CN101323371B - 襟翼上具有联合射流结构的增升装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种襟翼上具有联合射流结构的增升装置，该装置包括机翼前缘缝翼、主翼和襟翼，所述的襟翼上表面设有联合射流结构，并且在联合射流结构具有空气压缩机，控制喷出气流的流量和速度，来调节气流对飞机起飞着陆气动性能的影响。该种增升装置能够明显改善飞机襟翼上方的流动品质，避免襟翼出现分离，提高飞机的起飞着陆和失速特性，提高最大升力，并且可以使飞机在较小的速度下实现起飞和着陆。
Description
技术领域
本发明属于航空气动技术领域，涉及一种能够提高飞机起飞着陆气动特性的装置，具体地说，是指在襟翼上具有联合射流的增升装置。
背景技术
现有的提高飞机升力系数和机翼的升力的做法，通常是将机翼做成多段翼型，如图1所示的多段翼翼型结构，机翼被分为三段，但分段设计后，机翼结构的复杂性增加，并不可避免地会增加飞机的重量。
还有一种方法是在主翼面上加联合射流结构，如图2所示的在机翼上带有联合射流的增升装置示意图，从图中可以看到，机翼的上翼面在15％和85％弦长之间设置一个联合射流结构，该结构的设置可提高飞机的气动效率，在保证相同气动性效率的前提下，该方法不仅使机翼面积过大，而且机翼后缘翼面气流的流动紊乱，容易发生分离，要以很大的质量损失实现升力的增加。
发明内容
本发明的目的是提供一种襟翼上具有联合射流结构的增升装置。为了在提高飞机的升力系数的同时还要降低增升装置的复杂性，并减轻重量，减少机翼后缘翼面的气流分离，从而提高飞机巡航时的经济性，本发明在机翼的后缘襟翼上设置具有联合射流结构的增升装置，以此来增加外部流场的能量，借助高速气流喷射作用，增加机翼(或襟翼)表面气流的能量，更有效地进行边界层控制，从而在更大程度上提高最大升力系数。
所述的增升装置包括机翼前缘缝翼、主翼和襟翼，并在襟翼上设置具有联合射流的结构。所述的联合射流结构主要包括吹气口、吸气口、气流通道、压缩机。
上述前缘缝翼设计及运动参数如下：
缝隙h＝3％c，外伸量d＝11％c，缝翼弦长bL＝15％c，下翼面弦长e＝4％c，缝翼偏角在起飞时δs＝20°，在着陆时为δs＝25°，字母c是机翼弦长。
上述襟翼设计及运动参数如下：
缝隙g＝1.27％c，襟翼弦长cf＝30％c，偏角在起飞时δf＝20°，在着陆时为δf＝40°。
本发明的优点在于：
1、工作使用的气流由吸气口引入，不影响发动机的效率；
2、在巡航时，没有改变机翼的形状，不影响机翼的气动性；
3、襟翼联合射流结构可以改善机翼表面气流流动品质，同时减小机翼面积，达到减小减轻机翼重量的目的。
附图说明
图1是多段翼翼型结构示意图；
图2是在机翼上带有联合射流的增升装置示意图；
图3是本发明的增升装置示意图；
图4是本发明中的襟翼翼型局部放大示意图；
图5是起飞状态下有无联合射流的升力系数的变化曲线图；
图6是着陆状态下有无联合射流的升力系数的变化曲线图；
图7是8°迎角下不同联合射流在起飞状态下的多段翼压力系数分布；
图8是8°迎角下不同联合射流在起飞状态下的襟翼压力系数分布。
图中：1-前缘缝翼，2-机翼主体部分，3-襟翼，301-吹气口，302-空气压缩机，303-吸气口，304-气流通道，305-上翼面，306-下翼面。
具体实施方式
下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。
本发明涉及一种襟翼上带有联合射流结构的增升装置，能够提高机翼的升力系数，改善飞行品质。
如图3所示，所述的增升装置包括：机翼前缘的缝翼1、机翼主体部分2、襟翼3，机翼前缘的缝翼1缝隙h＝3％c，外伸量d＝11％c，缝翼1弦长bL＝15％c，下翼面弦长e＝4％c，缝翼1偏角在起飞时δs＝20°，在着陆时为δs＝25°，字母c是机翼弦长。
所述的襟翼3设置参数如图3所示为，缝隙g＝1.26％c，襟翼3弦长cf＝30％c，偏角在起飞时δf＝20°，在着陆时为δf＝40°。
