專利名稱：一種雙通道大型客機的高升力裝置的制作方法
技術領域：
本實用新型屬于航空氣動技術領域，具體涉及一種雙通道大型客機的高升力裝置。
背景技術：
飛機機翼的氣動力設計，一方面要考慮高速飛行的要求；另一方面在起飛和著陸時，又要盡可能降低飛行速度，縮短滑跑距離，以最小的巡航性能損失來達到要求的場域性能，通常這意味著要求著陸時有高的最大升力系數(shù)，而起飛時不僅要求有高的最大升力系數(shù)，還要求有高的升阻比，因此必須在原有機翼上采用各種措施，如高升力裝置來實現(xiàn)這個目標。針對高升力、高升阻比、低雷諾數(shù)的翼型發(fā)展而言，多段層流翼型設計已成為一個重要研究方向。相比于單段層流翼型，多段層流翼型雖然增加了一部分寄生阻力，但卻能帶來更大的可用升力增加量。
發(fā)明內(nèi)容本實用新型的目的是為了解決雙通道干線客機在起飛狀態(tài)下，保證提供較大的升力系數(shù)的同時能滿足飛機有最大的升阻比，在著陸狀態(tài)下，有最大的升力系數(shù)的問題，提出一種雙通道干線客機的高升力裝置。一種雙通道大型客機的高升力裝置，包括前緣縫翼、主翼和后緣襟翼(1)所述的前緣縫翼的外側形狀與機翼翼型的前緣外形相同，前緣縫翼的內(nèi)側形狀由橢圓方程和二次曲線形成，前緣縫翼的上翼面弦長15% c，下翼面弦長3% c，前緣最大厚度3. 05% c，設置前緣縫翼的縫道參數(shù)為起飛狀態(tài)下，重疊量為2% c，縫道寬度為 2. 1% c，前緣偏角為14. 373° ；著陸狀態(tài)下，重疊量為c，縫道寬度為2. 7% c，前緣偏角為19. 8° ；其中，c為機翼翼型的實際弦長；(2)所述的主翼的前緣形狀和前緣縫翼的內(nèi)側形狀相同，主翼的后緣形狀和后緣襟翼的頭部形狀相同，主翼弦長為86. 56% c，主翼的最大厚度為13. 4% c ；(3)所述的后緣襟翼的頭部形狀由橢圓方程和二次曲線形成，后緣襟翼的相對弦長為30% c，后緣襟翼的最大厚度為4. 37% c，設置后緣襟翼的縫道參數(shù)為在起飛狀態(tài)下， 重疊量為5% c，縫道寬度為c，后緣偏角為15° ；在著陸狀態(tài)下，重疊量為c，縫道寬度為4% c，前緣偏角為沈.951°。本實用新型的優(yōu)點與積極效果在于(1)在起飛狀態(tài)下，能夠使飛機滿足較大升力系數(shù)要求的同時，具有最大的升力比，比單獨翼型有更大的升力系數(shù)和升阻比；(2)在著陸狀態(tài)下，能夠使飛機有最大的升力系數(shù)，比單獨翼型有更大的升力系數(shù)。

圖1是本實用新型的高升力裝置的前緣縫翼的外形生成示意圖；圖2是本實用新型的高升力裝置的后緣襟翼的外形生成示意圖；[0011]圖3是DFVLR R-4超臨界翼型的外形示意圖；圖4是本實用新型的高升力裝置的多段翼型的縫道參數(shù)的示意圖；圖5是本實用新型的高升力裝置的三維示意圖；圖6是本實用新型實施例中起飛狀態(tài)下升阻比隨攻角的變化對比圖；圖7是本實用新型實施例中起飛狀態(tài)下升力系數(shù)隨攻角的變化圖8是本實用新型實施例中著陸狀態(tài)下最大升力系數(shù)隨攻角的變化
具體實施方式
下面將結合附圖和實施例對本實用新型作進一步的詳細說明。本實用新型的一種雙通道大型客機的高升力裝置包括前緣縫翼1，主翼2和后緣襟翼3。前緣縫翼的特征包括前緣縫翼的外形形狀和前緣縫翼的縫道參數(shù)；主翼的特征包括主翼翼型形狀、主翼的弦長和最大厚度；后緣襟翼的特征包括后緣襟翼的外形形狀和后緣襟翼的縫道參數(shù)。前緣縫翼的外形形狀是在飛機整體翼型(DFVLR R_4超臨界翼型)的基礎上切割而成。DFVLR R-4超臨界翼型的形狀如圖3所示。前緣縫翼的外側與機翼翼型的前緣外形相同。設機翼弦長為1，以圖3中的機翼翼型前緣點(點A)為坐標原點，前緣縫翼的內(nèi)側形狀上設置點1 6，將內(nèi)側形狀分為5段，各段由如下橢圓方程和二次曲線形成，本實用新型的前緣縫翼的內(nèi)側由圖1中的四段曲線組成，每段曲線的控制方程如下1 2 段y = -1339. 89254χ3+194. 0163χ2_8· 9648χ+0. 1095 (1)χ =2 4 段y2+0. 2578x2-0. 6033xy_0. 