[发明专利]一种高增升的大展弦比机翼

说明书

本申请属于飞机气动布局设计领域，尤其涉及一种高增升的大展弦比机翼。由主翼1和襟翼2构成。通过对襟翼缝道参数Gap、缝道搭接处Over‑lap的设计，实现大展弦比机翼的高增升效果，保证高巡航性能的同时具有良好的起降性能和起降安全性。本申请简单易行，襟翼偏转为简单偏转机构，不需要复杂的襟翼后退机构，可降低系统的复杂性和可靠性。

技术领域

本申请属于飞机气动布局设计领域，尤其涉及一种高增升的大展弦比机翼。

背景技术

飞机机翼气动布局设计必须同时兼顾高低速性能，而二者之间往往存在相互矛盾关系。在高速巡航时，要求机翼面积尽可能小，展弦比尽可能大，以减小机翼气动阻力，提高巡航升阻比，进而提升航程和航时，改善巡航性能，然而由于结构强度等限制，机翼展长不可能无限大，因此当机翼展长无法增加时，展弦比的增加只能通过减小机翼弦长来实现，这会造成机翼面积的减小；在低速起降阶段，要求机翼面积尽可能大，以增加低速状态升力系，减小起飞离地速度、降低着陆速度、减小着陆滑跑距离，降低飞机冲出跑道的概率，提升起降安全性。因此，在机翼设计时，要解决高低之间矛盾，必须在机翼上设计可以增加低速起降阶段升力的活动舵面，即增升襟翼。传统的简单襟翼是通过增加机翼弯度来增加升力系数的目的，然而由于流动很容易从产生吸力的一侧分离，尾迹并不稳定，在中等偏角下襟翼上就发生分离，所以带来的升力增加并不可观。而单缝襟翼可以通过合理的缝道参数设计改善缝道之间的流场品质，通过缝道射流来改善翼面上的边界层状态，进而增强边界层承受逆压梯度的能力，以延缓分离，实现大幅增加可用升力的目的。

另有中国专利公告号为CN106542081A，于2017年3月29日公开了一种襟翼设计。NASA MS(1)-0313翼型的一种单缝富勒式襟翼设计，该襟翼弦长占翼型总弦长的29％，即襟翼由翼型弦长的71％位置开始，直至翼型后缘；襟翼剖面头部的相对半径为0.7％，襟翼剖面的相对厚度为7％；该襟翼的襟翼舱从翼型弦线的71％位置开始，一直延长到襟翼弦长的96％位置，因此翼型上表面从翼型弦长96％至100％实际上是与襟翼上表面重合的；用计算流体动力学技术(CFD)数值模拟计算了NASA MS(1)-0313翼型的襟翼展开时在主翼面及襟翼上的气流流动情况，计算结果表明主翼面下表面的气流确实能够加速流过襟翼与主翼面之间的缝隙，并以较高的速度直接喷射到襟翼上表面上。上述专利的缝道设计对于襟翼的增升效果并不理想。

发明内容

为了克服现有技术的缺陷，本申请提供了一种高增升的大展弦比机翼，其目的是达到在飞机起降阶段提高升力、提升起降的安全性。

为了解决上述技术问题，本申请采用的技术方案是：

一种高增升的大展弦比机翼，包括主翼和襟翼，其特征在于：所述襟翼与主翼的分界线由分离点A、B、C三点用曲线连接而成；所述分离点A为机翼上表面的襟翼与主翼的分离点，分离点A为0.81倍当地弦长，所述分离点C为机翼下表面的襟翼与主翼的分离点，分离点C为0.736倍当地弦长，分离点B为襟翼前缘点，分离点B为0.71倍当地弦长。所述的当地弦长为襟翼不偏转时，某个沿机翼展向剖面最前点到最后点的距离（见图1）。

所述的襟翼2在飞机起降时的偏转角度为10°～40°，优选30°。

所述的襟翼偏转后的襟翼缝道宽度为0.005～0.03倍当地弦长，优选0.01倍当地弦长。

所述襟翼缝道的搭接量为。0.02～0.07倍当地弦长，优选0.06倍当地弦长。

本申请具有以下优点：

本申请的机翼后缘单缝襟翼设计可以大幅增加飞机起降阶段的升力，降低起飞和着陆速度，减小着陆滑跑距离，降低飞冲出跑道的概率，提升起降安全性。

附图说明

图1是襟翼形状和偏转设计示意图；

图2是缝道宽度对增升效果的影响曲线图；