一种动态格尼襟翼制造技术

本发明专利技术公开了一种动态格尼襟翼，属于飞行器设计技术领域。本发明专利技术的动态格尼襟翼，安装于飞机机翼下表面靠近后缘处；在飞机起飞、降落阶段打开格尼襟翼，实现飞机增升控制，并通过格尼襟翼周期性振动提高增升控制效果，在巡航阶段收起格尼襟翼以减小附加阻力，提高飞行经济性；本发明专利技术的动态格尼襟翼的传动机构内置于机翼，对流场边界层干扰小，传动机构重量轻、体积小，结构简单且易于实现。

A dynamic Gurney flap

The invention discloses a dynamic Gurney flap, which belongs to the technical field of aircraft design. The dynamic Gney flap of the invention is installed on the lower surface of the aircraft wing near the trailing edge; the Gney flap is opened during the takeoff and landing phases of the aircraft to realize the aircraft lift-up control; the effect of the lift-up control is improved through the periodic vibration of the Gney flap; the additional drag is reduced in the cruise phase to improve the flight economy. The driving mechanism of the dynamic Gney flap of the invention is built in the wing, which has small interference to the boundary layer of the flow field, light weight, small volume, simple structure and easy realization.

【技术实现步骤摘要】
一种动态格尼襟翼
本专利技术涉及飞行器设计
，具体涉及一种动态格尼襟翼。
技术介绍
飞机升力主要由机翼提供，传统机翼的升力系数已经提高到极限，需要安装增升装置。格尼襟翼是航空工程领域常见的一种增升装置。通常格尼襟翼采用垂直贴附于机翼压力面靠近后缘处的扰流片形式。格尼襟翼高度通常为机翼弦长的0.5％-5％，却能大幅度提高机翼的升力。格尼襟翼主要应用在飞机的起飞、降落阶段，它可以极大缩短飞机的起飞、降落距离。但是，格尼襟翼带来高升力过程中不可避免产生附加阻力。特别是在飞机巡航阶段，固定式格尼襟翼产生额外阻力，降低飞行经济性。因此，需要设计并实现一种主动可控的动态格尼襟翼，在飞机起飞、降落阶段可实现增升，在巡航阶段可收起。
技术实现思路
本专利技术提供了一种动态格尼襟翼,是一种机械式、可收放、主动可控的动态格尼襟翼，安装于飞机机翼下表面靠近后缘处，在飞机起飞、降落阶段打开格尼襟翼，实现飞机增升控制，并通过格尼襟翼周期性振动提高增升控制效果，在巡航阶段收起格尼襟翼以减小附加阻力。本专利技术提出的动态格尼襟翼，包括打开状态和收起状态两种工作状态，通过内置于机翼的传动机构实现格尼襟翼的打开、收起，以及打开状态下格尼襟翼的周期性振动。飞机起飞、降落阶段，通过内置于机翼的传动机构打开格尼襟翼，使机翼压力分布发生改变，机翼下表面压力增加，上表面吸力增强，进而增加上下表面压力差；同时，上表面气流经过格尼襟翼时向下偏转，后驻点从机翼后缘移到格尼襟翼末端，延缓机翼上表面气流分离，翼型等效弯度增大。因此，在格尼襟翼控制下绕机翼的环量增大，机翼升力增大。进一步，在打开状态下，格尼襟翼后方尾流区有旋涡周期性脱落，格尼襟翼前方回流区也有旋涡周期性生成、脱落，并与尾流区涡发生相互作用，进而主导流场特性。打开的格尼襟翼可以实施静态(固定位置)或者动态(周期振动)控制，静态控制与传统机械式固定格尼襟翼相似。动态控制格尼襟翼的周期性振动频率设定两种模式。低频模式：格尼襟翼振动频率为机翼后缘尾涡脱落频率的0.5倍到10倍；高频模式：格尼襟翼振动频率大于机翼后缘尾涡脱落频率的10倍。动态控制格尼襟翼的振幅可根据需要设定，最大可以达到90°。对格尼襟翼施加动态控制时，格尼襟翼周期性振动诱导产生旋涡，并与机翼后缘附近流场相互作用，诱导机翼后缘附近主涡脱落频率逐渐接近格尼襟翼振动频率，使尾流区涡强度减弱，提高增升控制效果。飞机巡航阶段，通过内置于机翼的传动机构收起格尼襟翼。收起状态，相对于固定式格尼襟翼，动态格尼襟翼不会产生额外阻力。本专利技术提出的动态格尼襟翼，其优点和效果在于：1、飞机起飞、降落阶段可打开格尼襟翼实施静态控制，此时相当于机械式固定格尼襟翼情况。