两栖飞机的抗浪性，为提高增升装置的性能，通常采用襟翼附面层控制技术。

采用襟翼附面层吹气增升的吹气襟翼方案能够克服上述传统机械增升装置的问题，这种襟翼吹气增升装置通常基于无缝道的简单襟翼结构，在活动面头部或定翼面后缘设置吹气缝，活动面或襟翼与固定翼面密封。气流通过吹气缝向边界层注入能量，从而改善活动面偏转后的流场，同时提升最大升力系数。这种传统的吹气襟翼最大可以将襟翼偏度设置至80°，通过附面层控制技术消除襟翼上的气流分离，从而获得很高的升力系数。但传统的襟翼吹气增升装置一旦出现故障，大角度偏转的简单襟翼将迅速出现气流分离，造成飞行器本体的最大升力系数快速大幅降低，飞行器升力和重力无法平衡、飞行高度快速降低，在低空低速状态下对飞行安全有严重影响，吹气增升方式的缺点导致设计很难被广泛应用。

发明内容

发明目的

为解决传统吹气襟翼存在的的固有问题问题，提升吹气襟翼的应用范围，拓展短距起降飞行器可选的增升装置类型，提高特种飞行器在特殊复杂环境下的适应能力，本发明提供了一种安全、高效、实用的一种定轴固定子襟翼自适应扰流片的吹气襟翼。

技术方案

一种定轴固定子襟翼自适应扰流板的吹气襟翼，包括固定翼面1、固定转轴2、主襟翼3、子襟翼4、主襟翼吹气缝5、子襟翼吹气缝6、扰流板转轴8、扰流板9；子襟翼4固定在主襟翼3的前缘，主襟翼4和子襟翼3同时绕固定转轴2进行偏转。在固定翼面1后缘处设置扰流板转轴8，所述扰流板9通过扰流板转轴8实现偏转，主襟翼3设置有主襟翼吹气缝5，子襟翼4上设有子襟翼吹气缝6，当主襟翼3和子襟翼4偏转，扰流板9下偏与子襟翼4上表面贴合，主襟翼3、子襟翼4之间形成一个襟翼缝道，主襟翼吹气缝5、子襟翼吹气缝6吹气，形成超环量，增加吹气襟翼的升力并减小阻力。

进一步的，所述扰流板9根据功能需求进行偏转角度设定。

进一步的，所述的襟翼吹气缝5、子襟翼吹气缝6分别位于主襟翼3头部的上表面和子襟翼4的上表面。所述主襟翼吹气缝5设置在子襟翼4和主襟翼3形成的子缝道出口处，至主襟翼3在巡航状态与扰流板9贴合密封处之间时达到的气动效果和效率最佳。所述子襟翼吹气缝6设置在子襟翼4后缘，至子襟翼4处于吹气系统工作和襟翼偏转的高升力模式时与扰流板9贴合密封处之间，达到的气动效果和效率最佳。

进一步的，所述主襟翼吹气缝5与子襟翼吹气缝6的吹气动量系数总和为吹气襟翼的吹气动量系数，主襟翼吹气缝5与子襟翼吹气缝6的吹气动量系数比值在1:1.5至1:2.5之间时，获得的气动效果和效率最佳，同时可以最小化吹气襟翼的吹气动量系数。

进一步的，所述的主襟翼吹气缝5、子襟翼吹气缝6均为一段平行段通道，在出口处与活动面表面相切光顺过渡，保证吹出气流的方向性。

进一步的，所述主襟翼3、子襟翼4、扰流板9为金属材料或复合材料。

进一步的，所述襟翼缝道的缝道宽度为当地机翼弦长长度的0.5％-2.0％。

进一步的，当主襟翼3和子襟翼4收回至巡航位置时，扰流板9不进行偏转，翼面之间保持气动密封，满足飞行器巡航气动构型的需求。

进一步的，当吹气襟翼处于吹气系统不工作和襟翼偏转的机械增升模式时，扰流板与子襟翼4形成主缝道，子襟翼4与主襟翼3形成襟翼子缝道，主襟翼偏度相对高升力模式减小后，可以使飞行器在不开启附面层增升系统时就可以通过较为简单的增升装置获得一定的高升力特性，从而降低吹气系统的使用率，降低对吹气系统安全性、可靠性的极端要求，降低飞行器的成本和重量。

本申请的有益效果在于：

本发明提供的吹气襟翼在吹气系统工作时，采用主襟翼和子襟翼大角度下偏，同时扰流板下偏至其与子襟翼上表面贴合，子襟翼和主襟翼上的吹气缝以一定的吹气动量系数匹配关系进行工作，大幅度提高飞行器的最大升力系数，同时具有极高的升阻比，实现超环量效应。

传统襟翼在着陆等高升力模式时使扰流板与襟翼之间保持一定的缝道间隙，以获得高升力。本发明提供的吹气襟翼中的扰流板采用特殊设计，在吹气系统工作和襟翼偏转的高升力模式下，扰流板下偏至其与子襟翼上表面贴合状态。

