飞机后缘襟翼的制作方法

1.本实用新型涉及飞行器增升装置领域，具体地，本实用新型涉及一种飞机后缘襟翼。


背景技术：

2.飞机的升力主要随飞行速度和迎角进行变化。在大速度飞行时，较小的迎角即可使机翼产生足以维持飞行的升力；在小速度飞行或滑行时，则需要较大的迎角来产生足够的升力。然而，飞机的机翼形状被优化为更加适合巡航状态，这导致了在起飞和着陆时速度较小的情况下，即使增大到临界迎角，仍不足以使机翼产生足够的升力。因此，有必要在机翼上装设增升装置，从而缩短飞机在起飞和着陆阶段的地面滑跑距离，提升飞机的起飞、着陆和爬升性能。
3.增升装置主要包括前缘缝翼、前缘襟翼和后缘襟翼，其中，后缘襟翼位于主翼后缘，打开后可以有效增大机翼的弦长以及机翼弯度，进而提高飞机在中小迎角下的升力系数，改善飞机气动特性。然而，后缘襟翼处于大偏度状态时，如图3b和图4b所示，其头部(前缘侧)的压力系数峰值很高，容易在后缘襟翼上表面诱发流动分离，导致升力损失，同时可能引发襟翼振动，使得飞机的起飞/着陆性能降低，甚至可能出现无法满足飞机起飞/着陆要求的情况。
4.为了控制该流动分离，已知在后缘襟翼上表面安装涡流发生器、加装等离子体激励器等解决方案。涡流发生器实际上是以某一安装角垂直地安装在机体表面上的小展弦比小机翼，所以其在迎面气流中和常规机翼一样能产生翼尖涡，但是由于其展弦比小，因此翼尖涡的强度相对较强。这种高能量的翼尖涡与其下游的低能量边界层流动混合后，就把能量传递给边界层，使处于逆压梯度中的边界层流场获得附加能量后能够继续贴附在机体表面而不致分离。但是，作为外置附加装置，涡流发生器同时会带来阻力的增加，并且很难适应不同的工作状态。等离子激励器利用气体放电产生等离子体的过程中对流场施加的可控扰动，改变流场的速度和涡量边界条件，进而实现流动控制，改善流动分离的问题。但是，目前大部分采用的介质阻挡放电等离子激励器诱导流场速度有限，制约了该项技术的应用。因此，这些解决方案能够有效控制后缘襟翼上表面上的流动分离，但仍存在辅助机构复杂、维护成本高、工程应用受限等缺陷。
5.因此，需要提出一种改进的后缘襟翼，其能够解决上述现有技术中存在的问题和缺陷。


