CN117002725A - 一种双缝襟翼的飞机增升装置及固定翼飞机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种双缝襟翼的飞机增升装置及固定翼飞机，包括主翼、主襟翼、后襟翼、主翼连接支架、主襟翼固定支架、后襟翼固定支架和连杆，所述主翼、主襟翼、后襟翼之间通过两连杆或者三连杆连接。本发明通过连杆实现了后襟翼相对于主襟翼的随动，使得主襟翼在进行主动偏转时，后襟翼相对于主襟翼能自动进行后退及偏转，从而增加最大升力系数。本发明简化了随动式双缝襟翼增升机构的复杂性，同时增加最大升力系数，降低飞机起降滑跑距离，实现飞机短距起降。

Description

一种双缝襟翼的飞机增升装置及固定翼飞机

技术领域

本发明涉及飞机的襟翼设计技术领域，更具体地，涉及一种双缝襟翼的飞机增升装置及固定翼飞机。

背景技术

为了减小飞机起降滑跑距离，提高最大升力系数，可采用双缝襟翼来实现。由于襟翼的后退行程较大，以及需要保证足够的强度和刚度支撑，现有多采用滑轨运动机构保证襟翼结构的收放，但是该滑轨运动结构比较复杂，容易出现卡滞现象，导致可靠性下降，并且该类型的整体结构重量大，制造成本高。

针对上述问题，CN102642616B一种带固定双缝襟翼的飞机增升装置公开采用的增升装置包括主襟翼、后襟翼、Y形支架、主翼后梁固定杆、作动筒、第一联动杆、第二联动杆、第三联动杆等，通过主翼后梁固定杆与Y形支架将主翼、主襟翼和后襟翼连接，并通过在主翼后梁固定杆和Y形支架之间设置作动筒驱动主襟翼，并通过第一联动杆、第二联动杆、第三联动杆的联动驱动。该专利中所述增升装置的结构重量是带非固定主/后双缝襟翼的飞机增升装置的重量的60％～75％，采用该增升装置可以降低飞机的生产、运营成本很燃油消耗量，提高乘客或货物装载量。但是，该专利中采用的为固定式的主襟翼/后襟翼，即该专利中的主襟翼、后襟翼固定在Y型支架上，主襟翼和后襟翼之间的间隙固定，对于飞行而言，在该固定的襟翼中在收起状态时，导流片与主襟翼之间的缝道宽度过大，在巡航时会付出过大的阻力代价，其次是起飞和着陆时，对机翼的最大升力系数需求是不一样的，该固定导流片式双缝襟翼的缝道宽度是固定的，只能满足起飞或着陆构型中的一种构型下的增升效果是较优的，另一个构型下的气动增升效果会大打折扣。

发明内容

本发明要解决的技术问题是针对现有固定双缝襟翼的主襟翼和后襟翼之间的缝隙宽度固定，无法同时满足起飞或者着陆构型下气动增升效果的问题，提供一种能够同时满足起飞和着陆的机翼理想构型的双缝襟翼的飞机增升装置。

本发明另一技术问题是提供包含该双缝襟翼的飞机增升装置的固定翼飞机。

本发明的目的通过以下技术方案予以实现：

一种双缝襟翼的飞机增升装置，包括主翼、主襟翼、后襟翼、主翼连接支架、主襟翼固定支架、后襟翼固定支架和连杆，所述主翼、主襟翼和后襟翼分别与主翼连接支架、主襟翼固定支架和后襟翼固定支架的一侧连接，主翼连接支架、主襟翼固定支架和后襟翼固定支架的另一端相互铰接，所述主翼、主襟翼、后襟翼之间通过连杆连接。本发明通过主襟翼和后襟翼固定支架的铰接，通过连杆实现了主襟翼和后襟翼的联动，使得主襟翼和后襟翼的缝隙宽度可调节，满足起飞与着陆时的增升需求。