本发明提供的吹气襟翼机理在于，在吹气系统工作和襟翼偏转的高升力模式时扰流下偏，关闭襟翼主缝道，保留子缝道，通过襟翼缝道、吹气缝道的布置，使得机翼的压力重新分布，消除翼面上的分离流动，法向力的方向得到优化，实现超环量，使得飞行阻力降低。

本发明提供的吹气襟翼在吹气系统工作时，子襟翼和主襟翼上的吹气缝采用合理且优化的吹气缝位置，使得吹气襟翼整体的升力系数得到提高，同时降低了其阻力系数，从而在一定的吹气动量系数和升力系数下得到更好的升阻比，从而获得更为优秀的气动效能，降低了对飞行器推力系统的性能要求。

本发明提供的吹气襟翼在吹气系统工作时，子襟翼和主襟翼上的吹气缝以优化的吹气动量系数匹配关系进行工作，从而在同等升力系数需求时降低了总的吹气动量系数需求，从而降低了吹气襟翼系统对动力系统的能量需求，提升了整机的效能。

本发明提供的吹气襟翼在吹气系统工作时，在子襟翼和主襟翼上分别设置吹气缝，并使扰流板下偏贴合密封子襟翼上表面，这种分布式的吹气方式使得翼面上的附面层控制效率更高，从而使得可用的襟翼偏度增加，获得更大的升力系数，满足飞行器低空低速飞行时的需求。

本发明提供的吹气襟翼采用简单的机械结构，子襟翼固连与主襟翼前缘，子襟翼与主襟翼绕固定的转轴偏转运动，扰流板同样采用固定的转轴偏转运动，襟翼运动机构和结构简单，可适用于多种制造材料。

本发明提供的吹气襟翼效能更高，提升了这种襟翼的应用范围，拓展了短距起降飞行器可选的增升装置类型，可提高特种飞行器在特殊复杂环境下的适应能力。

本发明提供的吹气襟翼在飞行器起飞和着陆等关键飞行阶段发生吹气系统故障时，通过迅速的将扰流板上偏至机械增升位置，使得襟翼主缝道和子缝道恢复至理想的机械增升构型状态，可使飞行器的升力不会突然的、大幅度的降低，降低飞行器升力和阻力突然的、大幅度的降低而带来的安全风险。

本发明以创新思路提供了有用的、适应能力更强、效能更高的吹气襟翼。本发明涉及的装置结构形式简单、重量轻，可以很方便运用于飞行器增升装置上，具备更为广泛的应用前景，增升能力强，且可大幅度提高飞行器升阻比，降低飞行器对动力装置的需求。本发明涉及的装置用途广泛，可适用于航空航天等流体力学相关的领域。

附图说明

图1为本发明提供的吹气襟翼在吹气系统工作和襟翼偏转的高升力状态图。

图2为与本发明对照的传统吹气襟翼设计图。

图3为本发明提供的吹气襟翼在吹气系统不工作和襟翼偏转的机械高升力模式图。

图4为本发明提供的吹气襟翼在吹气系统不工作和襟翼不偏转的巡航模式图。

图5为本发明提供的吹气襟翼在不同工作模式下转换的直观展示图。

图6为本发明提供的吹气襟翼在吹气系统工作和襟翼偏转的高升力状态下的流动图谱。

图7为本发明提供的吹气襟翼在吹气系统工作和襟翼偏转的高升力状态下的升力系数情况图；

图8为本发明提供的吹气襟翼在吹气系统工作和襟翼偏转的高升力状态下的升阻比情况图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步描述。以下所述仅为本发明一部分实施例，非全部实施例。基于本发明实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

图1中，(1)固定翼面，(2)固定转轴，(3)主襟翼，(4)子襟翼，(5)主襟翼吹气缝，(6)子襟翼吹气缝，(7)吹气缝射流，(8)扰流板转轴，(9)扰流板。

图1中，主襟翼和子襟翼大角度下偏，同时扰流板下偏至其与子襟翼上表面贴合，子襟翼和主襟翼上的喷缝以一定的吹气动力系数匹配关系进行工作。

图7中与传统吹气襟翼的升力系数进行了对比，本发明在相同吹气动量系数的情况下可提供更大的升力系数。需要说明的是，本发明提供的吹气襟翼的动量系数为(5)为主襟翼吹气缝与(6)为子襟翼吹气缝动量系数的总和。

图8中与传统吹气襟翼的升力系数进行了对比，本发明在相同吹气动量系数的情况下可提供更大的升阻比。需要说明的是，本发明提供的吹气襟翼的动量系数为(5)为主襟翼吹气缝与(6)为子襟翼吹气缝动量系数的总和。

实施例1：

在本实施例中提供了一种定轴固定子襟翼自适应扰流板的吹气襟翼，如图1所示，吹气襟翼处于吹气系统工作和襟翼偏转的高升力状态。吹气系统工作时，子襟翼上的吹气缝和主襟翼上吹气缝均以一定量和一定匹配关系的吹气动力系数工作，以实现该状态下的附面层控制。