技术实现要素：

6.因此，本实用新型的目的在于提供一种改进的后缘襟翼，其在后缘襟翼上表面开设凹槽，使得改变了后缘襟翼上表面气流流向，从而在不增加附加装置的情况下延缓并减弱了流动分离现象。
7.根据本实用新型，提供了一种飞机的后缘襟翼，所述后缘襟翼能够被收纳在所述
飞机的襟翼舱中，所述后缘襟翼具有前缘侧、后缘侧、上表面和下表面，所述后缘襟翼的所述上表面具有凹槽，所述凹槽的位置布置成：当所述后缘襟翼收进所述襟翼舱中时，所述凹槽完全隐藏在所述襟翼舱中，当所述飞机在运动状态且所述后缘襟翼伸出所述襟翼舱时，气流流过所述凹槽。
8.根据本公开的再一方面，所述凹槽定位成至少部分地在所述后缘襟翼上的气流流动分离区域中。
9.根据本公开的再一方面，所述凹槽的展向宽度不超过所述后缘襟翼上的气流流动分离区域的展向宽度。宽度设置得过宽无益于减少气流流动分离区域中的流动分离，反而会由于过度改变后缘襟翼的结构而影响结构强度。
10.根据本公开的再一方面，所述凹槽的深度不低于所述后缘襟翼的前缘线所在水平面。过深的深度也对减少流动分离没有更显著的帮助，反而影响后缘襟翼的结构性能。
11.根据本公开的再一方面，所述凹槽的形状包括矩形、长圆形或卵形。较佳地，凹槽的形状为矩形。
12.根据本公开的再一方面，所述后缘襟翼包括一个或多个凹槽。在气流流动分离区域过宽的情况下，为了不显著影响后缘襟翼的结构，可以考虑设置多个凹槽。
13.根据本公开的再一方面，所述凹槽靠近所述后缘襟翼的所述前缘侧设置。
14.本实用新型还提出了一种飞机，所述飞机包括具有前述特征的后缘襟翼。
15.本实用新型在飞机后缘襟翼的上表面靠近前缘侧的位置设置凹槽，使得凹槽处的压力沿气流方向增大，而飞机向前运动时一部分气流可以沿凹槽流过后缘襟翼的上表面，引导气流方向，从而改善气流分离的现象。本实用新型仅通过部分地改变后缘襟翼的结构而非增加附加装置就达到了改善气流分离的目标，结构简单且成本较低、适用范围广，有较强的工程应用价值。
16.提供本实用新型内容来以简化形式介绍概念，以下具体实施方式中将进一步描述这些概念。本实用新型内容既不意在标识所要求保护的主题的关键特征或必要特征，也不意在用于限制所要求保护的主题的范围。通过以下对实施例的详细描述和附图，本实用新型的其它方面和优点将变得显而易见。
附图说明
17.为了更完全理解本实用新型，可参考结合附图来考虑示例性实施例的下述描述。附图并不意在将本实用新型限制于其所描绘的特定实施例，且不一定是按比例的。附图中：
18.图1是根据本实用新型较佳实施例的飞机后缘襟翼的一部分的俯视立体图；
19.图2是图1的飞机后缘襟翼的仰视立体图；
20.图3a是图1的飞机后缘襟翼的上表面的流向示意图；
21.图3b是现有技术的飞机后缘襟翼的上表面的流向示意图；
22.图4a是图1的飞机后缘襟翼的上表面的流向壁面剪切力示意图；
23.图4b是现有技术的飞机后缘襟翼的上表面的流向壁面剪切力示意图。
24.附图标记列表
25.10后缘襟翼
26.10’现有技术的后缘襟翼
27.101上表面
28.101’现有技术的上表面
29.102 下表面
30.103 前缘侧
31.104 后缘侧
32.2 凹槽
具体实施方式
33.本实用新型的对于具体实施方式的以下阐述参考附图，附图示出了其中可以实践本实用新型的特定实施例。实施例旨在充分详细地描述本实用新型的各方面，以使本领域技术人员能够实施本实用新型。在不脱离实用新型的范围的情况下，可以利用其它实施例并且可以进行改变。因此，以下关于具体实施方式的阐述不应被认为是限制性的。本实用新型的范围仅由所附权利要求书、以及权利要求书所涵盖的等同物的全部范围来限定。在所有附图和具体实施方式中使用相同的附图标记指代相同或相似的部件。
34.本文所使用的诸如“前”、“后”、“弦向”、“展向”之类的方位名词是基于后缘襟翼在工作状态下的定向而考虑的。具体地，“弦向”即沿后缘襟翼的前缘侧到其后缘侧的方向，“展向”即沿后缘襟翼的靠近飞机机身一侧到其远离飞机机身一侧的方向。
35.图1和图2示出了根据本实用新型较佳实施例的后缘襟翼10。如图所示，飞机的后缘襟翼10具有上表面101、下表面102、前缘侧103和后缘侧104。在非工作状态下，后缘襟翼10收纳到飞机的襟翼舱中；在飞机起飞/着陆时，后缘襟翼10伸出襟翼舱，增大机翼的弯度和弦向长度。在后缘襟翼10的上表面101的靠近前缘侧103的位置设置凹槽2，该凹槽2沿后缘襟翼的弦向长度延伸，即设置成当后缘襟翼10伸出襟翼舱时，流经飞机机身的气流流过凹槽2。这样的定向使得可以引导流经后缘襟翼10的表面的气流的一部分沿凹槽2流动，同时局部降低了后缘襟翼10的前缘侧的压力，从而改变后缘襟翼10的上表面的气流流向，延缓气流分离。
36.为了不影响飞机的总体气动性能，凹槽2的弦向长度定尺寸成当后缘襟翼10收进襟翼舱中时，凹槽2完全隐藏在襟翼舱中，较佳地，定尺寸成等于或略微小于后缘襟翼10的收入襟翼舱中的部分的弦向长度。而为了避免影响后缘襟翼10的结构强度，也应当对凹槽2的深度进行限制。根据本实用新型较佳实施例，将凹槽2的深度限制成不低于如图2所示的后缘襟翼10的前缘侧103的前缘线所在的水平面。为了达到较佳的气流控制效果，凹槽2定位成至少部分地位于后缘襟翼10上的气流流动分离区域中，并且其展向宽度不超过该区域的展向宽度。
37.图3a和图3b比较了根据本实用新型的后缘襟翼10和现有技术的后缘襟翼10'的上表面流向，图4a和图4b比较了根据本实用新型的后缘襟翼10和现有技术的后缘襟翼10’的上表面的流向壁面剪切力。可以观察到，在气流流动分离区域中设置展向宽度基本等于该区域宽度的凹槽2，使得与现有技术的后缘襟翼10’相比较，凹槽2处的头部的壁面剪切力减小、随后沿流向增大，从而使得后缘襟翼10的上表面气流流动分离延缓且减弱。然而，在气流流动分离区域较宽的情况下，例如其宽于后缘襟翼10的上表面101的三分之一，设置具有对应宽度的凹槽2会显著影响后缘襟翼10的结构强度，因此，可以考虑设置两个及以上的凹
槽2以分区段地控制气流。根据本实用新型的较佳实施例，凹槽2定形状成矩形，但本实用新型不限于此，也可以设想适于引导气流的其它形状，例如长圆形或卵形。
38.本实用新型的后缘襟翼在其上表面设置凹槽，使得凹槽处的壁面剪切力先降低后沿流向方向增大、引导流经后缘襟翼的气流的一部分沿该凹槽流动，从而延缓并减弱气流流动分离。该改进的后缘襟翼不增设任何附加装置，且具有显著的改善效果，解决了现有技术辅助机构复杂、维护成本高、工程应用受限的缺陷。
39.如本文所用，术语“包括”、“包含”、“具有”或其任何另外的变型，旨在涵盖非排他性的包含。例如，包括一系列元素的方法、物品或设备并不一定仅限于这些元素，还可能包括未明确列出的或这种方法、物品或设备所固有的其他元素。
40.本实用新型并不局限于上述实施例，上述实施例仅仅是示意性的而非限制性的。本领域技术人员在本实用新型的启示下，在不脱离本实用新型宗旨和权利要求所保护的范围情况下，可以做出任何可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对上述实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本实用新型权利要求所界定的保护范围之内。