进一步地，所述主襟翼固定支架与主翼连接支架铰接，后襟翼固定支架与主襟翼固定支架铰接。

进一步地，所述主翼的主翼连接支架和主襟翼的主襟翼固定支架之间通过第一连杆连接，主襟翼的主襟翼固定支架和后襟翼的后襟翼固定支架之间通过第二连杆连接。

进一步地，所述第一连杆和第二连杆具有可伸缩行程，可以通过第一连杆和第二连杆的伸缩行程分别控制主翼、主襟翼和后襟翼之间的宽度。

进一步地，所述主襟翼固定支架上设有连杆二，连杆二可绕安装点旋转一定角度，连杆二的两端分别铰接连杆一和连杆三，连杆一与主翼连接支架铰接，连杆三与后襟翼铰接，通过连杆二的转动，同时带动连杆一和连杆三的运动，实现了主襟翼和副襟翼的同步收放。

进一步地，所述主襟翼的偏角为0°～50°。

进一步地，所述后襟翼相对主襟翼的偏角为0°～50°。

进一步地，所述主襟翼和主翼之间的缝道宽度为0％～5％的翼型弦长。

进一步地，所述后襟翼和主襟翼之间的缝道宽度为0％～5％的翼型弦长。

一种固定翼飞机，包括上述的双缝襟翼的飞机增升装置。

与现有技术相比，有益效果是：

本发明采用通过主翼、主襟翼、后襟翼之间固定夹的铰接，并通过连杆之间相互联动，不仅简化了增升机构复杂性，降低了其重量以及占用的空间体积，而且实现了主襟翼和后襟翼的同步收放。

本发明采用的活动式后襟翼，通过连杆结构使后襟翼相对于主襟翼进行偏转随动，使得主襟翼在进行主动偏转时，后襟翼相对于主襟翼能自动进行后退及偏转，从而增加起飞或者着陆构型下气动增升效果，能够同时满足起飞和着陆的机翼理想构型，使用本发明的双缝襟翼增升装置，在着陆构型下的最大升力系数明显优于固定式导流片的构型；在起飞构型下的最大升力系数略优于固定式导流片的构型；在巡航构型下的阻力系数明显低于固定式导流片的构型。本发明简化了随动式双缝襟翼增升机构的复杂性，同时增加最大升力系数，降低飞机起降滑跑距离，实现飞机短距起降。

附图说明

图1为实施例2中双缝襟翼的飞机增升装置结构示意图；

图2为本发明采用的双缝襟翼构型与固定式导流片式襟翼构型起飞时升力线型图；

图3为本发明采用的双缝襟翼构型与固定式导流片式襟翼构型着陆时升力线型图；

图4为本发明采用的双缝襟翼构型与固定式导流片式襟翼构型巡航时阻力和升力关系线型图。

其中，1主翼，2主襟翼，3后襟翼，4主翼连接支架，5主襟翼固定支架，6后襟翼固定支架，7连杆一，8连杆二，9连杆三。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明的一部分实施例，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他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，若本发明实施例中有涉及方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后)，则该方向性指示仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。若本发明实施例中有涉及“第一”、“第二”等的描述，则该“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置有”、“连接”等，应做广义理解，例如“连接”，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1

本实施例提供一种双缝襟翼的飞机增升装置，包括主翼1、主襟翼2、后襟翼3、主翼连接支架4、主襟翼固定支架5、后襟翼固定支架6和连杆，所述主翼1下方与主翼连接支架4的一端固定连接，主襟翼2下方与主襟翼固定支架5的一端固定连接，后襟翼3下方与后襟翼固定支架6的一端固定连接。主翼连接支架4、主襟翼固定支架5和后襟翼固定支架6的另一端相互铰接。主翼连接支架4的中部和主襟翼固定支架5的中部之间设有第一连杆铰接，主襟翼固定支架5的中部和后襟翼固定支架6中部之间设有第二连杆铰接，所述第一连杆和第二连杆为可伸缩的驱动机构，第一连杆可以驱动主襟翼2和主翼1的偏转角度为0°～50°，第二连杆可以驱动后襟翼3和主翼1的偏转角度为0°～50°，可以通过第一连杆和第二连杆的同步驱动，调节主襟翼2和后襟翼3的偏转角度以及缝隙宽度。

