CN115783236A - 一种机翼用低噪声增升装置和飞机 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种机翼用低噪声增升装置和飞机，包括固定翼、前缘缝翼和可伸缩模块，固定翼与前缘缝翼连接，使得前缘缝翼相对于所述固定翼可回收与展开；可伸缩模块设置在所述前缘缝翼的尾缘处，与所述前缘缝翼活动连接。本发明在飞机起飞或者降落状态时，飞机前缘缝翼尾缘处的可伸缩模块向后伸出，增加了前缘缝翼的弦长，并减小了前缘缝翼与固定翼之间的缝宽，从而达到增大升力，减小阻力，降低缝翼噪声的目的；而在飞机巡航状态时，飞机前缘缝翼尾缘处的可伸缩模块回收到初始状态，和前缘缝翼主体以及固定翼前缘配合形成干净机翼，从而不会对高速翼型形成干扰，也不会减小机翼中的油箱体积，从而有效降低了飞机进场和起飞的噪声。
Description
技术领域
本发明属于飞机设计技术领域，具体涉及一种机翼用低噪声增升 装置和飞机。
背景技术
现有技术中，大型客机的外部噪声水平是“环保性”的核心指标， 也是适航取证的重要评价标准。国际民航组织的噪声适航条例规定了 飞机进场和起飞的噪声控制标准。自2017年12月起，欧洲和美国已 经开始实施第五阶段民机噪声适航条例，要求累计噪声裕度比第四阶 段的标准进一步降低7EPNdB。这项条款适用于2017年12月31日后 申请适航合格证的机型，给飞机的适航取证提出了更加严苛的要求。
飞机外部噪声主要来自于发动机和飞机机体。传统的前缘缝翼外 形与飞机固定翼前缘相匹配，以便在巡航状态下通过高升力将前缘缝 翼收起，为此，所设计的前缘缝翼后表面通常会形成一个凹腔区。在 前缘缝翼打开状态下，来流将在此凹腔区域形成一个低速回流区域。 该低速回流区域主要由一个强度很强的大尺度涡组成，而且在该凹腔 区域内流动结构很不稳定，导致前缘缝翼产生很强的辐射噪声。
为降低前缘缝翼气动噪声的辐射水平，研究者们提出了加长缝翼 弦长技术(VeryLong Chord Slat,VLCS)，即增加缝翼弦长形成 VLCS缝翼。Wild等应用VLSC(Very LongChord Slat)概念，在维 持原有升力系数的同时降低了宽频噪声。由于缝翼噪声绝大部分源于 缝翼尾缘，因此降低尾缘附近流场的流动速度可以显著地降低噪声。 但是，过长的缝翼导致主翼的空间受到压缩，油箱的容积会受影响， 而且当弦长加长型飞机前缘缝翼收起时，势必占据主翼的空间，导致 主翼中的油箱体积减小，因此在实际工程中很难直接得到应用。
发明内容
为了克服现有技术存在的上述问题，本发明提供一种机翼用低噪 声增升装置和飞机，用于解决现有技术中存在的上述问题。
一种飞机机翼用低噪声增升装置，所述增升装置包括固定翼、前 缘缝翼和可伸缩模块，
其中，所述固定翼与所述前缘缝翼连接，使得所述前缘缝翼相对 于所述固定翼可回收与展开；
所述可伸缩模块设置在所述前缘缝翼的尾缘处，与所述前缘缝翼 活动连接。
如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方 式，所述可伸缩模块中设置有作动机构，用于控制所述可伸缩模块在 所述尾缘处滑动。
如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方 式，所述固定翼包括前缘上表面和前缘下表面，所述前缘缝翼包括缝 翼上表面、缝翼下表面和缝翼尾缘表面，在所述前缘缝翼回收后，所 述缝翼上表面与所述前缘上表面、所述缝翼下表面与所述前缘下表面 形成连续轮廓线。
如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方 式，所述固定翼与所述前缘缝翼通过导轨连接。
如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方 式，所述作动机构为弹簧机构或液压机构。
如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方 式，所述可伸缩模块包括上表面、下表面和前表面，在所述前缘缝翼 回收后，所述缝翼下表面与所述下表面形成连续的外形轮廓线，所述 缝翼上表面与所述上表面形成连续的外形轮廓线，所述缝翼尾缘表面 与所述前表面吻合。
如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方 式，所述可伸缩模块的长度为所述前缘缝翼收起时弦长的20％-60％。