在该工作状态下，采用主襟翼和子襟翼大角度下偏，同时扰流板下偏至其与子襟翼上表面贴合，子襟翼上的喷缝和主襟翼上的喷缝以一定的吹气动力系数匹配关系进行工作。

本发明结构的工作原理在于，在吹气系统工作和襟翼偏转的高升力模式时扰流下偏，关闭襟翼主缝道，保留子缝道，通过襟翼缝道和分布式吹气缝道的布置，使得机翼的压力重新分布，消除了翼面上的分离流动，大幅度提高襟翼的最大升力系数，实现超环量。同时法向力的方向得到优化，降低了飞行阻力，提高了升阻比。

本发明创新的采用下偏密封式扰流板、分布式的吹气缝道布置和襟翼缝道位置优化等设计，使得翼面上的附面层控制效率更高，获得了更佳的气动效能。

图2为传统的吹气襟翼典型剖面设计，这种吹气襟翼采用简单偏转的设计，吹气缝通常位于固定翼面的后缘或襟翼头部的上表面，这一吹气缝在工作时消除了襟翼上表面的分离流动，从而提高了襟翼的升力系数。图7和图8展示了吹气襟翼的性能曲线。

需要说明的是，本发明提供的吹气襟翼的动量系数是为主襟翼吹气缝与为子襟翼吹气缝动量系数的总和。

图7为本发明提供的吹气襟翼在吹气系统工作和襟翼偏转的高升力状态下的升力系数曲线，横轴为吹气动量系数，纵轴为吹气襟翼的升力系数，升力系数曲线弯曲曲率最大处对应于这种襟翼的临界吹气动量系数。图7中给了本发明吹气襟翼与传统吹气襟翼的对比。本发明提供的吹气襟翼临界吹气动量系数更小。相比于传统吹气襟翼，本发明提供的吹气襟翼在临界吹气动量系数附近时可以提供更大的升力系数。本发明提供的吹气襟翼在相同吹气动量系数的情况下均可提供更大的升力系数。

图8为本发明提供的吹气襟翼在吹气系统工作和襟翼偏转的高升力状态下的升阻比曲线，横轴为吹气动量系数，纵轴为吹气襟翼的升阻比。图8中给了本发明吹气襟翼与传统吹气襟翼的对比。在全范围内，本发明提供的吹气襟翼在相同的吹气动量系数情况下均具有较大的升阻比。当吹气动量系数大于临界吹气动量系数时，传统吹气襟翼与本发明提供的吹气襟翼的升阻比均迅速提升。随着吹气动量系数的增加，传统吹气襟翼的升阻比不再提供，甚至有轻微的下降。随着吹气动量系数的增加，本发明提供的吹气襟翼的升阻比持续增加，并远高于传统的吹气襟翼，优势明显。

本发明提供的吹气襟翼采用多种创新设计，在处于吹气系统工作和襟翼偏转的高升力状态时，同等吹气动力系数下的升力系数和升阻比均高于传统意义的吹气襟翼。本发明提供的吹气襟翼具有更小的临界吹气动量系数，在小吹气动量系数下的升力系数优势明显，在大吹气动量系数下的升阻比优势明显。

实施例2：

在本实施例中提供了一种定轴固定子襟翼自适应扰流板的吹气襟翼向高效能机械增升装置转换的模式，如图3所示，吹气襟翼处于吹气系统不工作和襟翼偏转的高升力状态。吹气系统不工作时，子襟翼上的吹气缝和主襟翼上吹气缝停止工作。

在本实施例中，当吹气襟翼在飞行器起飞和着陆等关键飞行阶段发生吹气系统故障时，通过迅速的将扰流板上偏至机械增升位或其它需要的位置，使得襟翼主缝道和子缝道恢复至理想的或需要的增升构型状态，使得飞行器的升力不会突然的、大幅度的降低，降低飞行器升力和阻力突然的、大幅度的降低而带来的安全风险。同样的，飞行器的运行环境较为理想，不需要吹气系统工作时，飞行器可以以吹气系统不工作和襟翼偏转的高升力状态进行正常的飞行，以降低吹气系统的使用频率，降低对吹气系统安全性、可靠性的极端要求，降低飞行器的成本和重量。

实施例3：

在本实施例中提供了一种定轴固定子襟翼自适应扰流板的吹气襟翼向巡航模式转换的模式，如图3所示，吹气襟翼处于吹气系统不工作和襟翼不偏转的巡航状态。吹气系统不工作时，子襟翼上的吹气缝和主襟翼上吹气缝停止工作。当主襟翼和子襟翼收回至巡航位置时，扰流板不进行偏转，这样翼面之间保持气动密封，满足飞行器巡航气动构型的需求。同样，以此状态为基础，通过主襟翼和子襟翼小幅度的偏转(如±4°)，结合扰流板微小适应性偏转以保持扰流板与主襟翼之间的气动密封，使得飞行器在巡航状态下实现后缘变弯度，通过机翼后缘装置延展向的变弯度控制实现在巡航构型下的增升减阻的目的。

本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。