CN112678150B - 飞机后缘襟翼 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种既能够降低襟翼侧缘噪声、又能够补偿升力损失的飞机后缘襟翼。飞机后缘襟翼以能够展开及收起的方式设在飞机主翼的后缘部，且具备沿着主翼的翼长方向延伸的襟翼主体，其中，在将襟翼主体的前缘部沿着翼长方向划分为外端前缘部及主体前缘部的情况下，在襟翼主体的外端前缘部，通过使外端前缘部的至少一部分相对于主体前缘部切缺而形成有使飞机后缘襟翼展开时的主翼的后缘部与襟翼主体的外端前缘部之间的缝道增大的空间，并且在该空间中填充有外轮廓与主体前缘部一致的多孔介质。

Description

飞机后缘襟翼

技术领域

本发明涉及以能够展开及收起的方式设在飞机主翼的后缘部的飞机后缘襟翼，更具体地说，涉及飞机后缘襟翼的降噪结构。

背景技术

为了在飞机起降时增加升力，飞机在主翼的后缘部设有后缘襟翼，该后缘襟翼在飞机巡航时相对于主翼收起，在起降时从主翼展开，确保飞机低速起降时升力足够大。

受适航条例限制，各型号民用飞机均面临迫切的降噪需求。其中，襟翼侧缘噪声是飞机起降阶段中的机体噪声的重要噪声源，是一类较为集中的噪声源，有机会以较小的设计代价获得显著的降噪效果，因此值得深入研究。

关于襟翼侧缘噪声，其产生原因为，在后缘襟翼从主翼展开的状态下，在襟翼的延伸方向(翼长方向)上，在外侧缘部(翼梢)的翼面附近，在襟翼的上方与下方产生压力差，从而产生从该外侧缘部的下翼面侧向上翼面侧卷起的涡流，导致产生气动噪声。由此可知，减少该涡流的产生对于襟翼侧缘噪声的降低是有效的。

对此，在专利文献1中，公开了一种降噪用后缘襟翼，通过将襟翼的外端前缘部局部地切除，从而扩大襟翼展开时的主翼后部与襟翼前缘部之间的缝道，进而导致襟翼翼梢的下翼面侧与上翼面侧的压力差变小，涡流强度变低，气动噪声得以抑制。

另外，在专利文献2中，公开了一种噪声衰减面板，可用于襟翼侧缘，襟翼侧缘的除了前后两端的绝大部分采用格子结构来取代襟翼侧缘的常规结构。

现有技术文献

专利文献

专利文献1：US9789955B1

专利文献2：WO2019/072980A1

但是，在上述两个专利文献中，仅仅考虑了襟翼侧缘结构的降噪效果，而未考虑襟翼侧缘结构对起飞和着陆时的襟翼的气动性能的负面影响，上述两个专利文献的襟翼侧缘结构都会带来起飞和着陆时的升力损失。

因此，亟需一种既能够降低襟翼侧缘噪声、又能够补偿升力损失的飞机后缘襟翼。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机后缘襟翼，通过使飞机后缘襟翼的外端前缘部相对于主体前缘部而局部切缺，形成使飞机后缘襟翼展开时的主翼的后缘部与襟翼主体的外端前缘部之间的缝道增大的空间，并且在该空间中填充多孔介质，由此，既能够降低襟翼侧缘噪声，又能够补偿升力损失。

本发明通过下述方案来实现上述目的。

本发明的第1方案提供了一种飞机后缘襟翼，其以能够展开及收起的方式设在飞机的主翼的后缘部，且具备沿着上述主翼的翼长方向延伸的襟翼主体，在上述飞机后缘襟翼中，在将上述襟翼主体的前缘部沿着翼长方向划分为外端前缘部及主体前缘部的情况下，在上述襟翼主体的外端前缘部，通过使上述外端前缘部的至少一部分相对于上述主体前缘部切缺而形成有使上述飞机后缘襟翼展开时的上述主翼的后缘部与上述襟翼主体的外端前缘部之间的缝道增大的空间，并且在该空间中填充有外轮廓与上述主体前缘部一致的多孔介质。

