CN115892448A

CN115892448A - 襟副翼结构、机翼及飞行器

Info

Publication number: CN115892448A
Application number: CN202310234442.1A
Authority: CN
Inventors: 张雄威; 孙元骜; 包文卓; 王泽轩
Original assignee: Beijing Qishi Zhihang Technology Co ltd
Current assignee: Beijing Qishi Zhihang Technology Co ltd
Priority date: 2023-03-13
Filing date: 2023-03-13
Publication date: 2023-04-04

Abstract

本申请公开了一种襟副翼结构、机翼及飞行器，包括：主翼、襟副翼、固定支架和连杆；其中，所述襟副翼设于所述主翼的后缘，所述固定支架的第一端固设于所述主翼的后梁上，所述固定支架的第二端朝向所述主翼的后斜下方倾斜并与所述连杆的第一端通过铰链轴铰接，所述连杆的第二端与所述襟副翼固定连接，以使所述襟副翼可受驱动地绕铰链轴的轴线向上偏转或向下偏转，当所述襟副翼未偏转时，所述襟副翼的前缘与所述主翼的后缘相贴合。本申请解决了相关技术中襟副翼采用了复杂的连杆系和作动机构，导致传动的距离与角度不准确，传动效率不高，不适用于小型飞机的问题。

Description

襟副翼结构、机翼及飞行器

技术领域

本申请涉及飞机机翼结构技术领域，具体而言，涉及一种襟副翼结构、机翼及飞行器。

背景技术

随着技术的发展，现代飞机对于低速起降的要求越来越高，在野外简易机场或舰船甲板上短距起降的飞机通常需具备优异的低速升力特性和低速横滚操纵能力：简易机场跑道长度有限，飞机需以尽可能低的速度完成起飞和降落。而飞行速度低一方面要求增升装置有良好的增升能力，同时也对横滚操纵面的操纵效率提出了很高的要求。

通常飞机的机翼后缘沿展向由内到外分别布置襟翼和副翼，襟翼用于增升，副翼用于横滚操纵，两者共同分享机翼后缘展长。对于大多数飞机而言，襟翼和副翼的展长分配始终是一对矛盾：副翼展长足够则襟翼增升能力不足，反之，襟翼展长若满足了增升所需，则副翼因展长太短而无法满足副翼效率需求。对于短距起降飞机而言，这种矛盾尤为突出。襟副翼是解决这个矛盾的重要措施，尤其是当前主流飞机均采用电传操纵系统，可以很方便的实现襟副翼功能。

襟副翼的现状与缺点：现有的襟副翼为了获得更大的升力，作襟翼时会向后作平移运动，这样可以通过增大机翼的弦长来增大升力，但此种运动形式会明显的增大作动机构的复杂性，如中国专利CN108100233A公开的一种襟副翼，存在复杂的杆系和作动机构，由此会导致传动的距离与角度不准确，传动的效率不高，一处损坏，整体失效，尤其是作副翼使用时，机构处于长时间高频次的运动过程中，出现问题的可能性更高。

除此之外，复杂的结构也会导致维修和日常的保养防护更为困难。有时为了增加襟副翼的气动效率，襟副翼还会增加随动的扰流板来提高气流质量，这样系统的复杂性会进一步提高。复杂的机构对于寸土寸金的飞机而言也是很大的挑战，势必会消耗飞机的空间与重量，尤其是对于小型通航飞机而言。

为了同时满足中小型短距起降飞机的增升和横滚操纵需求，并且不增加系统的复杂性，需采用一种增升能力较强的襟副翼。

发明内容

本申请的主要目的在于提供一种襟副翼结构，以解决相关技术中襟副翼采用了复杂的连杆系和作动机构，导致传动的距离与角度不准确，传动效率不高，不适用于小型飞机的问题。

为了实现上述目的，本申请提供了一种襟副翼结构，该襟副翼结构包括：主翼、襟副翼、固定支架和连杆；其中，

所述襟副翼设于所述主翼的后缘，所述固定支架的第一端固设于所述主翼的后梁上，所述固定支架的第二端朝向所述主翼的后斜下方倾斜并与所述连杆的第一端通过铰链轴铰接，所述连杆的第二端与所述襟副翼固定连接，以使所述襟副翼可受驱动地绕铰链轴的轴线向上偏转或向下偏转，当所述襟副翼未偏转时，所述襟副翼的前缘与所述主翼的后缘相贴合；

所述铰链轴的弦向位置位于所述襟副翼的前缘点的后方，距离为襟副翼弦长的23%-33%，所述铰链轴的高度位置位于所述襟副翼的前缘点的下方，距离为襟副翼弦长的20%-30%。