格尼襟翼可以使翼型有效弯度增大，机翼压力分布发生改变，后驻点从机翼后缘移到格尼襟翼末端，延缓机翼上表面气流分离，绕机翼的环量增大，机翼升力增大。2、飞机起飞、降落阶段可打开格尼襟翼实施动态控制。动态控制格尼襟翼的周期性振动频率设定两种模式：低频模式和高频模式。动态控制格尼襟翼的振幅可根据需要设定，最大可以达到90°。施加动态控制可提高增升控制效果。3、在飞机巡航阶段，通过内置于机翼的传动机构驱动收起格尼襟翼，避免格尼襟翼产生额外阻力，提高飞行经济性。4、传动机构内置于机翼，对流场边界层干扰小。传动机构重量轻、体积小，结构简单且易于实现。附图说明图1A是安装有动态格尼襟翼的机翼结构示意图；图1B是图1A中虚线所示区域的局部放大图；图2是动态格尼襟翼打开状态示意图；图3是动态格尼襟翼收起状态示意图；图4是动态格尼襟翼的增升控制效果图。图中：1、控制系统；2、步进电机a；3、步进电机b；4、万向联轴器a；5、万向联轴器b；6、支撑装置a；7、蜗杆a；8、蜗杆b；9、蜗轮；10、支撑装置b；11、机翼；12、格尼襟翼。具体实施方式下面将结合附图对本专利技术作进一步的详细说明。本专利技术提出一种动态格尼襟翼，由格尼襟翼和内置于机翼的传动机构构成,其中传动机构由控制系统、步进电机、万向联轴器、蜗轮、蜗杆和支撑装置等部件构成。传动机构内置于机翼,对流场边界层干扰小。传动机构重量轻、体积小，结构简单且易于实现。本专利技术提出的动态格尼襟翼，通过内置于机翼的传动机构实现格尼襟翼的打开、收起，以及打开状态下格尼襟翼的周期性振动。动态格尼襟翼包括打开状态和收起状态两种工作模式。如图1A和1B所示，所述的格尼襟翼12安装于飞机机翼11下表面靠近后缘处，收起时内置于机翼11，打开时的平衡位置与机翼11下表面夹角为90°左右。所述格尼襟翼高度为机翼弦长的0.5％-5％，厚度1mm左右，长度小于等于机翼展向尺度。本专利技术提出的动态格尼襟翼的传动机构如图1A、图1B所示。传动机构内置于机翼11，通过控制系统1控制步进电机a2，步进电机a2通过万向联轴器a4带动蜗杆a7转动；通过控制系统1控制步进电机b3，步进电机b3通过万向联轴器b5带动蜗杆b8转动，蜗杆a7、蜗杆b8之间安装蜗轮9，蜗杆a7、蜗杆b8两端分别由支撑装置a6、支撑装置b10约束，格尼襟翼12固联于蜗轮9。蜗杆a7、蜗杆b8均是右旋蜗杆，当步进电机a2、步进电机b3以相同转速、相反方向转动时，蜗轮9绕自身轴转动，转动方向与两步进电机转动方向相关。动态格尼襟翼的传动机构有两种工作模式。模式I：步进电机a2顺时针、步进电机b3逆时针等速转动，带动蜗轮9顺时针转动；模式II：步进电机a2逆时针、步进电机b3顺时针等速转动，带动蜗轮9逆时针转动。蜗轮9的转动角度、转速由步进电机a2、步进电机b3的转动角度、转速共同决定，步进电机a2、步进电机b3的转动情况由控制系统1编程实现。蜗轮9转动带动格尼襟翼12转动，实现格尼襟翼12打开或收起，以及打开状态下格尼襟翼12振动。动态格尼襟翼打开过程，传动机构工作方式为模式II，格尼襟翼12初始位置位于机翼内部平行于机翼压力面，控制系统1控制格尼襟翼12逆时针转动90°后止动，格尼襟翼12打开状态如图2所示。动态格尼襟翼12收起过程，格尼襟翼12初始位置垂直于机翼压力面，传动机构工作方式为模式I，控制系统1控制下格尼襟翼12顺时针(向机翼前缘方向转动)转动90°后止动，格尼襟翼12收起状态如图3所示。对打开的格尼襟翼实施动态控制：对打开状态格尼襟翼12不施加任何控制时，其作用相当于机械式固定格尼襟翼，如图2所示。打开状态格尼襟翼12，传动机构工作方式在模式I、模式II之间周期性切换，格尼襟翼12将周期性振动。格尼襟翼12的振动频率、振动幅度由模式I、模式II之间切换的频率、两步进电机的转速共同确定。模式I、模式II及二者之间的切换，两步进电机的转速等都通过控制系统1编程实现。飞机起飞、降落阶段，动态控制格尼襟翼的周期性振动频率设定两种模式。低频模式：格尼襟翼振动频率为机翼后缘尾涡脱落频率的0.5倍到10倍，建议为整数；高频模式：格尼襟翼振动频率大于机翼后缘尾涡脱落频率的10倍。动态控制格尼襟翼的振幅可根据需要设定，最大可以达到90°。图4显示了本专利技术动态格尼襟翼对机翼升力系数的影响。图中横坐标表示攻角α，纵坐标表示升力系数CL。相对于无控制(格尼襟翼收起)情况，有控制(施加格尼襟翼控制)时机翼的升力系数,包括最大升力系数，在整个攻角范围内都得本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种动态格尼襟翼，其特征在于：包括格尼襟翼和内置于机翼的传动机构；所述的格尼襟翼安装于机翼下表面靠近后缘处，在飞机起飞、降落阶段打开格尼襟翼，打开状态下格尼襟翼周期性振动实现飞机增升控制；在飞机巡航阶段，收起格尼襟翼以减小附加阻力。