实施例2

如图1，本实施例提供一种双缝襟翼的飞机增升装置，包括主翼1、主襟翼2、后襟翼3、主翼连接支架4、主襟翼固定支架5、后襟翼固定支架6和连杆，所述主翼1下方与主翼连接支架4的一端固定连接，主襟翼2下方与主襟翼固定支架5的一端固定连接，后襟翼3下方与后襟翼固定支架6的一端固定连接，主翼连接支架4、主襟翼固定支架5和后襟翼固定支架6的另一端相互铰接。

所述主襟翼固定支架5上设有固定轴，连杆二8的中部与固定轴连接，连杆二8可绕固定轴旋转一定角度，所述主翼连接支架4上设有连杆一7，连杆一7的一端与主翼连接支架4铰接，另一端与连杆二8铰接。所述后襟翼固定支架6上设有连杆三9，连杆三9的一端与后襟翼3铰接，另一端与连杆二8铰接。

当连杆二8进行顺时针旋转时，主襟翼2可向下偏转0°～50°，主襟翼2和主翼1之间的缝道宽度为0％～5％的翼型弦长。在连杆一7、连杆二8和连杆三9的铰接作用下，后襟翼3相对于主襟翼2可联动向下偏转0°～50°，后襟翼3和主襟翼2之间的缝道宽度为0％～5％的翼型弦长；当连杆二8进行逆时针旋转时，主襟翼2向上偏转收拢，在连杆一7、连杆二8和连杆三9的铰接作用下，带动后襟翼3联动向上偏转收拢。

实施例3

本实施例提供一种双缝襟翼的飞机增升装置，包括主翼1、主襟翼2、后襟翼3、主翼连接支架4、主襟翼固定支架5、后襟翼固定支架6和连杆，所述主翼1下方与主翼连接支架4的一端固定连接，主襟翼2下方与主襟翼固定支架5的一端固定连接，后襟翼3下方与后襟翼固定支架6的一端固定连接，主翼连接支架4、主襟翼固定支架5和后襟翼固定支架6的另一端相互铰接。

所述主襟翼固定支架5上设有固定轴，连杆二8的中部与固定轴连接，连杆二8可绕固定轴旋转一定角度，所述主翼连接支架4上设有连杆一7，连杆一7的一端与主翼连接支架4铰接，另一端与连杆二8铰接。所述后襟翼固定支架6上设有连杆三9，连杆三9的一端与后襟翼3铰接，另一端与连杆二8铰接，控制连杆的长度比例，使主襟翼2和后襟翼3的偏转角比例为1∶1.5。当连杆二8进行顺时针旋转时，主襟翼2可向下偏转0°～50°，主襟翼2和主翼1之间的缝道宽度为0％～5％的翼型弦长。在连杆一7、连杆二8和连杆三9的铰接作用下，后襟翼3相对于主襟翼2可联动向下偏转0°～50°，后襟翼3和主襟翼2之间的缝道宽度为0％～5％的翼型弦长；当连杆二8进行逆时针旋转时，主襟翼2向上偏转收拢，在连杆一7、连杆二8和连杆三9的铰接作用下，带动后襟翼3联动向上偏转收拢。

实施例4

一种固定翼飞机，包括实施例1至实施例3中任一所述的双缝襟翼的飞机增升装置。

实施例5

本实施例根据实施例3所述的双缝襟翼的飞机增升装置提供其在起飞、着陆时和巡航时的升力和阻力性能检测，并与固定式导流片式襟翼构型进行对比。

在起飞测试中，本发明采用的双缝襟翼构型与固定式导流片式襟翼构型中，在攻角为-8-20°的变化中，其升力系数如下图2所示，由其图2所示的攻角与升力系数的线状图中可知，在攻角为-8～20°的范围内，固定导流片式襟翼的最大升力系数远远低于双缝襟翼，这将导致使用固定导流片式襟翼的飞机在起飞距离上要大于使用双缝襟翼的飞机。