进一步的，襟副翼的展长为所述主翼的外露展长的20%-40%，所述襟副翼的弦长为所述主翼的弦长的25%-40%。

进一步的，襟副翼绕所述铰链轴的最大向下偏转角度为30°-50°，所述襟副翼绕所述铰链轴的最大向上偏转角度为20°-30°。

进一步的，还包括偏转驱动机构，所述偏转驱动机构包括固定端和作动端，所述固定端与所述主翼铰接，所述作动端可伸缩的设于所述固定端上并与所述襟副翼铰接。

进一步的，偏转驱动机构设置为液压作动器，所述固定端为所述液压作动器的固定外筒，所述作动端为所述液压作动器的活塞杆。

根据本申请的另一方面，提供一种机翼，包括上述的襟副翼结构。

根据本申请的另一方面，提供一种飞行器，包括上述的襟副翼结构。

在本申请实施例中，通过设置主翼、襟副翼、固定支架和连杆；其中，所述襟副翼设于所述主翼的后缘，所述固定支架的第一端固设于所述主翼的后梁上，所述固定支架的第二端朝向所述主翼的后斜下方倾斜并与所述连杆的第一端通过铰链轴铰接，所述连杆的第二端与所述襟副翼固定连接，以使所述襟副翼可受驱动地绕铰链轴的轴线向上偏转或向下偏转，当所述襟副翼未偏转时，所述襟副翼的前缘与所述主翼的后缘相贴合，达到了以固定支架和连杆作为襟副翼的偏转连杆系，襟副翼以绕铰链轴的纯转动来形成气流通道，通过左/右同步偏转实现作为襟翼的增升功能，通过的左/右差动偏转实现作为副翼的横滚操纵能力的目的，从而实现了使襟副翼兼顾较强的增升能力和横滚操纵效率，同时大大降低了驱动结构的复杂性，提高了襟副翼动作的可靠性，降低了维护成本的技术效果，进而解决了相关技术中襟副翼采用了复杂的连杆系和作动机构，导致传动的距离与角度不准确，传动效率不高，不适用于小型飞机的问题。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本申请的进一步理解，使得本申请的其它特征、目的和优点变得更明显。本申请的示意性实施例附图及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1是根据本申请实施例中襟副翼初始位置时的结构示意图；

图2是根据本申请实施例中襟副翼最大向上偏转角度的结构示意图；

图3是根据本申请实施例中襟副翼最大向下偏转角度的结构示意图；

图4是根据本申请实施例中襟副翼作襟翼时与原机翼的升力对比示意图；

其中，1主翼，2襟副翼，3固定支架，4连杆，5铰链轴。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本申请保护的范围。

需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施例。

在本申请中，术语“上”、“下”、“内”、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。这些术语主要是为了更好地描述本申请及其实施例，并非用于限定所指示的装置、元件或组成部分必须具有特定方位，或以特定方位进行构造和操作。

并且，上述部分术语除了可以用于表示方位或位置关系以外，还可能用于表示其他含义，例如术语“上”在某些情况下也可能用于表示某种依附关系或连接关系。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解这些术语在本申请中的具体含义。

此外，术语“设置”、“设有”、“连接”、“固定”等应做广义理解。例如，“连接”可以是固定连接，可拆卸连接，或整体式构造；可以是机械连接，或电连接；可以是直接相连，或者是通过中间媒介间接相连，又或者是两个装置、元件或组成部分之间内部的连通。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

另外，术语“多个”的含义应为两个以及两个以上。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

现有的襟副翼为了获得更大的升力，作襟翼时会向后作平移运动，这样可以通过增大机翼的弦长来增大升力，但此种运动形式存在复杂的杆系和作动机构，会明显的增大作动机构的复杂性，由此会导致传动的距离与角度不准确，传动的效率不高，一处损坏，整体失效，尤其是作副翼使用时，机构处于长时间高频次的运动过程中，出现问题的可能性更高。

为解决上述技术问题，如图1至图3所示，本申请实施例提供了一种襟副翼结构，该襟副翼结构包括：主翼、襟副翼、固定支架和连杆；其中，

所述襟副翼设于所述主翼的后缘，所述固定支架的第一端固设于所述主翼的后梁上，所述固定支架的第二端朝向所述主翼的后斜下方倾斜并与所述连杆的第一端通过铰链轴铰接，所述连杆的第二端与所述襟副翼固定连接，以使所述襟副翼可受驱动地绕铰链轴的轴线向上偏转或向下偏转，当所述襟副翼未偏转时，所述襟副翼的前缘与所述主翼的后缘相贴合。