如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方 式，所述可伸缩模块为一个刚性的元件或者为数个可伸缩元件的组 合。
本发明还提供了一种飞机，包括本发明所述的飞机机翼用低噪声 增升装置。
如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方 式，在所述飞机起飞或者降落阶段，前缘缝翼处于打开位置，同时所 述前缘缝翼尾缘处的可伸缩模块通过向后伸出进行打开，形成对所述 前缘缝翼弦长的增加，增加所述飞机的升力，减小阻力和降低前缘缝 翼噪声；
在所述飞机巡航阶段，所述前缘缝翼尾缘处的可伸缩模块向内回 收到前缘缝翼尾缘表面，同时前缘缝翼回收到机翼主翼的前缘，前缘 缝翼的下表面和可伸缩模块的下表面形成连续型轮廓线。
本发明的有益效果
与现有技术相比，本发明有如下有益效果：
本发明的机翼用低噪声增升装置，其中飞机前缘缝翼以能够展开 及收起的方式布置在飞机固定翼的前缘位置，且具备沿着固定翼的弦 长方向延伸的前缘缝翼，以及可以沿着缝翼尾缘下翼面的可伸缩模 块。在飞机起飞或者降落状态时，飞机前缘缝翼尾缘处的可伸缩模块 向后伸出，增长了前缘缝翼的弦长，并减小了前缘缝翼与固定翼之间 的缝宽，从而达到增大升力，减小阻力，降低缝翼噪声的目的；而在 飞机巡航状态时，飞机前缘缝翼尾缘处的可伸缩模块回收到初始状态 (即处于缝翼尾缘下表面)，和前缘缝翼主体以及固定翼前缘配合形 成干净机翼，从而不会对高速翼型形成干扰，也不会减小机翼中的油 箱体积，从而有效降低了飞机进场和起飞的噪声。
附图说明
图1为本发明的实施例中机翼用低噪声增升装置结构示意图；
图2为本发明的实施例中起飞或者降落状态下打开的前缘缝翼 结构示意图；
图3为本发明的实施例中巡航状态下前缘缝翼回收后的干净机 翼示意图；
图4为本发明的实施例中前缘缝翼主体的示意图；
图5为本发明的实施例中前缘缝翼尾缘的可伸缩模块示意图。
图6为本发明的实施例中两种不同前缘缝翼几何对比示意图，左 图为现有的30P30N标准型，右图为本发明的弦长加长型30P30N缝翼；
图7为本发明的实施例中两种构型的网格对比示意图，其中左图 为30P30N标准型缝翼的网格，右图为弦长加长型30P30N缝翼的网格；
图8为本发明的实施例中攻角AoA＝8度时两种缝翼的速度云图分 布对比示意图，其中左图为30P30N标准型，右图为弦长加长型30P30N 缝翼；
图9为本发明的实施例中攻角AoA＝8度时两种缝翼的压力云图分 布对比示意图，其中左图为30P30N标准型，右图为弦长加长型30P30N 缝翼；
图10为本发明的实施例中30P30N标准型和弦长加长型30P30N 两种构型的辐射噪声频谱对比示意图。
具体实施方式
为了更好的理解本发明的技术方案，本发明内容包括但不限于下 文中的具体实施方式，相似的技术和方法都应该视为本发明保护的范 畴之内。为使本发明要解决的技术问题、技术方案和优点更加清楚， 下面将结合附图及具体实施例进行详细描述。
应当明确，本发明所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例， 而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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它实施例，都属于本发 明保护的范围。
在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目 的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使 用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式， 除非上下文清楚地表示其他含义。
如图1所示为本发明的整体框架,本发明为一种机翼用低噪声增 升装置，面向本发明的系统不限制具体运行的硬件和编程语言，用任 何语言编写都可以完成，为此其他工作模式不再赘述。
本发明的机翼用低噪声增升装置，所述机翼用低噪声增升装置包 括固定翼10、前缘缝翼30和可伸缩模块20，
其中，所述固定翼10与所述前缘缝翼30连接，使得所述前缘缝 翼30相对于所述固定翼10可回收与展开；
所述可伸缩模块20设置在所述前缘缝翼30的尾缘处，且与所述 前缘缝翼30活动连接。