在着陆测试中，本发明采用的双缝襟翼构型与固定式导流片式襟翼构型中，在攻角为-8～20°的变化中，其升力系数如下图3所示，由其图3所示的攻角与升力系数的线状图中可知，在攻角为-8～20°范围内，固定式导流固定导流片式襟翼的最大升力系数低于双缝襟翼，这将导致使用固定导流片式襟翼的飞机在着陆距离上要大于使用双缝襟翼的飞机。并且固定导流片式襟翼的失速缓和特性也差于双缝襟翼，这将导致使用固定导流片式襟翼的飞机更容易进入失速及尾旋。

在巡航测试中，本发明采用的双缝襟翼构型与固定式导流片式襟翼构型中，在升力系数-0.5～1.5变化中，其阻力系数如下图4所示，由其图4所示的升力系数与阻力系数的线状图可知，在相同的升力系数下，固定导流片式襟翼的巡航阻力远远大于双缝襟翼，将导致使用固定导流片式襟翼的飞机在巡航速度、航程、航时、燃油经济性等飞行性能差于使用双缝襟翼的飞机。

综上所述，在起飞构型和着陆构型下，本发明的随动式双缝襟翼构型和固定导流片式双缝襟翼两种形式的双缝襟翼的最大升力系数相差较大，固定导流片式双缝襟翼的最大升力系数小于本专利的双缝襟翼，本发明增加最大升力系数，降低飞机起降滑跑距离，可实现飞机短距起降。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种双缝襟翼的飞机增升装置，其特征在于，包括主翼、主襟翼、后襟翼、主翼连接支架、主襟翼固定支架、后襟翼固定支架和连杆，所述主翼、主襟翼和后襟翼下方分别与主翼连接支架、主襟翼固定支架和后襟翼固定支架的一侧连接，主翼连接支架、主襟翼固定支架和后襟翼固定支架的另一端相互铰接，所述主翼、主襟翼、后襟翼之间通过连杆连接。

2.根据权利要求1所述双缝襟翼的飞机增升装置，其特征在于，所述主襟翼固定支架与主翼连接支架铰接，后襟翼固定支架与主襟翼固定支架铰接。

3.根据权利要求1所述双缝襟翼的飞机增升装置，其特征在于，所述主翼的主翼连接支架和主襟翼的主襟翼固定支架之间通过第一连杆连接，主襟翼的主襟翼固定支架和后襟翼的后襟翼固定支架之间通过第二连杆连接。

4.根据权利要求3所述双缝襟翼的飞机增升装置，其特征在于，所述第一连杆和第二连杆具有可伸缩行程。

5.根据权利要求1所述双缝襟翼的飞机增升装置，其特征在于，所述主襟翼固定支架上设有连杆二，连杆二可绕安装点旋转一定角度，连杆二的两端分别铰接连杆一和连杆三，连杆一与主翼连接支架铰接，连杆三与后襟翼铰接。

6.根据权利要求1所述双缝襟翼的飞机增升装置，其特征在于，所述主襟翼的偏角为0°～50°。

7.根据权利要求1所述双缝襟翼的飞机增升装置，其特征在于，所述后襟翼相对主襟翼的偏角为0°～50°。

8.根据权利要求1所述双缝襟翼的飞机增升装置，其特征在于，所述主襟翼和主翼之间的缝道宽度为0％～5％的当地翼型弦长。

9.根据权利要求1所述双缝襟翼的飞机增升装置，其特征在于，所述后襟翼和主襟翼之间的缝道宽度为0％～5％的当地翼型弦长。

10.一种固定翼飞机，其特征在于，包括权利要求1-9任一所述的双缝襟翼的飞机增升装置。