一种能够变形的飞机前缘缝翼及其设计方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞行器设计领域，具体是一种用于改善飞机失速特性的能够变形的前缘缝翼及其设计方法。
【背景技术】
[0002]前缘缝翼、飞机主翼和后缘襟翼的组合模式是现代飞机获取高升力以完成起飞/着陆过程的主要方法。在前缘缝翼、飞机主翼和后缘襟翼的组合模式中，前缘缝翼的主要作用为:前缘缝翼打开后，将在前缘缝翼和飞机主翼之间形成外形收敛即入口宽出口窄的缝道，气流流经缝道后将加速沿主翼上表面切线方向吹出，可有效吹除飞机主翼上堆积的低能量气流，延迟机翼上的气流分离，使飞机在更大的来流攻角下才会发生失速，从而提高飞机失速攻角(失速攻角指最大升力所对应的来流攻角)、增加飞机最大升力。
[0003]除了增加飞机最大升力，保证飞机拥有良好的失速特性也是飞机设计的一项重要任务。良好的失速特性，不仅可以提高最大升力，还能有效减小飞机起飞/着陆速度，缩短滑跑长度、扩展飞行边界、保障飞行安全。
[0004]前缘缝翼不仅可以有效增加飞机最大升力，对飞机失速特性也有重要影响。当飞机以接近失速攻角飞行时，前缘缝翼的压力系数峰值很高，会在压力系数峰值附近产生强逆压梯度，有可能导致绕前缘缝翼的气流突然发生分离，进而形成大范围的低能量尾迹流动，煙没位于下游的飞机主翼和后缘襟翼，导致飞机升力突然大幅下降并进入急失速，将严重危及飞行安全。
[0005]基于现有技术设计的飞机前缘缝翼均采用固定外形，如专利us5839699、专利us4399970、专利 ep0728101b1、专利 cn201120328565.4、专利 cn200980139682.1 和文献“high-lift systems on commercial subsonic airliners”所述的前缘装置，虽然可以通过滑轨或者连杆机构的运动获得不同的前缘缝翼偏转角度和前伸量，以满足飞机起飞/着陆时所需的升力要求，但是，在整个起飞/着陆过程中，前缘缝翼却无法随来流攻角和飞机流动形态的变化相应改变自身形状以延迟气流分离。为了避免固定外形设计的前缘缝翼因发生气流分离而导致飞机进入急失速，前缘缝翼所承受的气动载荷就有严格要求，不仅增加了前缘缝翼的设计难度，也限制了飞机获取更大升力的能力。
【发明内容】
[0006]为了克服现有技术前缘缝翼设计的外形固定，导致前缘缝翼无法随来流攻角和飞机流动形态的变化相应改变自身形状以延迟气流分离，造成前缘缝翼一旦发生气流分离将引起飞机突然失速，危及飞行安全的弊端，本发明提出了一种能够变形的飞机前缘缝翼及其设计方法。
[0007]本发明提出的能够变形的飞机前缘缝翼包括前缘缝翼滑轨、内段和外段组成，位于机翼前缘并沿展向分布；所述前缘缝翼的内段靠近机身，所述前缘缝翼的外段靠近翼尖；其特征在于，将所述前缘缝翼的外段在该前缘缝翼向的20?40%处分割，成为活动段和固定段。所述的活动段位于该缝翼的前缘处。所述固定段通过所述前缘缝翼滑轨与主翼段相连，活动段与固定段之间通过铰链连接，使活动段能够绕固定段偏转s。。
[0008]在剖分所述前缘缝翼时，活动段的剖分面与固定段的剖分面均为斜面，该斜面自所述前缘缝翼的上表面至下表面有smax 2°的角度。
[0009]在所述活动段和固定段之间的缝隙处固定有橡胶块。所述橡胶块的一端粘贴在活动段的剖分面上，另一端粘贴在固定段的剖分面上，并且该橡胶块两端的粘贴点靠近该能够变形的前缘缝翼的下表面。
[0010]所述能够变形的前缘缝翼的活动段的偏转通过液压作动器实现。所述液压作动器的最大行程对应能够变形的前缘缝翼活动段非工作状态。液压作动器的最小行程对应能够变形的前缘缝翼活动段的最大偏转角度。
[0011]所述能够变形的前缘缝翼活动段的非工作状态为偏转角度δ =0° ;所述能够变形的前缘缝翼活动段的最大偏转角度s = δ_
[0012]本发明还提出了一种所述能够变形的飞机前缘缝翼的设计方法，具体过程是:
[0013]步骤1，确定前缘缝翼固定段在该前缘缝翼下表面的起始位置。
[0014]所述前缘缝翼固定段在该前缘缝翼下表面的位置点包括在前缘缝翼内端面的位置点和在前缘缝翼外端面的位置点，通过连接确定的前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的内端面的位置点与外端面的位置点得到所需的前缘缝翼固定段在该前缘缝翼下表面的起始位置。
[0015]具体过程是:
[0016]步骤1.1，确定前缘缝翼固定段在该前缘缝翼内端面的起始位置点。
[0017]位于前缘缝翼固定段的内端面一侧的前缘缝翼滑轨与该前缘缝翼下表面连接处的连接点为前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置点c内;该起始位置点c @靠近缝翼前缘一侧。
[0018]步骤1.2，确定外端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置点。
[0019]取外端面一侧前缘缝翼滑轨与前缘缝翼下表面连接处靠近缝翼前缘一侧的连接点，该点即为前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置点q。
[0020]步骤1.3，确定前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置。