【技术特征摘要】
1.一种动态格尼襟翼，其特征在于：包括格尼襟翼和内置于机翼的传动机构；所述的格尼襟翼安装于机翼下表面靠近后缘处，在飞机起飞、降落阶段打开格尼襟翼，打开状态下格尼襟翼周期性振动实现飞机增升控制；在飞机巡航阶段，收起格尼襟翼以减小附加阻力。2.根据权利要求1所述的一种动态格尼襟翼，其特征在于：所述的格尼襟翼周期性振动的频率设定两种模式，低频模式：格尼襟翼振动频率为机翼后缘尾涡脱落频率的0.5倍到10倍；高频模式：格尼襟翼振动频率大于机翼后缘尾涡脱落频率的10倍；格尼襟翼的振幅在垂直于机翼压力面和向机翼前缘、后缘方向旋转90度位置之间。3.根据权利要求1所述的一种动态格尼襟翼，其特征在于：所述格尼襟翼高度为机翼弦长的0.5％-5％，厚度1mm，长度小于等于机翼展向尺度。4.根据权利要求1所述的一种动态格尼襟翼，其特征在于：所述的传动机构包括控制系统、步进电机a、步进...

【专利技术属性】
技术研发人员：冯立好，王晋军，马宗昌，展京霞，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11