在本发明的第2方案中，在第1方案所述的飞机后缘襟翼中，也可以是，在上述襟翼主体的外端前缘部中，形成有上述空间的部分的外轮廓线前端的最突出点与上述襟翼主体的主体前缘部的外轮廓线前端的最突出点相比，位于后方。

在本发明的第3方案中，在第2方案所述的飞机后缘襟翼中，也可以是，在将上述襟翼主体的翼弦方向尺寸设为尺寸L的情况下，上述空间的翼长方向尺寸为上述尺寸L的50％以下，上述空间的翼弦方向最大尺寸为上述尺寸L的15％以下。

在本发明的第4方案中，在第2或3方案所述的飞机后缘襟翼中，也可以是，上述多孔介质的孔隙率为10％至90％。

在本发明的第5方案中，在第4方案所述的飞机后缘襟翼中，也可以是，形成有上述空间的部分的外轮廓线为向后凹陷的形状、向前突出的形状或以直线构成的形状。

在本发明的第6方案中，在第2或3方案所述的飞机后缘襟翼中，也可以是，上述主翼的后缘部包括主翼后梁和从上述主翼后梁的上下两端分别向后方延伸出的上后缘壁板及下后缘壁板，在上述飞机后缘襟翼相对于上述主翼收起的状态下，形成有上述空间的部分的上翼面及下翼面分别与上述主翼的上述上后缘壁板以及下后缘壁板相贴合，将上述多孔介质完全包裹在由上述上后缘壁板、下后缘壁板和主翼后梁形成的主翼后缘空腔的内部。

发明效果

根据本发明，在襟翼主体的外端前缘部，通过使外端前缘部的至少一部分相对于主体前缘部切缺而形成有使飞机后缘襟翼展开时的主翼的后缘部与襟翼主体的外端前缘部之间的缝道增大的空间，并且在该空间中填充有外轮廓与主体前缘部一致的多孔介质。由此，在飞机起降时，利用多孔介质的渗流效应适当加宽了襟翼主体的外端前缘部与主翼的后缘部之间的升力缝道，从而降低了襟翼侧缘涡流造成的气动噪声；而且，利用多孔介质的填充效应，避免了因升力缝道过宽而完全丧失增升效果，从而补偿了由结构切缺带来的升力损失。

附图说明

图1是表示飞机机翼的结构的示意图。

图2是表示本发明的飞机后缘襟翼的襟翼主体的图，示出了俯视图及从外侧缘部侧观察到的侧视图。

图3是表示本发明的襟翼主体相对于主翼展开的状态的示意图。

图4是表示本发明的襟翼主体相对于主翼收起的状态的示意图。

图5是表示变形例的飞机后缘襟翼的襟翼主体的图，示出了俯视图及从外侧缘部侧观察到的侧视图。

图6是表示另一变形例的飞机后缘襟翼的襟翼主体的图，示出了俯视图及从外侧缘部侧观察到的侧视图。

附图标记说明

1：机身，2：主翼，3：后缘襟翼，4：喷气发动机，5：前缘缝翼；11：襟翼主体，11a：前缘部，11b：外侧缘部，S：空间，13：多孔介质，14：上后缘壁板，15：下后缘壁板，16：主翼后梁，P：主翼后缘空腔。

具体实施方式

以下，结合说明书附图，进一步对本发明的具体实施方式进行详细描述。以下的描述为示例性的，并非对本发明的限制。另外，在附图中，存在便于说明而尺寸不一致、或仅图示主要结构的情况。

此外，在以下的说明中，将飞机的机头设为前、机尾设为后、机翼与机身接合的方向设为内、机翼伸出(翼梢)的方向设为外进行说明。

首先，说明飞机机翼的结构。图1是表示飞机机翼的结构的示意图。由于飞机两侧机翼的结构相同，所以在此仅图示右侧机翼进行说明。如图1所示，与机身1接合的机翼主要包括：从机身1向外侧延伸的主翼2、设于主翼2的后缘部的后缘襟翼3、架设于主翼2之下的喷气发动机4、设于主翼2的前缘部的前缘缝翼5。

而且，后缘襟翼3具有与翼弦方向相比在翼长方向上长的形状，在俯视下呈长方形。

在飞机起飞或着陆时，使后缘襟翼3相对于主翼2展开，从而在起飞时和降落时保持低速下的足够升力。在后缘襟翼3相对于主翼2展开的状态下，在后缘襟翼3的翼长方向的外侧缘部即襟翼翼梢的上翼面和下翼面之间产生压力差，从而引发外侧缘部的下翼面侧向上翼面侧卷起的涡流，导致产生气动噪声。