0267χ_0· 2080 = 0 (2)χ =4 5 段y2+0. 1580χ2-0· 7743xy_0. 0017x+0. 000069 = 0 (3)χ =5 6 段y = -81. 5149x3+39. 6932χ2_6· 2777x+0. 3832 (4)χ =根據(jù)機翼整體翼型的實際弦長c，確定前緣縫翼的上翼面弦長S1 = 15% c，下翼面弦長e = 3% c，前緣最大厚度t = 3. 05% C。設置前緣縫翼的縫道參數(shù)選擇如下在起飛狀態(tài)下，重疊量(Os) = 2% c，縫道寬度( ) = 2. 1% c，前緣偏角(Ss) = 14.373°。在著陸狀態(tài)下重疊量(Os) = 1% c，縫道寬度( ) = 2.7% c，前緣偏角(Ss) = 19.8°。根據(jù)機翼整體翼型的實際弦長c，確定主翼弦長C1 = 86. 56% c，主翼最大厚度為 t = 13. 4% C。主翼的前緣形狀和前緣縫翼的內(nèi)側形狀相同，主翼的后緣形狀和后緣襟翼的頭部形狀相同。后緣襟翼的外形形狀是在飛機整體翼型的基礎上切割而成。本實用新型的后緣襟翼的頭部形狀由圖2中四段曲線控制生成。設機翼翼型的弦長為1，以圖3中的機翼翼型前緣點(點A)為坐標原點，后緣襟翼的頭部形狀上設置點1 6，將內(nèi)側形狀分為5段，各段由如下橢圓方程和二次曲線形成1 3 段y2+0. 49691χ2-0· 95354xy-0. 02528x = 0 (5)χ =3 4 段y2+0. 13149x2-0. 01450xy-0. 20803x+0. 08145 = 0 (6)χ =4 5 段y2+0. 00295χ2-0· 05492xy-0. 00197x = 0 (7)χ =5 6 段y = 2. 13706x3-6. 85283x2+6. 96361χ_2· 2477 (8)χ =根據(jù)機翼整體翼型實際弦長c，確定后緣襟翼相對弦長1^ = 30% c，后緣最大厚度為t = 4. 37% C。設置后緣襟翼的縫道參數(shù)選擇如下在起飛狀態(tài)下，重疊量(Of) = 5% c, 縫道寬度(Gf) = 1% c，后緣偏角(δ》=15° ；在著陸狀態(tài)下，重疊量(Of) = 1% c，縫道寬度( ) = 4% c，前緣偏角(Sf) = 26.951°。以某300座雙通道干線飛機為例，此飛機在機翼中間轉折處的當?shù)匾硇拖议L為 6.6m。根據(jù)上述本實用新型的高升力裝置的定義，確定該飛機上設置的高升力裝置為1、前緣縫翼a)按照上述方程(1) (4)來確定前緣縫翼的內(nèi)側形狀，并將生成的形狀縮放 6. 6 倍。b)確定前緣縫翼的上翼面弦長S1 = 0. 99m，下翼面弦長e = 0. 198m，前緣縫翼的最大厚度為t = 0. 2013m。c)在起飛狀態(tài)下，重疊量(Os) = 0. 132m,縫道寬度( ) = 0. 1386m,前緣偏角 (δ s) = 14. 373° ；在著陸狀態(tài)下重疊量(Os) = 0. 066m，縫道寬度(Gs) = 0. 1782m，前緣偏角(Ss) = 19.8°。2、主翼根據(jù)當?shù)卣w翼型弦長6. 6m，確定主翼弦長C1 = 5. 71296m，主翼最大厚度為t = 0. 8844m0主翼的前緣形狀和前緣縫翼的內(nèi)側形狀相同，主翼的后緣形狀和后緣襟翼的頭部形狀相同。3、后緣襟翼a)按照后緣襟翼的外形控制方程確定后緣襟翼的外形形狀，并將生成的形狀縮放 6. 6 倍。b)根據(jù)當?shù)匾硇拖议L6. 6m，確定后緣襟翼相對弦長1^ = 1. 98m，后緣最大厚度為 t = 0. 02622moc)根據(jù)當?shù)卣w翼型弦長6. 6m，在起飛狀態(tài)下，重疊量(Of) = 0.33m，縫道寬度 (Gf) = 0.066m，后緣偏角(Sf) =15° ；在著陸狀態(tài)下，重疊量(Of) = 0.066m，縫道寬度(Gf) =0. ，前緣偏角(Sf) = 26.951°。如圖5所示，為形成的高升力裝置的三維示意圖。經(jīng)過對本實用新型的多段層流翼型構型的高升力裝置和現(xiàn)有單段翼型的高升力裝置進行CFD(計算流體動力學)試驗驗證，試驗結果如圖6，圖7和圖8所示。如圖6和圖7中，在起飛狀態(tài)下，雖然多段層流翼型的最大升阻比相比單段層流翼型有稍微的減小， 但是最大升力系數(shù)卻明顯地高于單段層流翼型。圖8中，在著陸狀態(tài)下，隨著攻角增大，多段層流翼型的的最大升力系數(shù)有明顯地提高。試驗結果表明，本實用新型中的多段層流翼型構型的高升力裝置能夠明顯的提高起飛、著陸狀態(tài)下的最大升力系數(shù)。
