一种具有联合射流控制的高升力机翼制造技术

本发明专利技术公开了一种具有联合射流控制的高升力机翼，包括主翼主体，主翼主体的尾缘处设置有襟翼；主翼主体上设置有前缘喷管，前缘喷管的底部入口与射流装置连通，前缘喷管顶部出口与主翼主体的表面相接；襟翼上设置有吹气槽，吹气槽的底部入口与射流装置连通，吹气槽的顶部吹口与襟翼的表面相接；通过在主翼主体和襟翼上分别设置有前缘喷管和吹气槽，前缘喷管和吹气槽均喷出预设射流压比的气流，前缘喷管射流会有效地推迟主翼内侧前缘下垂和中外侧缝翼结合处机翼上表面由于流动干扰诱导的主翼上表面分离，从而大幅增加升力并减小阻力，明显增加了升阻比收益，襟翼吹气槽射流可以减小射流后方形成的分离区，显著提升机翼的升力。升力。

【技术实现步骤摘要】
一种具有联合射流控制的高升力机翼


[0001]本专利技术涉及航空器机翼
，特别是涉及一种具有联合射流控制的高升力机翼。

技术介绍

[0002]为了实现飞行器平稳高效率的起飞和着陆，一般是通过在飞行器上设置有机械增升装置实现起降过程中较低速度下所需的高升力需求，传统的机械增升装置由主翼、前缘缝翼和后缘襟翼等组成。而前缘缝翼和后缘襟翼在产生较大升力系数的同时也会造成明显的噪音污染机场周边环境，其收放机构还会极大的增大飞机的重量，这为格外需要考虑环保和经济性的先进民用飞机研发带来了新的技术挑战。由于机翼前缘无缝变弯下垂或者无缝整体下垂可以有效避免前缘缝翼造成的噪声，近年来得到重视并尝试在靠近机身的内侧机翼使用，但是在内侧前缘下垂和中外侧前缘缝翼的交界处因为流动干扰会造成提前分离，从而使得机翼提前失速。目前采用前缘整体下垂和缝翼组合的两种飞机是利用翼吊发动机的挂架分开两边的流动以推迟该处的分离，但是对于非翼吊发动机和此处没有挂架的飞机，则需要一种有效的推迟前缘变弯或下垂段外端面与缝翼内端面交界处提前分离的有效方法。另一方面，前缘流动的任何变化都会迅速影响后缘襟翼的流动，改变其分离状态和增升效果，因此在襟翼上加入小流量射流等主动流动控制有可能简化机械增升装置多位置精确位移的机构复杂性，通过有针对性的分布和应用改善整个高升力系统的气动效率。