对此，在本实施方式的后缘襟翼3中，以补偿升力损失为前提，谋求降低外侧缘部处的上翼面与下翼面之间的压力差，以实现降噪效果。

以下，说明本实施方式的后缘襟翼的结构。图2是表示本发明的后缘襟翼的襟翼主体的图，示出了俯视图及从外侧缘部侧观察到的侧视图。

后缘襟翼3具有沿着主翼2的翼长方向延伸的襟翼主体11。如图2所示，在本实施方式的襟翼主体11的前缘部11a中，通过使外侧缘部11b处的前缘部11a(以下称为外端前缘部)相对于其余部分的前缘部11a(以下称为主体前缘部)而局部切缺，形成有向前且向外开口的空间S，并且，在该空间S中填充有外轮廓与主体前缘部一致的多孔介质13。如后所述，该空间S在后缘襟翼3展开时使主翼2的后缘部与襟翼主体11的外端前缘部之间的缝道增大。

而且，优选的是，在襟翼主体11的外端前缘部中，局部切缺的部分的外轮廓线前端的最突出点与襟翼主体11的主体前缘部的外轮廓线前端的最突出点相比，位于后方。

另外，参照后述的图3，主翼2的后缘部包括上后缘壁板14、下后缘壁板15和主翼后梁16，其中，上后缘壁板14及下后缘壁板15分别从主翼后梁16的上下两端向后方延伸出，且上后缘壁板14的延伸长度大于下后缘壁板15的延伸长度，由上后缘壁板14、下后缘壁板15和主翼后梁16形成向后开放的主翼后缘空腔P。

以下，说明根据本实施方式的飞机后缘襟翼得到的效果。图3及图4分别是本发明的襟翼主体相对于主翼展开、收起的状态的示意图。

如图3所示，在襟翼主体11相对于主翼2展开的状态下，将多孔介质13的外轮廓线(襟翼主体11的主体前缘部的外轮廓线)与主翼2的上后缘壁板14之间的缝道设为最窄缝道G1，将局部切缺的部分的外轮廓线(襟翼主体11的外端前缘部的外轮廓线)与主翼2的上后缘壁板14之间的缝道设为最宽缝道G2。

在此，由于多孔介质13同时具备渗流效应和填充效应，所以后缘襟翼3的等效空气动力学缝道的宽度介于最窄缝道G1与最宽缝道G2之间，即，多孔介质13的渗流效应导致实际的等效空气动力学缝道比最窄缝道G1更宽，从而降低了襟翼侧缘涡流带来的气动噪声；另一方面，多孔介质13的填充效应导致实际的等效空气动力学缝道比最宽缝道G2更窄，从而补偿了结构切缺带来的升力损失。

另外，在襟翼主体11相对于主翼2收起的状态下，如图4所示，局部切缺的部分的上翼面及下翼面分别与主翼2的上后缘壁板14以及下后缘壁板15相贴合，将多孔介质13完全包裹在由上后缘壁板14、下后缘壁板15和主翼后梁16形成的主翼后缘空腔P的内部。因此，收起状态下的襟翼的暴露在气流中的部分与常规襟翼完全相同。因此，不会对巡航时的空气动力性能产生影响。

在此，上述降噪效果及升力补偿效果主要由空间S的体积(填充的多孔介质的体积)、截面形状、多孔介质的孔隙率决定。因此，能够对空间S的尺寸进行各种设定。优选的是，在将襟翼主体11的翼弦方向尺寸设为尺寸L的情况下，空间S的翼长方向尺寸为尺寸L的50％以下，空间S的翼弦方向最大尺寸为尺寸L的15％以下。例如，能够将空间S的翼长方向尺寸设为尺寸L的50％，将空间S的翼弦方向最大尺寸为尺寸L的10％，或者，将空间S的翼长方向尺寸设为尺寸L的37.5％，将空间S的翼弦方向最大尺寸设为尺寸L的15％。

