一种飞机开缝襟翼设计方法
【专利摘要】本发明属于民用飞机气动布局设计领域，涉及一种飞机开缝襟翼设计方法。本发明包含：计算起降状态下机翼上表面的气流分离点，在分离点后取一点A做为襟翼和主翼的分界点；机翼下表面A点前0.65倍弦长处取一点B，设计作为襟翼前缘的AB曲线，同时协同设计整个襟翼的转轴中心O点，使得襟翼放下时主翼后缘和襟翼前缘之间形成收缩空气通道，使下表面气流流过间隙后吹除；利用CFD手段计算优化设计；通过设计加工风洞试验模型和进行风洞试验研究，确认。通过本技术设计的后缘开缝襟翼能保证飞机在起飞和着陆阶段使襟翼偏转一定的角度，在较低的速度下提供尽可能大的升力。
【专利说明】 一种飞机开缝襟翼设计方法
【技术领域】
[0001]本发明属于民用飞机气动布局设计领域，涉及一种飞机开缝襟翼设计方法。
【背景技术】
[0002]飞机起飞着陆的速度越低，越有利于飞行安全。根据相关适航条例，超轻型飞机的最小失速速度仅为72公里每小时。为了达到设计要求，必须采用襟翼设计来增大升力系数。
【发明内容】
[0003]本发明所要解决的技术问题是:针对超轻型飞机，提供一种有效的开缝增升襟翼涉及方法，能够在飞机起降阶段提高升力，并且通过计算和风洞试验证明这种开缝襟翼有显著的增升效果。
[0004]本发明的技术问题是:一种飞机开缝襟翼设计方法，其特征为所述方法包含以下步骤:
[0005]步骤一，计算起降状态下机翼上表面的气流分离点，在分离点后取一点八做为襟翼和主翼的分界点；
[0006]步骤二，机翼下表面八点前0.65倍弦长处取一点8，设计作为襟翼前缘的八8曲线，同时协同设计整个襟翼的转轴中心0点，使得襟翼放下时主翼后缘和襟翼前缘之间形成收缩空气通道，使下表面气流流过间隙后吹除；所述0点在机翼翼型外部，使得襟翼转动时能够问时后退；
[0007]步骤三，利用(^0手段计算优化设计，根据计算结果返回步骤二人工分析优化设计，如此迭代给出最终的襟翼设计方案；
[0008]步骤四，通过设计加工风洞试验模型和进行风洞试验研宄，确认。
[0009]本发明的有益效果在于:通过本技术设计的后缘开缝襟翼能保证飞机在起飞和着陆阶段使襟翼偏转一定的角度，在较低的速度下提供尽可能大的升力。
【专利附图】
【附图说明】
[0010]图1是襟翼形状和转轴位置及三个偏转位置示意图。
[0011]图2是不同襟翼偏转角下的升力系数比较示意图(风洞试验结果
【具体实施方式】
[0012]下面通过具体的实施例并结合附图对本发明作进一步详细的描述。
[0013]步骤一，利用几服阶软件计算狀1？飞机起降状态下(分别计算了 96.5公里/小时和72公里/小时速度下的两种状态)机翼上表面的气流分离点，在分离点后选择适当的点做为襟翼的起点八(针对8X1？飞机八点为0.785倍弦长的地方)；
[0014]步骤二，在8X1？飞机机翼翼型下表面选取一点8(0.65倍弦长)，设计作为襟翼前缘的八8曲线(图1中主机翼和襟翼分离面部分的曲线)，同时协同设计整个襟翼的转轴中心0点(0点在机翼翼型外部，使得襟翼转动时能够同时后退。8X1？飞机上最终0点的坐标为(0.73,0.19)单位为机翼弦长)，使得襟翼放下时主翼后缘和襟翼前缘之间形成收缩空气通道，使下表面气流流过间隙后吹除；
[0015]步骤三，利用(^0手段计算优化设计，给出最终的襟翼设计方案。此狀1？飞机实例步骤二中给出的数据即为经过步骤二和步骤三迭代优化后的最终结果；
[0016]步骤四，通过设计加工风洞试验模型和进行风洞试验研宄，确认。
[0017]狀1？飞机设计了转轴在翼型外部的开缝襟翼，襟翼翼型和主机翼后缘外形曲线经过精心设计，转轴位置也经过精心调整。
[0018]最终的襟翼弦长315.3臟，最大厚度60111111，展向长度2807111111。
[0019]通过本技术设计的襟翼明显增加了飞机起降构型的升力系数，根据风洞试验结果，襟翼无偏转时最大升力系数为1.358，襟翼偏转20。时最大升力系数为2.018，升力系数明显增加，增加0.66。
[0020]经过配平修正，最终8X1？飞机襟翼无偏转时失速速度为82公里/小时，襟翼偏转20。失速速度为67公里/小时。满足适航条例关于超轻型飞机失速速度的要求(分别为96.5公里/小时和72公里/小时)。
【权利要求】
1.一种飞机开缝襟翼设计方法，其特征为所述方法包含以下步骤: 步骤一，计算起降状态下机翼上表面的气流分离点，在分离点后取一点A做为襟翼和主翼的分界点； 步骤二，机翼下表面A点前0.65倍弦长处取一点B，设计作为襟翼前缘的AB曲线，同时协同设计整个襟翼的转轴中心O点，使得襟翼放下时主翼后缘和襟翼前缘之间形成收缩空气通道，使下表面气流流过间隙后吹除；所述O点在机翼翼型外部，使得襟翼转动时能够同时后退； 步骤三，利用CFD手段计算优化设计，根据计算结果返回步骤二人工分析优化设计，如此迭代给出最终的襟翼设计方案； 步骤四，通过设计加工风洞试验模型和进行风洞试验研宄，确认。
【文档编号】B64F5/00GK104494843SQ201410667915
【公开日】2015年4月8日 申请日期:2014年11月19日 优先权日:2014年11月19日
【发明者】潘英 申请人:中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所