[0021]将内端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置点cft与外端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置点q相连，所得连线即为能够变形的前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置。
[0022]步骤2，确定前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置。所述前缘缝翼固定段上表面的起始位置是，通过连接所述前缘缝翼固定段分别位于内端面上表面的起始位置点和外端面上表面的起始位置点得到。具体过程是:
[0023]步骤2.1，确定内端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置点。
[0024]前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置由所述前缘缝翼的弦向长度确定，具体是，作前缘缝翼内端面上的前缘点和后缘点的连线，并将该连线的长度定义为前缘缝翼的弦向长度lft。在前缘点&@和后缘点连线上，在距离前缘点&@为25% lft处作所述连线的垂线，并使该垂线与前缘缝翼上表面相交，得到交点为d内。此交点d内即为内端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置。如附图5a所示。
[0025]步骤2.2，确定外端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置点。
[0026]前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置由所述前缘缝翼的弦向长度确定，具体是，做前缘缝翼内端面上的前缘点a#和后缘点1^的连线，并将该连线的长度定义为前缘缝翼的弦向长度。在所述前缘点a#和后缘点1%连线上作垂线，该垂线在所述连线上的位置距离前缘点a#为25% 延长所述垂线与前缘缝翼上表面相交，得到交点。此交点即为外端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置。
[0027]步骤2.3，确定能够变形的前缘缝翼的固定段在前缘缝翼上表面的起始位置。
[0028]将步骤2.1和步骤2.2中得到的内端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置点与外端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置点连接，所得连线即为能够变形的前缘缝翼的固定段在前缘缝翼上表面的起始位置，此起始位置也是前缘缝翼活动段在前缘缝翼上表面的终止位置，连接活动段和固定段的铰链布置于该连线上。
[0029]步骤3，确定前缘缝翼活动段的最大偏转角度。
[0030]步骤3.1，确定固定外形前缘缝翼失速攻角时前缘缝翼的压力系数峰值。
[0031]通过现有流体力学数值模拟方法计算固定外形前缘缝翼的飞机流场，得到失速攻角下前缘缝翼展向对称面处的型面上的压力系数cp和型面的几何坐标(x，y)，进而得到压力系数cp与型面横坐标x/c的关系图，如附图8所示，c为型面在x方向的长度。压力系数cp的最小值，即压力系数峰值，记为cpmin。
[0032]压力系数cp的定义为:
[0033]cp = (p-pref) / (0.5* p *v2) ； (2)
[0034]其中:p为前缘缝翼型面上各坐标点的压力；pmf为相对压力，本实施例取标准大气压。
[0035]步骤3.2，确定前缘缝翼活动段的最大偏转角度。
[0036]前缘缝翼活动段的最大偏转角度δ max是根据固定外形的前缘缝翼的最大下调幅度λ cpmax确定；所述所述的固定外形的前缘缝翼的最大下调幅度λ cpmax为能够变形的前缘设计时，期望失速攻角下的前缘缝翼的压力系数峰值的最大下调幅度。
[0037]以前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面和上表面的起始位置的连线为界，将前缘缝翼的几何外形分为活动段和固定段两部分，通过迭代设计确定活动段绕铰链的顺时针最大偏转角度δ_;
[0038]步骤3.2.1，选择初始偏转角度
[0039]缝翼活动段偏转角度的初始值记为δ10
[0040]步骤3.2.2，通过数值模拟，确定第i次迭代时失速攻角状态下前缘缝翼的压力系数峰值变化。
[0041]选取的缝翼活动段偏转角度记为δ i，为前缘缝翼活动段偏转角度的迭代次数在第i次迭代时，将前缘缝翼活动段逆时针旋转δ i角度；同时第i次迭代过程得到的能够变形的前缘缝翼失速攻角下的压力系数峰值记为cpmin通过现有流体力学数值模拟方法计算偏角为δ i时能够变形的前缘缝翼的飞机流场，得到失速攻角下前缘缝翼展向对称面处的型面上的压力系数cp和型面的几何坐标(x，y)，进而得到偏转角度为δ i时能够变形的的前缘缝翼压力系数峰值cpmin i;并同时得到偏角为δ ^寸的能够变形的前缘缝翼压力系数峰值cpmin ,与固定外形的前缘缝翼失速攻角下的前缘缝翼压力系数峰值cp min的差值λ i；
[0042]acpi=cpminj-cpmin; (3)
[0043]步骤3.2.3，计算i 1次迭代设计时的偏转角度。
[0044]根据λ cpi的值，采用公式(4)确定迭代设计过程中下一次的偏转角度值δ i 1:
[0045]δ i 1= δ j (1-k* δ cpi/ δ cpmax) ； (4)
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