[發(fā)明專利]一種動態(tài)格尼襟翼

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 201810297383.1
• 申請日: 2018-03-30
• 公開（公告）號: CN108528675A
• 公開（公告）日: 2018-09-14
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 馮立好;王晉軍;馬宗昌;展京霞
• 申請（專利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類號: B64C9/34
• 分類號: B64C9/34;B64C13/00;B64C23/00
• 代理公司: 北京永創(chuàng)新實專利事務(wù)所 11121
• 代理人: 姜榮麗

本發(fā)明公開了一種動態(tài)格尼襟翼，屬于飛行器設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明的動態(tài)格尼襟翼，安裝于飛機(jī)機(jī)翼下表面靠近后緣處；在飛機(jī)起飛、降落階段打開格尼襟翼，實現(xiàn)飛機(jī)增升控制，并通過格尼襟翼周期性振動提高增升控制效果，在巡航階段收起格尼襟翼以減小附加阻力，提高飛行經(jīng)濟(jì)性；本發(fā)明的動態(tài)格尼襟翼的傳動機(jī)構(gòu)內(nèi)置于機(jī)翼，對流場邊界層干擾小，傳動機(jī)構(gòu)重量輕、體積小，結(jié)構(gòu)簡單且易于實現(xiàn)。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行器設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種動態(tài)格尼襟翼。

背景技術(shù)

飛機(jī)升力主要由機(jī)翼提供，傳統(tǒng)機(jī)翼的升力系數(shù)已經(jīng)提高到極限，需要安裝增升裝置。格尼襟翼是航空工程領(lǐng)域常見的一種增升裝置。通常格尼襟翼采用垂直貼附于機(jī)翼壓力面靠近后緣處的擾流片形式。格尼襟翼高度通常為機(jī)翼弦長的0.5％-5％，卻能大幅度提高機(jī)翼的升力。格尼襟翼主要應(yīng)用在飛機(jī)的起飛、降落階段，它可以極大縮短飛機(jī)的起飛、降落距離。但是，格尼襟翼帶來高升力過程中不可避免產(chǎn)生附加阻力。特別是在飛機(jī)巡航階段，固定式格尼襟翼產(chǎn)生額外阻力，降低飛行經(jīng)濟(jì)性。因此，需要設(shè)計并實現(xiàn)一種主動可控的動態(tài)格尼襟翼，在飛機(jī)起飛、降落階段可實現(xiàn)增升，在巡航階段可收起。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明提供了一種動態(tài)格尼襟翼,是一種機(jī)械式、可收放、主動可控的動態(tài)格尼襟翼，安裝于飛機(jī)機(jī)翼下表面靠近后緣處，在飛機(jī)起飛、降落階段打開格尼襟翼，實現(xiàn)飛機(jī)增升控制，并通過格尼襟翼周期性振動提高增升控制效果，在巡航階段收起格尼襟翼以減小附加阻力。

本發(fā)明提出的動態(tài)格尼襟翼，包括打開狀態(tài)和收起狀態(tài)兩種工作狀態(tài)，通過內(nèi)置于機(jī)翼的傳動機(jī)構(gòu)實現(xiàn)格尼襟翼的打開、收起，以及打開狀態(tài)下格尼襟翼的周期性振動。

飛機(jī)起飛、降落階段，通過內(nèi)置于機(jī)翼的傳動機(jī)構(gòu)打開格尼襟翼，使機(jī)翼壓力分布發(fā)生改變，機(jī)翼下表面壓力增加，上表面吸力增強(qiáng)，進(jìn)而增加上下表面壓力差；同時，上表面氣流經(jīng)過格尼襟翼時向下偏轉(zhuǎn)，后駐點從機(jī)翼后緣移到格尼襟翼末端，延緩機(jī)翼上表面氣流分離，翼型等效彎度增大。因此，在格尼襟翼控制下繞機(jī)翼的環(huán)量增大，機(jī)翼升力增大。

進(jìn)一步，在打開狀態(tài)下，格尼襟翼后方尾流區(qū)有旋渦周期性脫落，格尼襟翼前方回流區(qū)也有旋渦周期性生成、脫落，并與尾流區(qū)渦發(fā)生相互作用，進(jìn)而主導(dǎo)流場特性。打開的格尼襟翼可以實施靜態(tài)(固定位置)或者動態(tài)(周期振動)控制，靜態(tài)控制與傳統(tǒng)機(jī)械式固定格尼襟翼相似。動態(tài)控制格尼襟翼的周期性振動頻率設(shè)定兩種模式。低頻模式：格尼襟翼振動頻率為機(jī)翼后緣尾渦脫落頻率的0.5倍到10倍；高頻模式：格尼襟翼振動頻率大于機(jī)翼后緣尾渦脫落頻率的10倍。動態(tài)控制格尼襟翼的振幅可根據(jù)需要設(shè)定，最大可以達(dá)到90°。對格尼襟翼施加動態(tài)控制時，格尼襟翼周期性振動誘導(dǎo)產(chǎn)生旋渦，并與機(jī)翼后緣附近流場相互作用，誘導(dǎo)機(jī)翼后緣附近主渦脫落頻率逐漸接近格尼襟翼振動頻率，使尾流區(qū)渦強(qiáng)度減弱，提高增升控制效果。

飛機(jī)巡航階段，通過內(nèi)置于機(jī)翼的傳動機(jī)構(gòu)收起格尼襟翼。收起狀態(tài)，相對于固定式格尼襟翼，動態(tài)格尼襟翼不會產(chǎn)生額外阻力。

本發(fā)明提出的動態(tài)格尼襟翼，其優(yōu)點和效果在于：

1、飛機(jī)起飛、降落階段可打開格尼襟翼實施靜態(tài)控制，此時相當(dāng)于機(jī)械式固定格尼襟翼情況。格尼襟翼可以使翼型有效彎度增大，機(jī)翼壓力分布發(fā)生改變，后駐點從機(jī)翼后緣移到格尼襟翼末端，延緩機(jī)翼上表面氣流分離，繞機(jī)翼的環(huán)量增大，機(jī)翼升力增大。

2、飛機(jī)起飛、降落階段可打開格尼襟翼實施動態(tài)控制。動態(tài)控制格尼襟翼的周期性振動頻率設(shè)定兩種模式：低頻模式和高頻模式。動態(tài)控制格尼襟翼的振幅可根據(jù)需要設(shè)定，最大可以達(dá)到90°。施加動態(tài)控制可提高增升控制效果。

3、在飛機(jī)巡航階段，通過內(nèi)置于機(jī)翼的傳動機(jī)構(gòu)驅(qū)動收起格尼襟翼，避免格尼襟翼產(chǎn)生額外阻力，提高飛行經(jīng)濟(jì)性。

4、傳動機(jī)構(gòu)內(nèi)置于機(jī)翼，對流場邊界層干擾小。傳動機(jī)構(gòu)重量輕、體積小，結(jié)構(gòu)簡單且易于實現(xiàn)。

附圖說明