优选地，如图4所示，本发明的实施例中前缘缝翼30可展开， 所述的前缘缝翼30包括缝翼上表面31、缝翼下表面35和第一至第 四尾缘表面33，34，37和39；固定翼10包括前缘上表面11和前缘 下表面13；缝翼前缘30尾缘处设置有可伸缩模块20。所述的可伸缩 模块20包括上表面21，下表面25和第一至第四前表面23、24、27 和29。
所述的可伸缩模块20回收到所述的前缘缝翼30中时，所述的可 伸缩模块20的第四前表面29和所述的前缘缝翼30的第四尾缘表面 39吻合，所述的可伸缩模块20的第二前表面24和所述的前缘缝翼 30的第二尾缘表面34吻合，所述的可伸缩模块20的第一前表面23 和所述的前缘缝翼30的第一尾缘表面33吻合，所述的可伸缩模块20的第三前表面27和所述的前缘缝翼30的第三尾缘表面37吻合， 所述的可伸缩模块20的上表面21和所述的前缘缝翼30的上表面31 形成连续曲面，所述的可伸缩模块20的下表面25和所述的前缘缝翼30的下表面35形成连续的外形轮廓线。
所述的可伸缩模块20位于在所述前缘缝翼30的缝翼尾缘的缝翼 下表面35。可伸缩模块20既可以是一个刚性的可伸缩元件，也可以 是具有多个可伸缩元件的组合。
其中，缝翼上表面31和缝翼下表面35构造成在前缘缝翼30处 于回收位置时分别与固定翼10的前缘上表面11和前缘下表面13形 成连续轮廊线；同时前缘缝翼30的缝翼下表面35和可伸缩模块20 的下表面25也一起形成连续的外形轮廊线，并且该连续的外形轮廊 线与固定翼10的前缘上表面11无缝吻合，并且曲率连续。
优选地，前缘缝翼30例如通过滑动模块如导轨(图未示)，可 操作地连接至固定翼10上，从而其回收与展开通过导轨实现，使得 前缘缝翼30相对于固定翼10有两个不同位置，分别是如图2所示的 展开位置和图3所示的回收位置。
优选地，在本实施方式中，可伸缩模块20位于前缘缝翼30的尾 缘表面处，可伸缩模块20和前缘缝翼30并不是固定连接的，而是可 活动连接的，可以通过作动筒等实现机构运动在缝翼下表面35的内 部设置作动模块，跟随前缘缝翼30一起运动。作动模块为弹簧机构 或者液压机构等，作动模块驱动可伸缩模块20进行滑动，在飞机处 于低速增升状态时，缝翼尾缘处的可伸缩模块20可借助弹簧机构或 者液压机构等作动模块向后滑动伸出至展开位置，从而增加前缘缝翼 30的弦长，以形成最大的缝翼弦长，同时减小前缘缝翼30与固定翼 10之间缝道的宽度以及减小前缘缝翼30的尾缘与固定翼10的前缘 之间的水平距离；当飞机处于巡航状态时，缝翼尾缘处的可伸缩模块 20通过作动模块向前回收至收起状态。在该收起状态下，可伸缩模 块20被收容于前缘缝翼30的尾缘表面内。也就是说，本发明中的可 伸缩模块20根据飞机的飞行状态可以沿着前缘缝翼30的尾缘表面 33滑动，如图2所示。
优选地，可伸缩模块20的长度可以较长，为所述前缘缝翼收起 时弦长的20％-60％，如可为前缘缝翼30收起时弦长的60％，也可以较 短，比如是前缘缝翼30收起时弦长的20％。
优选地，可伸缩模块20的作动模块既可以是作动筒形式的，也 可以是滑轨式的。
优选地，本发明的实施例还提供了一种飞机，所述飞机包括飞机 机翼用低噪声增升装置，在所述飞机起飞或者降落阶段，前缘缝翼 30处于打开位置，同时所述前缘缝翼30尾缘处的可伸缩模块20通 过向后滑动伸出进行打开，形成对所述前缘缝翼30弦长的增加，前 缘缝翼30与固定翼10缝道宽度的减小以及前缘缝翼30尾缘与固定 翼10前缘距离的减小，见图2和图3，从而增加所述飞机的升力， 减小阻力和降低前缘缝翼30的噪声；
在所述飞机巡航阶段，所述前缘缝翼30尾缘处的可伸缩模块20 向内旋转回收到前缘缝翼30下翼面，同时前缘缝翼30回收到固定翼 的前缘，前缘缝翼的下表面和可伸缩模块的后表面形成连续型轮廓 线，这样不会对高速翼型形成干扰，也不会减小机翼中的油箱体积。
为了验证本发明的缝翼的技术效果，以30P30N标准型为增升装 置基本构型(baseline slat)，在该基本构型的前缘缝翼基础上， 加长设计对前缘缝翼，形成弦长加长型缝翼构型(VLCS slat)。图 5给出了30P30N标准型和弦长加长型缝翼构型的几何对比。可以看 出：在缝翼凹腔，两种构型具有相似的几何构型，相比于基本型，弦 长加长型缝翼构型的弦长更长，缝翼与主翼之间的缝宽更小。
为了对两种构型(基本型缝翼和弦长加长型缝翼)的缝翼气动性 能进行对比，本发明采用商业软件FLUENT进行CFD数值模拟。两种 构型的网格如图6所示。两种构型都采用结构网格，整体网格分布是 一致的(见图6左边)，缝翼周围的网格有差别(见图6右边)。网格具有较好的正交性和连续性。
