CN117485549A - 一种改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制方法及装置 - Google Patents

Abstract

本申请属于飞机控制技术领域，特别涉及一种改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制方法及装置。该方法包括步骤S1、确定飞机处于起降状态；步骤S2、控制飞机外侧后襟翼偏转至第一设定角度，同时控制飞机内侧后襟翼偏转至第二角度，所述第一设定角度为18‑25°，所述第二设定角度为36‑50°。本申请能够在不修改飞机气动布局的前提下，有效改善飞机的升力。

Description

一种改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制方法及装置

技术领域

本申请属于飞机控制技术领域，特别涉及一种改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制方法及装置。

背景技术

现代飞机普遍采用了后缘襟副翼(简称后襟)设计。机翼后襟为活动部件，同时具有副翼和襟翼的功能，见图1。后襟通常可以分为内侧后襟和外侧后襟两段，虽然设计为两段，但通常作为一块舵面使用，也就是说，内侧后襟和外侧后襟采用同样的偏度。当作为副翼使用时，一侧机翼后襟的后缘下偏，另一侧机翼后襟的后缘上偏，产生滚转控制力矩。当作为襟翼使用时，在起降状态，后襟自动向下偏转一个偏度，以改善飞机的升力特性。

后襟向下偏转的角度通常为20°。配合飞机的起降迎角，一般为11°左右，此时飞机具有良好的升力特性，此时的俯仰力矩接近为0。

发明内容

为了进一步提高飞机起降状态的升力，本申请提供了一种改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制方法及装置，通过对后缘襟副翼进行分段控制，改善飞机升力。

本申请第一方面提供了一种改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制方法，主要包括：

步骤S1、确定飞机处于起降状态；

步骤S2、控制飞机外侧后襟翼偏转至第一设定角度，同时控制飞机内侧后襟翼偏转至第二角度，所述第一设定角度为18-25°，所述第二设定角度为36-50°。

优选地是，步骤S2中，所述第一设定角度为20°，所述第二设定角度为40°。

优选地是，所述第二设定角度为所述第一设定角度的2倍。

优选地是，所述第一设定角度与所述第二设定角度通过风洞试验获得，在风洞试验中，确定升力、阻力、俯仰力矩特性最优的外侧后襟翼偏度为第一设定角度，对应的，确定升力、阻力、俯仰力矩特性最优的内侧后襟翼的偏度为第二设定角度。

优选地是，飞机内侧后襟翼与飞机外侧后襟翼的分界线距飞机对称面设定距离处，所述设定距离为机翼翼展的45％-55％。

优选地是，所述设定距离为机翼翼展的50％。

优选地是，通过风洞试验确定飞机内侧后襟翼与外侧后襟翼的分界线。

本申请第二方面提供了一种改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制装置，主要包括：

飞机起降状态确定模块，用于确定飞机处于起降状态；

襟翼单独控制模块，用于控制飞机外侧后襟翼偏转至第一设定角度，同时控制飞机内侧后襟翼偏转至第二角度，所述第一设定角度为18-25°，所述第二设定角度为36-50°。

本申请能够在不修改飞机气动布局的前提下，有效改善飞机的升力。

附图说明

图1为现有的飞机后缘襟副翼结构示意图。

图2为本申请改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制方法的一优选实施例的流程图。

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方式中的附图，对本申请实施方式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。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，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方式，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方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请第一方面提供了一种改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制方法，如图2所示，主要包括：

步骤S1、确定飞机处于起降状态；

步骤S2、控制飞机外侧后襟翼偏转至第一设定角度，同时控制飞机内侧后襟翼偏转至第二角度，所述第一设定角度为18-25°，所述第二设定角度为36-50°。

本申请通过将飞机的后缘襟副翼分成两段分别控制，靠近飞机对称面的为内侧后襟翼，靠近机翼翼尖的为外侧后襟翼，两段后襟翼的偏转角度不同，能够提高飞机的升力，并提供使得飞机抬头的俯仰力矩增量。为了保证飞机俯仰方向的平衡，飞机的平尾需要增加正偏的偏度，这就进一步增加了飞机的升力。

