[发明专利]一种前缘缝翼的干涉尾缘结构及其干涉量的设计方法

说明书

本发明一种前缘缝翼的干涉尾缘结构及其干涉量的设计方法，属于飞机领域；干涉尾缘结构，包括蒙皮、肋板和梁，肋板分为加强肋、普通肋和端肋，两个加强肋分别布置在缝翼展向20％和80％的位置；同时所述缝翼的尾缘处与机翼前缘的相对位置干涉。干涉量通过预设回复力F_0，对缝翼分别施加巡航工况的气动载荷和回复力进行有限元仿真计算，得到缝翼尾缘各个位置的变形量；本发明通过对尾缘引入干涉量，有效减小巡航状态缝翼尾缘的翘曲变形。与现有技术相比，干涉尾缘结构可在一定程度上消除飞机巡航时缝翼尾缘变形带来的增升装置气动效率降低的影响，提高气动性能。

技术领域

本发明属于飞机领域，具体涉及一种前缘缝翼的干涉尾缘结构及其干涉量的设计方法。

背景技术

缝翼是安装在基本机翼前缘的一段或几段狭长小翼，是一种改善气流状况、提高升力的增生装置。当缝翼打开时，它与基本机翼前缘表面会形成一道缝隙，下翼面压强较高的气流通过该缝隙得到加速而流向上翼面，增大了上翼面的气流速度，降低了上下翼面压强差，增大了飞机的临界失速迎角，避免了大迎角下失速，使升力系数得到提高。

飞机处于巡航状态时缝翼处于收起状态，翼面气动载荷使它产生打开的趋势，缝翼尾缘由于远离连接滑轨的约束，在气动载荷下会发生翘曲变形降低机翼的气动效率。

比如在CN111159819A中，通过有限元仿真对多滑轨位置进行了优化建模，来提高缝翼结构的稳健性，但这并不能从根本上解决缝翼在飞机飞行时由气动载荷带来的不利影响。

比如在CN105760635A中，给出了一种基于鸽翼的仿生缝翼的设计方法，可有效提高缝翼的气动性，但对于翼型的修改无疑会对重量等因素产生不利影响。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种前缘缝翼的干涉尾缘结构及其干涉量的设计方法，针对加强肋板的位置限定和对缝翼尾缘的干涉量计算，从而对现有缝翼结构进行优化，可大大消除飞机巡航时尾缘翘曲变形带来的气动效率降低的影响，有效避免重量等成本的增加，在工程上也是一种可行的方法。

本发明的技术方案是：一种前缘缝翼的干涉尾缘结构，包括蒙皮、肋板和梁，所述蒙皮包覆于肋板和梁的外围；其中肋板分为加强肋、普通肋和端肋，所述端肋设置于缝翼展向的两端，普通肋和加强肋交错布置；其特征在于：所述缝翼包括两个加强肋，位置分别布置在缝翼展向20％和80％的位置；同时所述缝翼的尾缘处与机翼前缘的相对位置干涉。

本发明的进一步技术方案是：所述缝翼包括三个加强肋，位置分别布置在缝翼展向25％、50％、75％的位置。

一种前缘缝翼的干涉尾缘结构的干涉量设计方法，其特征在于具体步骤如下：

步骤一：预设回复力F₀，所述回复力是指干涉尾缘与机翼前缘干涉后，尾缘产生的恢复自身原有形状的力；

步骤二：对缝翼分别施加巡航工况的气动载荷和回复力进行有限元仿真计算，得到缝翼尾缘各个位置的变形量；

步骤三：对步骤二计算得到的尾缘的变形量进行判断，如果变形量小于等于0，则该回复力的大小可以满足设计要求；如果变形量大于0，则需要增加回复力的预设值，重复步骤二，再次对缝翼分析计算，直至变形量小于等于0；

步骤四：根据步骤三确定的回复力，对缝翼仅施加该回复力进行有限元仿真分析，缝翼尾缘此时的变形量即为最终干涉量，所述干涉量是指缝翼尾缘与机翼前缘干涉后的法向距离。

本发明的进一步技术方案是：根据巡航工况气动载荷的大小，确定出步骤一预设的回复力的范围为2143-4643N/m。