由于在其他攻角下，速度云图和压力云图分布类似，因此这里只 给出攻角AoA＝8deg的结果。图8和图9是攻角AoA＝8deg时，两 种构型在缝翼附近的速度分布云图和压力分布云图的对比。从图7可 以看出，弦长加长型缝翼构型在缝翼凹腔中的压力更大，因此压差阻 力更小，而且缝道中的流动速度更小，这样缝道中流动速度更低，缝 翼噪声更小，缝道中流动速度的减小，可能会造成抗流动分离减弱，
表1对比了基本型缝翼构型和弦长加长型缝翼构型的气动性能， 可以看出：弦长加长型缝翼构型的升力增加了7.9％，阻力减小了33％， 升阻比增加了61％。
表1基本型缝翼和弦长加长型缝翼构型的气动性能对比
| 升力L | 阻力D | 升阻比L/D | |
| 基本型缝翼 | 2990.69N | 121.70N | 24.58 |
| 弦长加长型缝翼 | 3226.98N | 81.48N | 39.60 |
| 7.9％ | 33％ | 61％ |
图10对比了两种构型的远场噪声频谱曲线。图中横坐标 Frequency为频率，Hz是它的单位，赫兹。纵坐标SPL是声压级，单 位是dB，分贝。图中，Baseline为标准型30P30N，Very Long Slat Chord为本发明中的弦长加长型30P30N。由于弦长加长型缝翼构型的 弦长增加，导致缝翼噪声频谱的峰值频率向低频方向移动，缝道宽度 的减小导致缝道中的流动速度减小，进而缝翼噪声频谱整体降低。从 图中可以看出弦长加长型缝翼构型能整体降低缝翼噪声大约4dB。
上述说明示出并描述了本发明的若干优选实施例，但如前所述， 应当理解本发明并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实 施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所 述申请构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改 动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围， 则都应在本发明所附权利要求书的保护范围内。
Claims (10)
1.一种机翼用低噪声增升装置，其特征在于，所述增升装置包括固定翼、前缘缝翼和可伸缩模块，
其中，所述固定翼与所述前缘缝翼连接，使得所述前缘缝翼相对于所述固定翼可回收与展开；
所述可伸缩模块设置在所述前缘缝翼的尾缘处，与所述前缘缝翼活动连接，用于增长所述前缘缝翼的弦长。
2.根据权利要求1所述的机翼用低噪声增升装置，其特征在于，所述可伸缩模块中设置有作动机构，用于控制所述可伸缩模块在所述尾缘处滑动。
3.根据权利要求2所述的机翼用低噪声增升装置，其特征在于，所述固定翼包括前缘上表面和前缘下表面，所述前缘缝翼包括缝翼上表面、缝翼下表面和缝翼尾缘表面，在所述前缘缝翼回收后，所述缝翼上表面与所述前缘上表面、所述缝翼下表面与所述前缘下表面形成连续轮廓线。
4.根据权利要求1所述的机翼用低噪声增升装置，其特征在于，所述固定翼与所述前缘缝翼通过导轨连接。
5.根据权利要求2所述的机翼用低噪声增升装置，其特征在于，所述作动机构为弹簧机构或液压机构。
6.根据权利要求3所述的机翼用低噪声增升装置，其特征在于，所述可伸缩模块包括上表面、下表面和前表面，在所述前缘缝翼回收后，所述缝翼上表面与所述可伸缩模块的上表面形成连续的外形和轮廓线，所述缝翼下表面与所述可伸缩模块的下表面形成连续的外形轮廓线，所述缝翼尾缘表面与所述可伸缩模块的前表面吻合。
7.根据权利要求1所述的机翼用低噪声增升装置，其特征在于，所述可伸缩模块的长度为所述前缘缝翼收起时弦长的20％-60％。
8.根据权利要求1所述的机翼用低噪声增升装置，其特征在于，所述可伸缩模块为一个或数个刚性可伸缩元件的组合。
9.一种飞机，其特征在于，包括权利要求1-8任一项所述的飞机机翼用低噪声增升装置。
10.根据权利要求9所述的飞机，其特征在于，在所述飞机起飞或者降落阶段，前缘缝翼处于打开位置，同时所述前缘缝翼尾缘处的可伸缩模块通过向后伸出进行打开，形成对所述前缘缝翼弦长的增加，增加所述飞机的升力，减小阻力和降低前缘缝翼噪声；
在所述飞机巡航阶段，所述前缘缝翼尾缘处的可伸缩模块向内回收到前缘缝翼下翼面，同时前缘缝翼回收到固定翼的前缘，前缘缝翼的缝翼下表面和可伸缩模块的下表面形成连续型轮廓线。
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