權利要求1.一種雙通道大型客機的高升力裝置，包括前緣縫翼、主翼和后緣襟翼，其特征在于(1)所述的前緣縫翼的外側形狀與機翼翼型的前緣外形相同，前緣縫翼的內(nèi)側形狀由橢圓方程和二次曲線形成，前緣縫翼的上翼面弦長15% c，下翼面弦長3% c，前緣最大厚度3. 05% c，設置前緣縫翼的縫道參數(shù)為起飛狀態(tài)下，重疊量為2% c，縫道寬度為2. 1% c，前緣偏角為14.373° ；著陸狀態(tài)下，重疊量為c，縫道寬度為2.7% c，前緣偏角為 19.8° ；其中，c為機翼翼型的實際弦長；(2)所述的主翼的前緣形狀和前緣縫翼的內(nèi)側形狀相同，主翼的后緣形狀和后緣襟翼的頭部形狀相同，主翼弦長為86. 56% c，主翼的最大厚度為13. 4% c ；(3)所述的后緣襟翼的頭部形狀由橢圓方程和二次曲線形成，后緣襟翼的相對弦長為 30% c，后緣襟翼的最大厚度為4. 37% c，設置后緣襟翼的縫道參數(shù)為在起飛狀態(tài)下，重疊量為5% c，縫道寬度為c，后緣偏角為15° ；在著陸狀態(tài)下，重疊量為c，縫道寬度為4% c，前緣偏角為沈.951°。
2.根據(jù)權利要求1所述的一種雙通道大型客機的高升力裝置，其特征在于所述的前緣縫翼的內(nèi)側形狀上設置點1 6，將內(nèi)側形狀分為5段，各段由如下橢圓方程和二次曲線形成1 2段y = -1339. 89254χ3+194. 0163χ2_8· 9648χ+0. 1095，χ =2 3段與3 4段y2+0. 2578x2-0. 6033xy-0. 0267χ-0. 2080 = 0, χ =4 5段y2+0. 1580χ2-0· 7743xy-0. 0017x+0. 000069 = 0，χ =5 6段y = -81. 5149χ3+39. 6932χ2_6· 2777χ+0. 3832，χ =其中，設機翼翼型的弦長為1，以機翼翼型前緣點為原點，1 6為前緣縫翼的內(nèi)側形狀上的。
3.根據(jù)權利要求1所述的一種雙通道大型客機的高升力裝置，其特征在于所述的后緣襟翼的頭部形狀上設置點1 6，將內(nèi)側形狀分為5段，各段由如下橢圓方程和二次曲線形成1 2段與1 3段y2+0. 49691χ2-0· 95354xy-0. 02528x = 0，χ =3 4段y2+0. 131 似χ2-0· 01450xy-0. 20803x+0. 08145 = 0，χ =4 5段y2+0. 00295χ2-0· 05492xy-0. 00197χ = 0，χ =5 6段y = 2. 13706χ3-6. 85283χ2+6. 96361χ_2· 2477，χ =其中，設機翼翼型的弦長為1，以機翼翼型前緣點為原點。
專利摘要本實用新型提出一種雙通道大型客機的高升力裝置，包括前緣縫翼、主翼和后緣襟翼，前緣縫翼的外側形狀與機翼翼型的前緣外形相同，主翼的前緣形狀和前緣縫翼的內(nèi)側形狀相同，主翼的后緣形狀和后緣襟翼的頭部形狀相同，前緣縫翼的內(nèi)側形狀與后緣襟翼的頭部形狀都由橢圓方程和二次曲線形成，并設定了前緣縫翼、主翼和后緣襟翼的弦長比例以及前緣縫翼和后緣襟翼的在起飛狀態(tài)和著陸狀態(tài)下的縫道參數(shù)。本實用新型提出的高升力裝置比單獨翼型實現(xiàn)了在起飛狀態(tài)下使飛機滿足較大升力系數(shù)要求的同時，具有最大的升力比，在著陸狀態(tài)下，能夠使飛機有最大的升力系數(shù)。
文檔編號B64C3/28GK202320772SQ20112032898
公開日2012年7月11日 申請日期2011年9月2日 優(yōu)先權日2011年9月2日
發(fā)明者劉沛清, 周廣東, 巴玉龍, 張國棟, 申海榮 申請人:北京航空航天大學