一種飛機開縫襟翼設計方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于民用飛機氣動布局設計領域，涉及一種飛機開縫襟翼設計方法。本發(fā)明包含：計算起降狀態(tài)下機翼上表面的氣流分離點，在分離點后取一點A做為襟翼和主翼的分界點；機翼下表面A點前0.65倍弦長處取一點B，設計作為襟翼前緣的AB曲線，同時協(xié)同設計整個襟翼的轉(zhuǎn)軸中心O點，使得襟翼放下時主翼后緣和襟翼前緣之間形成收縮空氣通道，使下表面氣流流過間隙后吹除；利用CFD手段計算優(yōu)化設計；通過設計加工風洞試驗模型和進行風洞試驗研究，確認。通過本技術設計的后緣開縫襟翼能保證飛機在起飛和著陸階段使襟翼偏轉(zhuǎn)一定的角度，在較低的速度下提供盡可能大的升力。
【專利說明】 一種飛機開縫襟翼設計方法

【技術領域】
[0001]本發(fā)明屬于民用飛機氣動布局設計領域，涉及一種飛機開縫襟翼設計方法。

【背景技術】
[0002]飛機起飛著陸的速度越低，越有利于飛行安全。根據(jù)相關適航條例，超輕型飛機的最小失速速度僅為72公里每小時。為了達到設計要求，必須采用襟翼設計來增大升力系數(shù)。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明所要解決的技術問題是:針對超輕型飛機，提供一種有效的開縫增升襟翼涉及方法，能夠在飛機起降階段提高升力，并且通過計算和風洞試驗證明這種開縫襟翼有顯著的增升效果。
[0004]本發(fā)明的技術問題是:一種飛機開縫襟翼設計方法，其特征為所述方法包含以下步驟:
[0005]步驟一，計算起降狀態(tài)下機翼上表面的氣流分離點，在分離點后取一點八做為襟翼和主翼的分界點；
[0006]步驟二，機翼下表面八點前0.65倍弦長處取一點8，設計作為襟翼前緣的八8曲線，同時協(xié)同設計整個襟翼的轉(zhuǎn)軸中心0點，使得襟翼放下時主翼后緣和襟翼前緣之間形成收縮空氣通道，使下表面氣流流過間隙后吹除；所述0點在機翼翼型外部，使得襟翼轉(zhuǎn)動時能夠問時后退；
[0007]步驟三，利用(^0手段計算優(yōu)化設計，根據(jù)計算結果返回步驟二人工分析優(yōu)化設計，如此迭代給出最終的襟翼設計方案；
[0008]步驟四，通過設計加工風洞試驗模型和進行風洞試驗研宄，確認。
[0009]本發(fā)明的有益效果在于:通過本技術設計的后緣開縫襟翼能保證飛機在起飛和著陸階段使襟翼偏轉(zhuǎn)一定的角度，在較低的速度下提供盡可能大的升力。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0010]圖1是襟翼形狀和轉(zhuǎn)軸位置及三個偏轉(zhuǎn)位置示意圖。
[0011]圖2是不同襟翼偏轉(zhuǎn)角下的升力系數(shù)比較示意圖(風洞試驗結果

【具體實施方式】
[0012]下面通過具體的實施例并結合附圖對本發(fā)明作進一步詳細的描述。
[0013]步驟一，利用幾服階軟件計算狀1？飛機起降狀態(tài)下(分別計算了 96.5公里/小時和72公里/小時速度下的兩種狀態(tài))機翼上表面的氣流分離點，在分離點后選擇適當?shù)狞c做為襟翼的起點八(針對8X1？飛機八點為0.785倍弦長的地方)；
[0014]步驟二，在8X1？飛機機翼翼型下表面選取一點8(0.65倍弦長)，設計作為襟翼前緣的八8曲線(圖1中主機翼和襟翼分離面部分的曲線)，同時協(xié)同設計整個襟翼的轉(zhuǎn)軸中心0點(0點在機翼翼型外部，使得襟翼轉(zhuǎn)動時能夠同時后退。8X1？飛機上最終0點的坐標為(0.73,0.19)單位為機翼弦長)，使得襟翼放下時主翼后緣和襟翼前緣之間形成收縮空氣通道，使下表面氣流流過間隙后吹除；
[0015]步驟三，利用(^0手段計算優(yōu)化設計，給出最終的襟翼設計方案。此狀1？飛機實例步驟二中給出的數(shù)據(jù)即為經(jīng)過步驟二和步驟三迭代優(yōu)化后的最終結果；
[0016]步驟四，通過設計加工風洞試驗模型和進行風洞試驗研宄，確認。
[0017]狀1？飛機設計了轉(zhuǎn)軸在翼型外部的開縫襟翼，襟翼翼型和主機翼后緣外形曲線經(jīng)過精心設計，轉(zhuǎn)軸位置也經(jīng)過精心調(diào)整。
[0018]最終的襟翼弦長315.3臟，最大厚度60111111，展向長度2807111111。
[0019]通過本技術設計的襟翼明顯增加了飛機起降構型的升力系數(shù)，根據(jù)風洞試驗結果，襟翼無偏轉(zhuǎn)時最大升力系數(shù)為1.358，襟翼偏轉(zhuǎn)20。時最大升力系數(shù)為2.018，升力系數(shù)明顯增加，增加0.66。
[0020]經(jīng)過配平修正，最終8X1？飛機襟翼無偏轉(zhuǎn)時失速速度為82公里/小時，襟翼偏轉(zhuǎn)20。失速速度為67公里/小時。滿足適航條例關于超輕型飛機失速速度的要求(分別為96.5公里/小時和72公里/小時)。
【權利要求】
1.一種飛機開縫襟翼設計方法，其特征為所述方法包含以下步驟: 步驟一，計算起降狀態(tài)下機翼上表面的氣流分離點，在分離點后取一點A做為襟翼和主翼的分界點； 步驟二，機翼下表面A點前0.65倍弦長處取一點B，設計作為襟翼前緣的AB曲線，同時協(xié)同設計整個襟翼的轉(zhuǎn)軸中心O點，使得襟翼放下時主翼后緣和襟翼前緣之間形成收縮空氣通道，使下表面氣流流過間隙后吹除；所述O點在機翼翼型外部，使得襟翼轉(zhuǎn)動時能夠同時后退； 步驟三，利用CFD手段計算優(yōu)化設計，根據(jù)計算結果返回步驟二人工分析優(yōu)化設計，如此迭代給出最終的襟翼設計方案； 步驟四，通過設計加工風洞試驗模型和進行風洞試驗研宄，確認。
【文檔編號】B64F5/00GK104494843SQ201410667915
【公開日】2015年4月8日 申請日期:2014年11月19日 優(yōu)先權日:2014年11月19日
【發(fā)明者】潘英 申請人:中國航空工業(yè)集團公司沈陽飛機設計研究所