飞机机翼及飞行器的制作方法

本实用新型属于飞行器设计领域，具体是一种用于单缝襟翼的飞机机翼及飞行器。
背景技术：
：飞机在进行机翼气动设计时，一方面要考虑巡航飞行时的性能；另一方面在起飞和着陆时，要尽可能降低飞行速度，缩短滑跑距离，这通常意味着机翼要有较大的升力系数，因此，机翼在设计时需要加装活动面，即增升装置。增升装置通常根据它们在机翼上的位置而分为前缘增升装置和后缘增升装置，本专利的研究方向为后缘增升装置。常见的后缘增升装置有简单襟翼、开裂襟翼、富勒襟翼、双缝襟翼以及多缝襟翼，在对飞机进行机翼设计时，单缝襟翼由于其运动机构简单、结构重量低、利于气动优化等优点，应用较为广泛。通过调研现有的研究文献可以发现，传统的飞机增升装置在设计过程中主要分为两个部分，首先通过气动计算得到机翼的缝道参数、偏转角度等参数，然后再设计一种结构使其能够达到气动设计的要求。这种设计方式有时会产生结构和气动不匹配的结果，导致机翼气动效率降低、偏转时结构干涉等问题。因此，对后缘襟翼进行气动/结构一体化设计是非常有必要的。技术实现要素：(一)要解决的技术问题有鉴于此，本实用新型的目的在于提供一种飞机机翼及飞机，以至少部分解决上述的技术问题。(二)技术方案根据本实用新型的一方面，提供一种飞机机翼，其中，包括主机翼、单缝襟翼、第一连杆l1和第二连杆l2，主机翼底部后缘a点固定连接所述第一连杆l1的一端，所述第一连杆与垂直方向呈夹角α，第一连杆长度为l，第一连杆的另一端o点与第二连杆l2的一端铰链连接，第二连杆l2的另一端固定于所述单缝襟翼下方，第二连杆配置为绕o点旋转，旋转最大角度为夹角β，而且，所述夹角α介于0°至50°之间，第一连杆长度l与飞机机翼弦长的比为1∶(8-12)，所述夹角β介于15°至45°之间。在进一步的实施方案中，所述第二连杆l2的另一端固定于所述单缝襟翼的底部中点处。在进一步的实施方案中，所述单缝襟翼配置为在第二连杆的带动下旋转下偏，自由度为1。在进一步的实施方案中，所述单缝襟翼现场与飞机机翼弦长的比为1∶4。在进一步的实施方案中，所述夹角α介于10°至45°之间，第一连杆长度l与飞机机翼弦长的比为1∶(9-11)，所述夹角β介于20°至35°之间。在进一步的实施方案中，所述夹角α介于40°至45°之间，第一连杆长度l与飞机机翼弦长的比为1∶(9-11)，所述夹角β介于25°至35°之间。在进一步的实施方案中，所述夹角α介于44至45°之间，第一连杆长度1与飞机机翼弦长的比为1∶(9.5-10.5)，所述夹角β介于28°至32°之间.根据实用新型的再一方面，还提供一种飞行器，包括以上所述的飞机机翼。(三)有益效果本实用新型确定的飞机机翼，升力系数和升阻比均有较大提升。附图说明图1是本实用新型实施例的飞机机翼整体示意图；图2是本实用新型实施例的用于单缝襟翼的飞机机翼的确定方法流程示意图；图3是图2所示流程示意图中网格划分示意图。具体实施方式在下文中，将提供一些实施例以详细说明本实用新型的实施方案。本实用新型的优点以及功效将通过本实用新型下述内容而更为显著。在此说明所附附图简化过且作为例示用。附图中所示的组件数量、形状及尺寸可依据实际情况而进行修改，且组件的配置可能更为复杂。本实用新型中也可进行其他方面的实践或应用，且不偏离本实用新型所定义的精神及范畴的条件下，可进行各种变化以及调整。而且，说明书与权利要求书所使用的序数例如“第一”、“第二”等用词，以修饰请求保护的元件，其本身并不包含及代表该元件有任何之前的序数，也不代表某一元件与另一元件的顺序或是制造方法上的顺序，这些序数的使用仅用来使具有某命名的一元件得以和另一具有相同命名的元件能作出清楚区分。为解决上述现有技术提到的问题，本实用新型实施例提出一种用于单缝襟翼的飞机机翼的确定方法，该方法的核心是将襟翼结构尺寸和襟翼气动性能进行一体化设计，结构简单、控制变量少、利于气动优化。根据本实用新型的基本构思，提供一种飞机机翼的确定方法，其中，包括：设计飞机机翼模型，包括确定主机翼、单缝襟翼、第一连杆l1和第二连杆l2，主机翼底部后缘a点固定连接所述第一连杆l1的一端，所述第一连杆与垂直方向呈夹角α，第一连杆长度为l，第一连杆的另一端o点与第二连杆l2的一端铰链连接，第二连杆l2的另一端固定于所述单缝襟翼下方，第二连杆配置为绕o点旋转，旋转最大角度为夹角β；基于有限元软件对飞机机翼模型进行网格划分；计算单缝襟翼的气动力参数；根据任务要求筛选满足设定气动力参数条件的飞机机翼。图1是本实用新型实施例的飞机机翼整体示意图；如图1所述，单缝襟翼连接结构包括两根连杆l1、l2，两根连杆的顶端分别固定在主翼后缘a点和襟翼b点上，两根连杆的尾端之间通过铰链连接，连接点为o。