CN114684351B - 一种具有降压减载能力的飞机腹部扰流板 - Google Patents

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Abstract

本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种具有降压减载能力的飞机腹部扰流板。包括：扰流板，扰流板通过转轴安装在飞机腹部的中后部，所述扰流板呈与机身弧度一致的曲面型；所述扰流板具有闭合状态以及打开状态，其中，在闭合状态，所述扰流板与所述飞机腹部融为一体；在打开状态，所述扰流板在电机的驱动下绕所述转轴顺流向开启，且部分所述扰流板嵌入到机体内部；所述扰流板在打开状态时位于机体外部的部分开设有若干排沿航向平行的泄压孔或栅格。本申请能够解决飞机腹部扰流板受过大吸力气动载荷影响而产生局部变形的问题，减少高速飞行气动载荷对扰流板当地机体型面及隐身特性的影响，保证其能够良好发挥作用，满足飞机的正常操纵需求。

Description

一种具有降压减载能力的飞机腹部扰流板
技术领域
本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种具有降压减载能力的飞机腹部扰流板。
背景技术
随着现有飞机的性能指标和机动能力的需求不断提高，使用腹部扰流板等控制面成为越来越重要的操纵形式。其中在飞机的巡航状态下的腹部扰流板处于关闭状态，由于局部压强较大，产生的吸力载荷可使扰流板局部变形，导致扰流板与机身可能存在台阶缝隙，对全机气动特性、隐身特性有所影响，因此开展飞机腹部扰流板的降载减压结构设计是很有必要的。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种具有降压减载能力的飞机腹部扰流板，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种具有降压减载能力的飞机腹部扰流板，包括：
扰流板，所述扰流板通过转轴安装在飞机腹部的中后部，所述扰流板呈与机身弧度一致的曲面型；
所述扰流板具有闭合状态以及打开状态，其中，
在闭合状态，所述扰流板与所述飞机腹部融为一体；
在打开状态，所述扰流板在电机的驱动下绕所述转轴顺流向开启，且部分所述扰流板嵌入到机体内部；
所述扰流板在打开状态时位于机体外部的部分开设有若干排沿航向平行的泄压孔或栅格。
在本申请的至少一个实施例中，所述扰流板的面积为机翼面积的1％。
在本申请的至少一个实施例中，所述扰流板在所述飞机腹部的中后部布置一个。
在本申请的至少一个实施例中，所述扰流板在所述飞机腹部的中后部布置多个，且多个所述扰流板呈串联式布置。
在本申请的至少一个实施例中，所述扰流板在所述飞机腹部的中后部布置多个，且多个所述扰流板呈并列式布置。
在本申请的至少一个实施例中，所述扰流板的前缘和后缘呈锯齿状。
在本申请的至少一个实施例中，所述泄压孔的面积为所述扰流板总面积的2.5％。
在本申请的至少一个实施例中，所述泄压孔的形状为圆形孔、矩形孔、菱形孔中的一种。
在本申请的至少一个实施例中，所述栅格的面积为所述扰流板总面积的2.5％。
在本申请的至少一个实施例中，所述泄压孔或所述栅格的布置方式为对称布置、上下布置、非对称布置中的一种。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板，能够解决飞机腹部扰流板受气动载荷影响局部变形和遭受过大压强难以打开的问题，减少气动载荷和高速飞行时压强对扰流板的使用影响，保证其能够良好发挥作用，满足飞机的正常操纵需求。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板装配示意图；
图2是本申请一个实施方式的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板示意图；
图3是本申请第一个实施方式的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板的泄压孔布置示意图；
图4是本申请第二个实施方式的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板的泄压孔布置示意图；
图5是本申请第三个实施方式的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板的泄压孔布置示意图；
图6是本申请第一个实施方式的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板的栅格布置示意图；
图7是本申请第二个实施方式的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板的栅格布置示意图；
图8是本申请第三个实施方式的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板的栅格布置示意图。
其中：
1-扰流板；2-飞机腹部。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图8对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种具有降压减载能力的飞机腹部扰流板。
具体的，如图1所示，扰流板1通过转轴安装在飞机腹部2的中后部位置，该扰流板1与机身弧度一致，整体呈曲面型；扰流板1具有闭合状态以及打开状态，其中，在闭合状态，扰流板1与飞机腹部2融为一体；在打开状态，扰流板1在电机的驱动下绕转轴顺流向开启，且部分扰流板1嵌入到机体内部；一般的，扰流板1在打开状态的打开角度为90度，扰流板在打开状态时位于机体外部的部分开设有若干排沿航向平行的泄压孔或栅格。
本申请的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板，将扰流板1通过转轴安装在能产生足够操纵力矩或影响量的飞机腹部2的中后部位置，在闭合状态，扰流板1嵌入到飞机机体形成扰流板舱，与机体融合成一体，扰流板1打开时可以绕轴转动，顺流向开启。提供在扰流板1上开设泄压孔或栅格，减少气动载荷和高速飞行时压强对扰流板的使用影响。
在本申请的优先实施方案中，扰流板1的面积设置为机翼面积的1％左右。在本申请的一个实施方式中，扰流板的面积为机翼面积的1％。
在本申请的优先实施方案中，飞机腹部2的扰流板1布置的方式可以包括多种。例如，在本申请的一个实施方式中，在飞机腹部2的中后部布置单一的扰流板1。在本申请的另一个实施方式中，在飞机腹部的中后部布置多个扰流板1，且多个扰流板1呈串联式布置，即多个扰流板1沿航向依次布置，相邻两个扰流板1之间间隔预定的距离。在本申请的第三个实施方式中，在飞机腹部的中后部同样布置多个扰流板1，且多个扰流板1呈并列式布置，即多个扰流板1沿展向并列布置，相邻两个扰流板1之间间隔预定的距离。扰流板1布置的方式不限于上述实例，在实际情况中，可以根据飞机的功能需求选择适当的扰流板1布置方式。
