[发明专利]吹吸协同高升力增强的变形襟翼

说明书

本发明提供了一种吹吸协同高升力增强的变形襟翼，包括由前缘襟翼、翼身和后缘变形襟翼组成的机翼，所述的前缘襟翼内部设置有射流舱，前缘襟翼上表面布置有与射流舱相连的射流孔；后缘变形襟翼内部设置有吸流舱，后缘变形襟翼上表面布置有与吸流舱相连的吸流孔；翼身内埋入有微型压缩机，微型压缩机通过橡胶管分别与射流舱和吸流舱连接，微型压缩机将气流从吸流孔吸入并加压后于射流孔射出。本发明将吹吸协同主动流动控制技术与变形襟翼相结合，用于大型固定翼飞行器，以产生高升力增强效果，改善起降气动特性，实现短距起降，减缓机场压力，同时亦可以提升巡航效率，增大航程。

技术领域

本发明涉及航空航天飞行器领域，具体是一种吹吸协同高升力增强的变形襟翼。

背景技术

机翼是飞机产生升力的主要部件，采取增升措施提高机翼升力是改善飞机起降性能的重要技术。常规机械增升装置以增加机构复杂度和结构重量为代价来实现增升，目前已经很难进一步增大升力和提高起降性能。

从减轻结构重量和降低使用维护成本的角度来说，增升装置应以简单可靠为好。未来机翼的发展方向是完整的、自适应的智能机翼，其中“完整”指的是机翼表面无铰链、无缝隙，以减少机体结构的阻力和噪声。目前西方国家已开展多项研究来验证智能机翼技术。智能机翼采用基于形变记忆合金的激励器代替铰链控制襟翼、舵面的偏转，常规的前缘缝翼可以用下垂式前缘襟翼代替，且后缘襟翼可以用后缘变形襟翼代替，襟翼与主机翼在外形上是一体的，用柔性蒙皮保证襟翼偏转过程中的机翼表面光顺。带有变形襟翼的智能机翼可以大大改善飞行品质，但变形襟翼面临着最大升力系数不高的问题，迫切需要寻求新的技术途径和方案来实现高升力性能的提升。

主动流动控制是一种通过一定措施（如吹气、吸气或等离子体作用等），增强主流附面层能量、减弱分离、改善流动品质的技术。其中，吹吸协同的零质量流量主动流动控制技术因为既可起降时增升，亦可巡航时减阻的特点而备受关注。该技术是在机翼前缘附近布置射流孔，在后缘附近布置吸流孔，通过在机翼内安装一个微型压缩机将气流从吸流孔吸入加压后从射流孔喷出，加速机翼上表面气流流动，起到增升、减阻、延缓失速的作用。现有对吹吸协同流动控制的研究以单段翼型或机翼为主，初步研究结果表明吹吸协同可产生超环量效应，显著提高升力和失速迎角，但较大升力系数需要在很大的攻角下才能实现，这一问题极大地限制了吹吸协同流动控制在大型飞机上的应用，需要进一步的研究和解决。

发明内容

本发明为了解决现有技术的问题，提供了一种吹吸协同高升力增强的变形襟翼，利于采用变形襟翼的机翼结构上没有缝隙这一完整性特点，将吹吸协同主动流动控制技术与变形襟翼相结合，用于大型固定翼飞行器，以产生高升力增强效果，改善起降气动特性，实现短距起降，减缓机场压力，同时亦可以提升巡航效率，增大航程。

本发明包括由前缘襟翼、翼身和后缘变形襟翼组成的机翼，前缘襟翼和后缘变形襟翼分别通过转轴与翼身连接并绕转轴偏转，所述的前缘襟翼内部设置有射流舱，前缘襟翼上表面布置有与射流舱相连的射流孔；所述的后缘变形襟翼内部设置有吸流舱，后缘变形襟翼上表面布置有与吸流舱相连的吸流孔；所述的翼身内埋入有微型压缩机，微型压缩机通过橡胶管分别与射流舱和吸流舱连接，微型压缩机将气流从吸流孔吸入并加压后于射流孔射出。

进一步改进，以机翼的弦长为基准，所述射流孔位于离机翼前缘2.0%~4.0%弦长处，所述射流孔的高度为弦长的0.65%~1.0%，所述射流孔与垂向夹角为25~30度，且所述射流孔与机翼上表面垂直；

所述吸流孔位于离前缘70.0%~75.0%弦长处，所述吸流孔的高度为弦长的1.3%~1.5%，所述吸流孔与垂向夹角为70~75度，且所述吸流孔与机翼上表面垂直；

所述前缘襟翼长度为弦长的15%~17%，前缘襟翼偏转角度范围为0°~30°；后缘变形襟翼长度为弦长的30%~35%，后缘变形襟翼偏转角度范围为0°~60°。

进一步改进，前缘襟翼、翼身和后缘变形襟翼外表面采用可变形柔性蒙皮，保证机翼表面可以光滑过渡，转轴处安装有形变记忆合金激励器实现偏转。