另外，空间S在外端前缘部的位置也没有限定，只要使外端前缘部的至少一部分相对于主体前缘部切缺即可，也可以如图5的变形例所示，将该空间S的位置向翼长方向内侧稍微偏移，即，在最外侧留出没有形成空间S的部分。

空间S的截面形状也没有特别限定，在图2的实施方式中为轮廓线向后凹陷的形状。但也可以如图6的变形例所示是向前突出的形状、或以直线构成的形状等，只要在后缘襟翼展开时，局部切缺的部分的外轮廓线(襟翼主体11的外端前缘部的外轮廓线)与主翼2的上后缘壁板14之间的缝道大于多孔介质13的外轮廓线(襟翼主体11的主体前缘部的外轮廓线)与主翼的上后缘壁板14之间的缝道即可。

另外，多孔介质可以根据设计需要，选用金属泡沫材料、非金属聚合物材料以及其他成熟工业材料。多孔介质的孔隙率由设计需要决定，在此，为了实现降噪与增升之间的权衡，可选的多孔介质的孔隙率为10％至90％，例如为了增强降噪效果将孔隙率设为80％，或者，为了增强增升效果将孔隙率设为20％。多孔介质可以是均匀的，也可以通过优化计算采用非均匀设计。本发明所述的多孔介质可以采用传统工艺制造，也可以采用如3D打印等新工艺制造。

综上，如果总体设计偏重降噪效果，则可以采用孔隙率较高材料及/或设计空间S的体积及截面以增大最宽缝道G2；如果总体设计偏重增升效果，则采用孔隙率较低材料及/或设计空间S的体积及截面以减小最宽缝道G2。

此外，对于本发明的多孔介质与后缘襟翼的其他结构的连接，可以根据多孔介质的材料特性等采用各类的传统连接工艺，例如螺栓连接、焊接、熔接、粘接等。

以上，仅仅是对本发明的优选实施方式进行了详细说明。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施方式做出各种各样的变更和补充或采用类似的方式替代。本发明的技术范围应由权利要求书来确定，而且还应包括与权利要求书的记载内容相等同的含义及其范围内的所有变更。

Claims (6)

1.一种飞机后缘襟翼，其以能够展开及收起的方式设在飞机的主翼的后缘部，且具备沿着所述主翼的翼长方向延伸的襟翼主体，所述飞机后缘襟翼的特征在于，

在将所述襟翼主体的前缘部沿着翼长方向划分为外端前缘部及主体前缘部的情况下，

在所述襟翼主体的外端前缘部，通过使所述外端前缘部的至少一部分相对于所述主体前缘部切缺而形成有使所述飞机后缘襟翼展开时的所述主翼的后缘部与所述襟翼主体的外端前缘部之间的缝道增大的空间，并且在该空间中填充有外轮廓与所述主体前缘部的外轮廓一致的多孔介质。

2.根据权利要求1所述的飞机后缘襟翼，其特征在于，

在所述襟翼主体的外端前缘部中，形成有所述空间的部分的外轮廓线前端的最突出点与所述襟翼主体的主体前缘部的外轮廓线前端的最突出点相比位于后方。

3.根据权利要求2所述的飞机后缘襟翼，其特征在于，

在将所述襟翼主体的翼弦方向尺寸设为尺寸L的情况下，

所述空间的翼长方向尺寸为所述尺寸L的50％以下，所述空间的翼弦方向最大尺寸为所述尺寸L的15％以下。

4.根据权利要求2或3所述的飞机后缘襟翼，其特征在于，

所述多孔介质的孔隙率为10％至90％。

5.根据权利要求4所述的飞机后缘襟翼，其特征在于，

形成有所述空间的部分的外轮廓线为向后凹陷的形状、向前突出的形状或以直线构成的形状。

6.根据权利要求2或3所述的飞机后缘襟翼，其特征在于，

所述主翼的后缘部包括主翼后梁和从所述主翼后梁的上下两端分别向后方延伸出的上后缘壁板及下后缘壁板，在所述飞机后缘襟翼相对于所述主翼收起的状态下，形成有所述空间的部分的上翼面及下翼面分别与所述主翼的所述上后缘壁板以及下后缘壁板相贴合，将所述多孔介质完全包裹在由所述上后缘壁板、下后缘壁板和主翼后梁形成的主翼后缘空腔的内部。