所述的襟翼3具有联合射流结构，如图4，所述的联合射流结构包括吹气口301、空气压缩机302、吸气口303、气流通道304。襟翼3上翼面305按襟翼3弦长cf的1％～3％下移形成一个气流通道304，并沿弦长cf方向在上翼面305处形成圆形吹气口301和吸气口303。所述的吹气口301和吸气口303分别开在襟翼3弦长cf的15％和85％处，与翼型上翼面305垂直。吹气口301和吸气口303宽度与襟翼3上翼面305的下移距离呈线性关系，为了使CFD计算结果更接近实际情况，吹气口301和吸气口303都向襟翼3下翼面306移动弦长cf的1％～3％距离，使得吹气口301和吸气口303处的气流趋于平缓。
所述的空气压缩机302设置在襟翼3弦长cf的48％处的气流通道304中，用于产生高速气流。空气从吸气口303进入气流通道304，经过空气压缩机302加压后形成高速气流，从吹气口301处高速向后喷出。
上述高速气流的喷出速度由空气压缩机302控制，这样就可以产生不同的增升效果，以适用于不同的场合。
所述的高速气流能使襟翼3上翼面305的低速气流得到加速，同时能阻止气流从翼面分离，从而提高了机翼的升力系数、失速迎角，提高了飞机的操作特性。
本发明中对吹气质量流量为1.5kg/s，2.0kg/s和2.5kg/s的联合射流增升装置翼型进行了数值模拟，其升力系数随迎角变化的计算结果如图5、图6所示，将飞机在起飞和着陆状态下有无联合射流的升力系数进行对比，从图5、图6中曲线可以看出，具有联合射流结构的飞机具有较高的升力系数。
在升力系数曲线向上平移时，升力系数曲线斜率在迎角较小的时候，几乎没有改变；升力系数曲线随质量流量的增加向上移动的同时，翼型的零升迎角减小，这说明了翼型的有效弯度得到提高，零升迎角更小，而增升装置中后缘襟翼3大幅度向后退并下偏，正是通过增大机翼的有效面积和弯度达到增升的效果，所以从气动上考虑联合射流结构增加了翼型的有效弯度，使升力系数得到了明显提高。如果达到相同的升力系数可以减小襟翼的面积，达到减小襟翼3重量，提高飞机气动效率的目的。
图7和图8是在8°迎角下不同联合射流在起飞状态下的多段翼和襟翼压力系数分布曲线图，图7中横坐标是机翼弦长，图8中横坐标是襟翼弦长，纵坐标均为是压力系数，从图中可以发现，具有联合射流结构的翼型在吹气口301附近压力系数有些波动，而联合射流结构上翼面305吸力的提高也不仅仅表现在吹气口301之后的区域，在襟翼3的吹气口301以前的区域，受高速气流的影响，吸力峰值相比无联合射流的增升装置翼型大幅度提高，所以联合射流翼型在整个上翼面305的吸力都明显地提高，从压力系数分布图可以看出两种翼型下翼面的压力系数分布差别不大，因此联合射流翼型与无联合射流的增升装置翼型相比，上翼面305吸力的提高是升力提高的主要原因；而在迎角较大时联合射流翼型在后缘附近的流体得到了加速，也产生了一个吸力峰值，使得后缘附近没有发生分离，而无联合射流的增升装置翼型上翼面后缘附近的压力系数变化不大，说明已经产生了分离，因此随迎角增大，联合射流增升效果更为显著。
联合射流翼型上翼面305高能量的气体通过吹气口301进入流场与流场中的流体混合，带动了翼型周围流体的加速。联合射流的吹气不光对吹气口301下游有作用，对吹气口301上游的流场影响也很大；而在下翼面306，我们发现联合射流翼型的前缘驻点下移，翼型绕流加强，这说明前缘的吹气使得翼型的有效迎角增大，在压力系数分布图中就表现为前缘吸力峰值的提高。
Claims (1)
1.襟翼上具有联合射流结构的增升装置，包括机翼前缘缝翼、主翼和襟翼，其特征在于：所述的襟翼上具有联合射流结构，包括吹气口、空气压缩机、吸气口和气流通道，襟翼上翼面按襟翼弦长的1％～3％下移形成一个气流通道，并沿弦长方向在上表面处形成吹气口和吸气口，所述的吹气口和吸气口分别开在襟翼弦长的15％和85％处，与襟翼上表面垂直，空气压缩机设置在襟翼弦长的48％处的气流通道中；
所述的吹气口和吸气口为圆形；
所述的襟翼缝隙g＝1.27％c，襟翼弦长cf＝30％c，在起飞时襟翼偏角δf＝20°，在着陆时为襟翼偏角δf＝40°，字母c是机翼弦长；
所述的机翼前缘缝翼缝隙h＝3％c，外伸量d＝11％c，缝翼弦长bL＝15％c，下翼面弦长e＝4％c，在起飞时缝翼偏角δs＝20°，在着陆时为缝翼偏角δs＝25°，字母c是机翼弦长。
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