[发明专利]一种有引流槽的前缘缝翼及引流槽的设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，具体是一种有引流槽的前缘缝翼及引流槽的设计方法。

背景技术

采用前缘缝翼、主翼段和后缘襟翼的组合模式是现代飞机获取高升力以完成起飞/着陆过程的主要方法。其中，前缘缝翼的主要作用是：延迟机翼上的气流分离，使飞机在更大的来流攻角下才会发生失速，从而提高飞机的失速攻角(失速攻角指最大升力所对应的来流攻角)、增加飞机最大升力，提升飞机装载能力，拓展飞行边界。

由于前缘缝翼的主要作用在于推迟飞机失速，因此，前缘缝翼自身的流动特性对飞机失速特性具有重要影响。起飞/着陆阶段，飞机在以接近最大升力对应的来流攻角即失速攻角飞行时，前缘缝翼的压力系数峰值很高，压力系数峰值附近的逆压梯度很强，容易造成绕前缘缝翼的气流突然发生分离，形成大范围的低能量尾迹流动，并湮没位于下游的主翼段和后缘襟翼，导致飞机升力迅速减小，引发飞机突然失速，危及飞行安全。

由于前缘缝翼对飞机失速特性具有重要影响。因此，抑制或者延迟绕前缘缝翼的气流分离是改善飞机起飞/着陆阶段失速特性的关键。

抑制气流分离的方法有很多种。例如，专利US8256720和专利CN200880020369.1通过在飞机机翼和发动机短舱上安装涡流发生器来控制气流分离；文献“Autonomous Sensing and Control of Wing Stall Using a Smart Plasma Slat”通过在翼型前缘布置等离子体激励条来控制翼型前缘的气流分离，文献“Advanced Aerodynamic Flow Control Using MEMS”通过在机体表面布置微型压电作动器MEMS来控制机翼上的气流分离，文献“Active Flow Control for Practical High-Lift Systems”采用在前缘缝翼上表面布置吹气孔进行吹气的方法来控制前缘缝翼的气流分离，都取得了一定的效果。但是，上述流动控制技术仍存在很大的局限性。例如，由于前缘缝翼尺寸小，很难采用在前缘缝翼上表面粘贴涡流发生器的方法来进行流动控制,且涡流发生器暴露于机体表面，会对飞机巡航飞行性能产生不利影响；由于绕前缘缝翼的气流流速很高，如采用等离子体激励或者微型压电作动器MEMS等主动流动控制方法，需要提高激励器的功率，将付出相当大的能量代价，且需要布置复杂的激励阵列；而如果在前缘缝翼上表面进行主动吹气控制，除需要铺设额外管路造成结构重量增加外，如何保证吹气控制所需的气源供应也是一大难题。

发明内容

为克服现有技术中存在的不能很好地满足飞机前缘缝翼的流动控制需要的不足，本发明提出了一种有引流槽的前缘缝翼及引流槽的设计方法。

本发明所述有引流槽的前缘缝翼包括内段引流槽、外段引流槽和盖板作动机构；所述内段引流槽和外段引流槽分别对称的分布在该前缘缝翼展向长度1/2处的两侧，其中：内段引流槽的一端距该前缘缝翼内端面的距离为该前缘缝翼展向长度的5％，内段引流槽的另一端距该前缘缝翼展向长度1/2处的距离为该前缘缝翼展向长度的2.5％；外段引流槽的一端距该前缘缝翼外端面的距离为该前缘缝翼展向长度的5％，外段引流槽的另一端距该前缘缝翼展向长度1/2处的距离为该前缘缝翼展向长度的2.5％。所述的前缘缝翼内端面是该前缘缝翼沿展向靠近翼根一端的端面，前缘缝翼为端面是该前缘缝翼沿展向靠近翼尖一端的端面。

所述内段引流槽的入口和外段引流槽的入口均位于前缘缝翼下表面的凹腔面上，并处于前缘缝翼滑轨与主翼段2的连接处之前。

所述内段引流槽的出口和外段引流槽的出口均位于前缘缝翼的上表面，并使所述各引流槽的出口与前缘缝翼的上表面相切；在所述各引流槽的出口处均有引流槽出口盖板。

所述位于各引流槽的出口的盖板是切割引流槽出口处的前缘缝翼上表面蒙皮作为该盖板；所述盖板的下表面安装有作动机构，当引流槽工作时，作动机构将带动盖板绕铰链偏转β°角，打开引流槽出口；当引流槽不工作时，作动机构带动将盖板复位，封闭引流槽出口。

本发明提出的设计所述前缘缝翼引流槽的具体过程是：

步骤1，确定引流槽各入口的宽度和空间位置。

设定前缘缝翼沿展向靠近翼根一侧的端面为内端面，前缘缝翼沿展向靠近翼尖一侧的端面为外端面。

步骤1.1：确定引流槽各入口的宽度。

Ⅰ分别提取前缘缝翼的前缘点和后缘点：