在本申请的优先实施方案中，为了提高飞机的隐身效果，可以将扰流板1的前缘和后缘设计呈锯齿状。如图2所示，给出了一种扰流板1前缘和后缘设计形式。
本申请的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板，在扰流板1上开设有若干排弦向平行的泄压孔或栅格，其中，泄压孔或栅格的面积为扰流板1总面积的2.5％左右。泄压孔或栅格的开设原则为避开扰流板1锯齿搭接处机身结构、兼顾扰流板1开启效率。
在本申请的优选实施例中，泄压孔的形状可以为圆形孔、矩形孔、菱形孔等。泄压孔的布置方式包括多种适当的形式，例如对称布置、上下布置、非对称布置等形式。如图3至图5给出了几种沿中心线左右对称布置的圆形泄压孔的布置方式。
可以理解的是，栅格的布置方式也包括多种适当的形式，例如对称布置、上下布置、非对称布置等形式。如图6至图8给出了几种栅格的布置方式，其中，图6至图8均为沿中心线左右对称布置的布置方式，并且，图7至图8还属于上下布置的布置方式。
本申请的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板，给出了多种不同配置的扰流板构型，扰流板可以有多种不同布置形式，例如单一扰流板、串联式扰流板、并列式扰流板等，并在扰流板上开设不同形式的泄压孔或者栅格，并给出了多种开孔形状，例如圆形、矩形、菱形等，孔位均布，间隔预定的距离，布置形式包括对称布置、上下布置、非对称布置等不同构型。本申请能够减少气动载荷和高速飞行时压强对扰流板的使用影响，保证其能够良好发挥作用，满足飞机的正常操纵需求，同时也兼顾保障了飞机的隐身特性。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种具有降压减载能力的飞机腹部扰流板，其特征在于，包括：
扰流板(1)，所述扰流板(1)通过转轴安装在飞机腹部(2)的中后部，所述扰流板(1)呈与机身弧度一致的曲面型；
所述扰流板(1)具有闭合状态以及打开状态，其中，
在闭合状态，所述扰流板(1)与所述飞机腹部(2)融为一体；
在打开状态，所述扰流板(1)在电机的驱动下绕所述转轴顺流向开启，且部分所述扰流板(1)嵌入到机体内部；
所述扰流板(1)在打开状态时位于机体外部的部分开设有若干排沿航向平行的泄压孔或栅格。
2.根据权利要求1所述的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板，其特征在于，所述扰流板(1)的面积为机翼面积的1％。
3.根据权利要求2所述的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板，其特征在于，所述扰流板(1)在所述飞机腹部(2)的中后部布置一个。
4.根据权利要求2所述的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板，其特征在于，所述扰流板(1)在所述飞机腹部(2)的中后部布置多个，且多个所述扰流板(1)呈串联式布置。
5.根据权利要求2所述的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板，其特征在于，所述扰流板(1)在所述飞机腹部(2)的中后部布置多个，且多个所述扰流板(1)呈并列式布置。
6.根据权利要求1所述的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板，其特征在于，所述扰流板(1)的前缘和后缘呈锯齿状。
7.根据权利要求1所述的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板，其特征在于，所述泄压孔的面积为所述扰流板(1)总面积的2.5％。
8.根据权利要求7所述的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板，其特征在于，所述泄压孔的形状为圆形孔、矩形孔、菱形孔中的一种。
9.根据权利要求1所述的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板，其特征在于，所述栅格的面积为所述扰流板(1)总面积的2.5％。
10.根据权利要求1所述的具有降压减载能力的飞机腹部扰流板，其特征在于，所述泄压孔或所述栅格的布置方式为对称布置、上下布置、非对称布置中的一种。
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Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4591113A (en) * 1983-05-26 1986-05-27 The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland Aircraft controls
CN101941522A (zh) * 2010-09-13 2011-01-12 朱晓义 飞行设备

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7108230B2 (en) * 2003-06-06 2006-09-19 Northrop Grumman Corporation Aircraft with topside only spoilers
US20080217484A1 (en) * 2006-11-14 2008-09-11 Airbus Deutschland Gmbh Brake flap for an aircraft
GB0716199D0 (en) * 2007-08-20 2007-09-26 Airbus Uk Ltd Aircraft wing spoiler arrangement
CN108313266A (zh) * 2018-03-20 2018-07-24 滨州学院 一种用于飞机的减速板结构
CN109367762B (zh) * 2018-10-17 2021-12-28 江西洪都航空工业集团有限责任公司 倾转涵道飞行器辅助舵面控制装置
CN109386973B (zh) * 2018-10-31 2020-02-07 山东建筑大学 折形扰流板新回风道分区式太阳能空气集热器及供暖系统
CN110562436B (zh) * 2019-09-17 2022-11-22 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机增升装置及具有其的飞机

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4591113A (en) * 1983-05-26 1986-05-27 The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland Aircraft controls
CN101941522A (zh) * 2010-09-13 2011-01-12 朱晓义 飞行设备

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