在本实施例中，该襟副翼结构主要由主翼、襟副翼、固定支架和连杆组成，在主翼的后缘具有弧形的内凹面，襟副翼布置在主翼的后缘，并且襟副翼的前缘为光滑的曲面，该曲面与主翼后缘的内凹面匹配，保证在襟副翼未偏转时，襟副翼与主翼之间没有气流通道。为便于襟副翼的偏转，本实施例在主翼的后端安装有固定支架，固定支架位于主翼的下端面并倾斜向下延伸，在固定支架远离主翼的一端通过铰链轴铰接有连杆，连杆可绕铰链轴的轴线定轴旋转。连杆的上端与襟副翼的下表面固定连接。因此襟副翼可通过连杆而沿铰链轴的轴线旋转，由于铰链轴的位置决定了襟副翼的偏转角度，因此根据不同的偏转需求、主翼和襟副翼的构型需要对铰链轴的位置进行调整设计，使得襟副翼依靠该铰链轴能够在合适的范围内偏转。

在本实施例中襟副翼通过一个连杆、一个固定支架和一个铰链轴实现了向上或向下的偏转功能，由于该方案仅采用一个单铰链实现，因此总体作动简单安全，避免了复杂的机械结构系统和飞行控制系统；同时，通过合理的布置襟副翼和铰链轴，使得气流不会发散，从而保证很大的襟副翼偏转角度，提高了襟副翼的作用效率，对于短距起降飞机简化其操纵面配置及飞行控制系统复杂性有积极效果。

本实施例达到了以固定支架和连杆作为襟副翼的偏转连杆系，襟副翼以绕铰链轴的纯转动来形成气流通道，通过左/右同步偏转实现作为襟翼的增升功能，通过的左/右差动偏转实现作为副翼的横滚操纵能力的目的，从而实现了使襟副翼兼顾较强的增升能力和横滚操纵效率，同时大大降低了驱动结构的复杂性，提高了襟副翼动作的可靠性，降低了维护成本的技术效果，进而解决了相关技术中襟副翼采用了复杂的连杆系和作动机构，导致传动的距离与角度不准确，传动效率不高，不适用于小型飞机的问题。

进一步的，襟副翼的展长为所述主翼的外露展长的20%-40%，所述襟副翼的弦长为所述主翼的弦长的25%-40%，以同时满足增升和横滚操纵需求。襟副翼前缘采用光滑的二次曲线连接，保证正常状态时与主翼之间没有气流通道。

铰链轴的位置影响襟副翼的偏转角度，进而影响增升和横滚操纵效果，为此在本实施例中铰链轴的弦向位置位于所述襟副翼（当襟副翼处于初始位置时）的前缘点的后方，距离为襟副翼弦长的23%-33%。即铰链轴与襟副翼的前缘点的水平间距为襟副翼弦长的23%-33%。所述铰链轴的高度位置位于所述襟副翼的前缘点的下方，距离为襟副翼弦长的23%-33%，铰链轴与襟副翼的前缘点的垂直间距为襟副翼弦长的23%-33%，襟副翼绕所述铰链轴的最大向下偏转角度为30°-50°，所述襟副翼绕所述铰链轴的最大向上偏转角度为20°-30°，从而保证襟副翼向下偏转30°气流能够平稳通过襟副翼而不发散，同时能够保证襟副翼向上偏转20°而不与主翼干涉。如图4所示，在襟副翼向下偏转30°作襟翼后，机翼的升力系数相较于原机翼而言具有显著的提升。

为便于驱动襟副翼偏转，本实施例该襟副翼结构还包括偏转驱动机构，所述偏转驱动机构包括固定端和作动端，所述固定端与所述主翼铰接，所述作动端可伸缩的设于所述固定端上并与所述襟副翼铰接。偏转驱动机构设置为液压作动器，所述固定端为所述液压作动器的固定外筒，所述作动端为所述液压作动器的活塞杆。

以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims

1.一种襟副翼结构，其特征在于，包括：主翼、襟副翼、固定支架和连杆；其中，

2.根据权利要求1所述的襟副翼结构，其特征在于：所述襟副翼的展长为所述主翼的外露展长的20%-40%，所述襟副翼的弦长为所述主翼的弦长的25%-40%。

3.根据权利要求2所述的襟副翼结构，其特征在于：所述襟副翼绕所述铰链轴的最大向下偏转角度为30°-50°，所述襟副翼绕所述铰链轴的最大向上偏转角度为20°-30°。

4.根据权利要求3所述的襟副翼结构，其特征在于：还包括偏转驱动机构，所述偏转驱动机构包括固定端和作动端，所述固定端与所述主翼铰接，所述作动端可伸缩的设于所述固定端上并与所述襟副翼铰接。

5.根据权利要求4所述的襟副翼结构，其特征在于：所述偏转驱动机构设置为液压作动器，所述固定端为所述液压作动器的固定外筒，所述作动端为所述液压作动器的活塞杆。

6.一种机翼，其特征在于，包括如权利要求1至5任一项所述的襟副翼结构。

7.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求1至5任一项所述的襟副翼结构。