在设计分析时，将主翼看作固定不动的刚体，襟翼便可在连杆l2的带动下实现绕o点的旋转下偏运动，且自由度为1(设计为仅能绕o点进行旋转运动)，满足设计需求。襟翼一体化设计的控制变量由以下参数组成：1)连杆l1与垂直方向的夹角α；2)连杆l1长度l；连杆l2绕o点的旋转角度β。由于襟翼旋转时的中心位置o通过α和l已经确定，因此l2的长度(b点位置)不影响襟翼旋转后的气动外形，所以在进行后续优化工作时，都将b点位置固定在襟翼下方中点处。一种具体的机翼设置参数可以为：主翼和襟翼的总长度为c，襟翼弦长为0.25c，襟翼连接结构由两根连杆l1、l2构成，两根连杆的顶端分别固定在主翼后缘a点和襟翼b点上，两根连杆的尾端之间通过铰链连接，连接点为o。在设计分析时，将主翼看作固定不动的刚体，襟翼便可在连杆l2的带动下实现绕o点的旋转下偏运动，且自由度为1，满足设计需求。图2是本实用新型实施例的用于单缝襟翼的飞机机翼的确定方法流程示意图；参见图2所示，随后的参数优化(也就是确定特定的飞机机翼)可以分为四个步骤：第一步，在有限元软件上根据不同的α、l、β编译得到不同的襟翼外形；第二步，在建模软件上划分结构网格；第三步，计算单缝襟翼的气动力参数；第四部，将翼型升力系数和升阻比作为优化目标进行循环迭代，筛选出气动效率高的襟翼外形，完成整个优化流程。具体的，各步骤可以按照如下方式实施：在第一步中，例如可以利用matlab软件(现有技术已有软件)，再根据不同的α、l、β编译得到不同的襟翼外形，可以设置初始值为α＝10°、l＝0.05c、β＝10°，这里的三个参数是襟翼外形的主要设计参数而且对于飞行器的飞行参数以及气动优化具有重要影响，申请人选择特定的参数也是通过反复试验及仔细考虑后确定的相应变量，在少控制参数减少计算量的前提下，仍然能够准确完成后续气动优化；在第二步中，例如可以在icem软件(现有技术已有的有限元软件)上进行网格划分，图3是图2所示流程示意图中网格划分示意图，如图3所示，网格划分时可以采用全结构网格，远场前方、上方、下方距离为30倍弦长，后方距离为40倍弦长，第一层网格高度为10-5倍弦长。在第三步中，计算单缝襟翼的气动力参数可以包括将网格文件导入fluent软件，设置飞行工况、收敛条件、迭代步数等参数并完成相关气动计算；具体的，进行fluent计算时，该部分主要完成襟翼气动力计算的工作，设定飞行速度v＝25m/s，高度h＝1km，收敛残差err＜0.001；对于第四步，其为结果筛选过程，从前述步骤中已经得到计算的数据，将该结果与任务要求进行比对，该实施例中的任务要求为8度迎角时翼型的升力系数不小于2.7，升阻比不小于60，并在此基础上将升力系数和升阻比同时达到最大设为优化目标，反复迭代，得到单缝襟翼最终优化后的气动/结构外形。当然任务要求也可以根据实际的机型和实际需求有所变化，但该任务要求中的维度应该包括迎角、升力系数和升阻比。优化后参数值例如分别为α＝45°、l＝0.1c、β＝30°，并将8°迎角时的升力系数和升阻比进行比对，结果如表1所示，可以看到，优化襟翼的升力系数比原始襟翼提升了10.00％，升阻比提升了52.18％，优化效果明显。表1升力系数升阻比原始襟翼2.6051.23优化襟翼2.8677.96以上仅仅是示例性的参数点值，申请人发现，将所述夹角α设置于0°至50°之间，将第一连杆长度l与飞机机翼弦长的比设置为1∶(8-12)，将夹角β设置于15°至45°之间，对应的优化效果仍然很明显。因此，相对应的，本实用新型实施例还提供一种飞机机翼，其中，包括主机翼、单缝襟翼、第一连杆l1和第二连杆l2，主机翼底部后缘a点固定连接所述第一连杆l1的一端，所述第一连杆与垂直方向呈夹角α，第一连杆长度为l，第一连杆的另一端o点与第二连杆l2的一端铰链连接，第二连杆l2的另一端固定于所述单缝襟翼下方，第二连杆配置为绕o点旋转，旋转最大角度为夹角β，而且，所述夹角α介于0°至50°之间，第一连杆长度l与飞机机翼弦长的比为1∶(8-12)，所述夹角β介于15°至45°之间。可选的，该夹角α介于10°至45°之间，第一连杆长度l与飞机机翼弦长的比为1∶(9-11)，所述夹角β介于20°至35°之间。进一步的可选的，该夹角α介于40°至45°之间，第一连杆长度l与飞机机翼弦长的比为1∶(9-11)，所述夹角β介于25°至35°之间。以上所述的具体实施例，对本实用新型的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，应理解的是，以上所述仅为本实用新型的具体实施例而已，并不用于限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。当前第1页12