在一些可选实施方式中，步骤S2中，所述第一设定角度为20°，所述第二设定角度为40°。

在一些可选实施方式中，所述第二设定角度为所述第一设定角度的2倍，例如当飞机外侧后襟翼偏转至21°时，控制飞机内侧后襟翼偏转至42°。

在一些可选实施方式中，所述第一设定角度与所述第二设定角度通过风洞试验获得，在风洞试验中，确定升力、阻力、俯仰力矩特性最优的外侧后襟翼偏度为第一设定角度，对应的，确定升力、阻力、俯仰力矩特性最优的外侧内襟翼的偏度为第二设定角度。

该实施例是通过低速风洞试验来确定最合适的飞机内侧后襟翼偏转角度与飞机外侧后襟翼偏转角度，首先通过低速风洞试验，寻找升力、阻力、俯仰力矩特性最优的后襟翼偏度，内侧后襟和外侧后襟采用同样的偏度，一般来说最合适优的偏度是20度～25度，之后在以上偏度基础上，将左右两侧机翼的内侧后襟翼的后缘进一步下偏，内侧后缘的最终偏度一般为40度左右，而左右两侧机翼的外侧后襟翼仍然维持原有的偏度，通过低速风洞试验，确定升力、阻力、俯仰力矩特性最优的内侧后襟翼和外侧后襟翼的偏度。

在一些可选实施方式中，飞机内侧后襟翼与飞机外侧后襟翼的分界线距飞机对称面设定距离处，所述设定距离为机翼翼展的45％-55％。

在一些可选实施方式中，所述设定距离为机翼翼展的50％。

在一些可选实施方式中，通过风洞试验确定飞机内侧后襟翼与外侧后襟翼的分界线。该实施例中，仍然通过低速风洞试验确定最合适的内外侧后襟翼分界线，通过低速风洞试验，确定升力、阻力、俯仰力矩特性最优的内侧后襟和外侧后襟的分界位置。一般来说，分界位置处于机翼翼展方向的50％左右，通过试验确定好之后，在进行飞机设计时，即需要将后缘襟副翼分成两段设计。

本申请适用于飞机机翼的后襟设计，并且要求后襟具有内段后襟和外段后襟两个部分。本申请的后襟使用方法适用于对现有飞机的改进设计，同时适用于在新飞机的方案设计阶段，通过优化飞机的后襟偏度，改善飞机起降状态下的升力和俯仰力矩特性。

本申请第二方面提供了一种与上述方法对应的改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制装置，主要包括：

飞机起降状态确定模块，用于确定飞机处于起降状态；

襟翼单独控制模块，用于控制飞机外侧后襟翼偏转至第一设定角度，同时控制飞机内侧后襟翼偏转至第二角度，所述第一设定角度为18-25°，所述第二设定角度为36-50°。

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 (8)

1.一种改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制方法，其特征在于，包括：

步骤S1、确定飞机处于起降状态；

步骤S2、控制飞机外侧后襟翼偏转至第一设定角度，同时控制飞机内侧后襟翼偏转至第二角度，所述第一设定角度为18-25°，所述第二设定角度为36-50°。

2.如权利要求1所述的改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制系统，其特征在于，步骤S2中，所述第一设定角度为20°，所述第二设定角度为40°。

3.如权利要求1所述的改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制系统，其特征在于，所述第二设定角度为所述第一设定角度的2倍。

4.如权利要求1所述的改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制系统，其特征在于，所述第一设定角度与所述第二设定角度通过风洞试验获得，在风洞试验中，确定升力、阻力、俯仰力矩特性最优的外侧后襟翼偏度为第一设定角度，对应的，确定升力、阻力、俯仰力矩特性最优的内侧后襟翼的偏度为第二设定角度。

5.如权利要求1所述的改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制系统，其特征在于，飞机内侧后襟翼与飞机外侧后襟翼的分界线距飞机对称面设定距离处，所述设定距离为机翼翼展的45％-55％。

6.如权利要求5所述的改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制系统，其特征在于，所述设定距离为机翼翼展的50％。

7.如权利要求5所述的改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制系统，其特征在于，通过风洞试验确定飞机内侧后襟翼与外侧后襟翼的分界线。

8.一种改善飞机升力特性的后缘襟副翼控制装置，其特征在于，包括：

飞机起降状态确定模块，用于确定飞机处于起降状态；

襟翼单独控制模块，用于控制飞机外侧后襟翼偏转至第一设定角度，同时控制飞机内侧后襟翼偏转至第二角度，所述第一设定角度为18-25°，所述第二设定角度为36-50°。