技术特征：
1.一种飞机后缘襟翼，所述后缘襟翼能够被收纳在所述飞机的襟翼舱中，所述后缘襟翼具有前缘侧、后缘侧、上表面和下表面，其特征在于，所述后缘襟翼的所述上表面具有凹槽，所述凹槽的位置布置成，当所述后缘襟翼收进所述襟翼舱中时，所述凹槽完全隐藏在所述襟翼舱中，当所述飞机在运动状态且所述后缘襟翼伸出所述襟翼舱时，气流流过所述凹槽。2.根据权利要求1所述的后缘襟翼，其特征在于，所述凹槽定位成至少部分地在所述后缘襟翼上的气流流动分离区域中。3.根据权利要求1或2所述的后缘襟翼，其特征在于，所述凹槽的展向宽度不超过所述后缘襟翼上的气流流动分离区域的展向宽度。4.根据权利要求1所述的后缘襟翼，其特征在于，所述凹槽的深度不低于所述后缘襟翼的前缘线所在水平面。5.根据权利要求1所述的后缘襟翼，其特征在于，所述凹槽的形状包括矩形、长圆形或卵形。6.根据权利要求1所述的后缘襟翼，其特征在于，所述后缘襟翼包括一个或多个凹槽。7.根据权利要求1所述的后缘襟翼，其特征在于，所述凹槽靠近所述后缘襟翼的所述前缘侧设置。8.一种飞机，其特征在于，所述飞机具有根据权利要求1-7中任一项所述的后缘襟翼。

技术总结
一种飞机的后缘襟翼，其能够被收纳在所述飞机的襟翼舱中，该后缘襟翼具有前缘侧、后缘侧、上表面和下表面，该后缘襟翼的上表面具有凹槽，凹槽的位置布置成，当后缘襟翼收进襟翼舱中时，凹槽完全隐藏在襟翼舱中，当飞机在运动状态且后缘襟翼伸出襟翼舱时，气流流过凹槽。所提出的后缘襟翼在不增加附加装置的情况下延缓并减弱后缘襟翼上表面的气流流动分离，结构简单、成本低，具有较高的工程应用性。具有较高的工程应用性。具有较高的工程应用性。


技术研发人员：韦晓蓉 孔凡 蔡锦阳
受保护的技术使用者：中国商用飞机有限责任公司
技术研发日：2023.01.18
技术公布日：2023/5/13