技术实现思路

[0003]针对现有技术中的上述问题，本专利技术提供了一种具有联合射流控制的高升力机翼，对在传统机械增升装置前缘缝翼和后缘襟翼中加入前缘内侧变弯下垂的先进高升力构型，引入前缘交界处单点射流和后缘襟翼针对分流区而设的单缝射流的主动流动控制方案，解决了现有的机械增升装置提前分离和增升效果受限的问题。
[0004]为了达到上述专利技术目的，本专利技术采用的技术方案如下：
[0005]提供了一种具有联合射流控制的高升力机翼，其包括大展弦比机翼主翼主体，主翼主体的尾缘处设置有单缝富勒襟翼；主翼主体的前缘内侧设有变弯下垂段，前缘中外侧设有前缘缝翼。位于前缘下垂段和前缘缝翼交界处设置有前缘喷管，前缘喷管为底部进气端开口大，顶部喷气端开口小的收缩结构；前缘喷管底部入口截面积与前缘喷管顶部喷口截面积之比为5:1，前缘喷管的底部入口与射流装置连通，前缘喷管顶部出口与主翼主体的当地表面相接；襟翼在25％弦长处位置设置有吹气槽，吹气槽的底部入口与射流装置连通，吹气槽的顶部吹口缝与襟翼的表面相接。
[0006]进一步地，前缘喷管入口的最佳射流压比为1.5左右，襟翼吹气槽入口的最佳射流压比范围为1.05～1.1。
[0007]进一步地，作为前缘喷管的一种具体设置方式，对于1:5.6的机翼研究和吹风模型，前缘喷管顶部喷口与前缘下垂段外端面之间的间距为8.6mm，前缘喷管顶部喷口的宽度
为10mm，高度为5mm；
[0008]间距为飞机平均气动弦长的1.1％，前缘喷管顶部喷口的宽度为飞机平均气动弦长的1.28％，前缘喷管顶部喷口的高度为飞机平均气动弦长的0.64％；
[0009]前缘喷管顶部喷口处的上壁面与主翼主体的上表面的夹角为8
°
，前缘喷管顶部喷口处的下壁面与主翼主体的下表面相切。
[0010]进一步地，作为襟翼吹气槽的一种具体设置方式，吹气槽底部入口截面积与吹气槽顶部吹口截面积之比为5:1，吹气槽顶部吹口的吹气方向与襟翼上表面来流方向一致，吹气槽顶部吹口高度为1.5mm，约为飞机平均气动弦长的0.19％，吹气槽顶部吹口处的上壁面与襟翼上表面之间的夹角为8
°
，吹气槽顶部吹口处的下壁面与襟翼上表面相切。
[0011]本专利技术的有益效果为：在飞行器起降飞行时，阻力的急剧增加主要是机翼主体上表面和襟翼后缘的分离引起的，当前后襟翼无射流时，机翼前缘内侧下垂和中外侧缝翼结合处的流动会提前分离，而襟翼后缘在较小迎角下就会出现分离；本专利技术的研究发现，在所给射流压比的条件下，相同迎角下机翼升力系数产生了较明显的增量，并且随着迎角逐渐增加，飞机的升阻比相对与原始无射流机翼构型也有所增加。在小迎角时，在后缘襟翼上表面的射流使得原本的分离流转变为附着流，而在大迎角时，前缘射流会有效地降低前缘内侧下垂和中外侧缝翼结合处机翼上表面由于流动干扰诱导的主翼上表面分离，从而明显增加升阻比收益。对整个机翼达到联合升力控制的效果。
附图说明
[0012]图1为一种具有联合射流控制的机翼高升力方案整体结构示意图。
[0013]图2为图1中A处的剖面放大结构示意图。
[0014]图3为图1中C处的剖面放大结构示意图。
[0015]图4为图1中B处的剖面放大结构示意图。
[0016]图5为前缘喷管设置在主翼主体上的结构和局部放大示意图。
[0017]图6为图5中D处前缘喷管设置在主翼主体上的结构和局部放大示意图。
[0018]图7为原始无射流机翼构型和翼剖面结构示意图。
[0019]图8为图7中A
‑
A方向的剖面结构示意图。
[0020]图9为图7中B
‑
B方向的剖面结构示意图。
[0021]图10为原始无射流机翼构型与具有本方案联合射流控制的机翼升力系数随迎角变化的关系曲线图。
[0022]图11为原始无射流机翼构型与具有本方案联合射流控制的机翼在较小迎角下机翼上表面流线分布图。
[0023]图12为原始无射流机翼构型与具有本方案联合射流控制的机翼在较大迎角下机翼上表面流线分布图。
[0024]图13为本方案中前缘射流位置附近的空间流线分布图。
[0025]其中，1、主翼主体；2、襟翼；3、前缘喷管；4、襟翼吹气槽；5、前缘缝翼。
具体实施方式
[0026]下面对本专利技术的具体实施方式进行描述，以便于本
的技术人员理解本发
明，但应该清楚，本专利技术不限于具体实施方式的范围，对本
的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本专利技术的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本专利技术构思的专利技术创造均在保护之列。
[0027]如图1～6所示，本专利技术提供了一种具有联合射流控制的高升力机翼，其包括主翼主体1，主翼主体1的尾缘处设置有襟翼2；主翼主体1的前缘下垂段靠近与中外侧缝翼的交界处设置有前缘喷管3，前缘喷管3为底部进气端开口大，顶部喷气端开口小的收缩结构；前缘喷管3底部入口截面积与前缘喷管3顶部喷口截面积之比为5:1，前缘喷管3的底部入口与射流装置连通，前缘喷管3顶部出口与主翼主体1的表面相接；襟翼2在25％弦长处位置设置有吹气槽4，吹气槽4的底部入口与射流装置连通，吹气槽4的顶部吹口与襟翼2的表面相接；通过在主翼主体1和襟翼2上分别设置有前缘喷管3和吹气槽4，前缘喷管3和吹气槽4均喷出预设射流压比的气流，当大迎角时，前缘喷管3射流会有效地推迟主翼主体1上表面由于前缘下垂段外端面与缝翼5内端面的涡流干扰诱导的主翼主体1表面分离，从而大幅增加升力并减小阻力，明显本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种具有联合射流控制的高升力机翼，其特征在于，包括主翼主体，所述主翼主体的尾缘处设置有襟翼；主翼主体的内翼前缘下垂段设置有前缘喷管，所述前缘喷管为底部进气端开口大，顶部喷口端开口小的收缩结构；前缘喷管底部入口截面积与前缘喷管顶部喷口截面积之比为5:1，前缘喷管的底部入口与射流装置连通，前缘喷管顶部出口与主翼主体的表面相接；所述襟翼在25％弦长处位置设置有吹气槽，所述吹气槽的底部入口与射流装置连通，吹气槽的顶部吹口与襟翼的表面相接。2.根据权利要求1所述的具有联合射流控制的高升力机翼，其特征在于，所述前缘喷管入口的射流压比为1.5，所述襟翼吹气槽入口的射流压比范围为1.05～1.1。3.根据权利要求1所述的具有联合射流控制的高升力机翼，其特征在于，所述前缘喷管顶部喷口与前缘下垂段外端面之间的间距为8.6mm，前...

【专利技术属性】
技术研发人员：钟敏，华俊，邱亚松，郑遂，白俊强，王浩，兰子奇，
申请(专利权)人：中国航空研究院，
类型：发明
国别省市：