專利名稱：可變平板式仿生前緣襟翼裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種可變平板式仿生前緣襟翼及其配套的伸縮裝置，可以有效提高飛行器的使用攻角和機動性能，屬于仿生流動控制領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
飛機通過增加飛機的攻角，即機翼與來流之間的夾角來增大升力。但當攻角增大到一定范圍后，機翼上表面的流動會出現(xiàn)分離，使升力系數(shù)急劇下降、阻力系數(shù)急劇上升， 即發(fā)生所謂“失速”現(xiàn)象，從而危害飛行安全。為了防止失速帶來的飛行安全問題，一般的做法是限制軍/民用飛機的使用攻角，即不允許飛機飛行在安全攻角的范圍之外，因此，提高安全攻角范圍可以保障飛機的安全。對于一些需要做特技飛行或具有超機動空戰(zhàn)能力的飛機而言，其將不可避免的飛行在安全攻角范圍之外，為了保障飛行安全和增加機動性能， 需要防止失速后升力系數(shù)突然下降的現(xiàn)象并增加失速之后的升力系數(shù)?，F(xiàn)有提高飛機安全攻角并增加大攻角下升力系數(shù)的技術(shù)包括渦流發(fā)生器、推力矢量等，但它們都有些不可克服的缺點。如渦流發(fā)生器會增加飛機巡航狀態(tài)的阻力，推力矢量技術(shù)復雜等。仿生前緣是近幾年興起的一種被動流動控制技術(shù)。該技術(shù)模仿海洋中座頭鯨的鰭肢，已有研究表明座頭鯨鰭肢上具有類正弦曲線的特殊波狀前緣能夠改善其大攻角機動性能，機理在于能延緩直機翼的失速過程，使升力系數(shù)曲線平滑且較大程度提高機翼失速之后的升力系數(shù)?，F(xiàn)有仿生前緣技術(shù)通常完全模擬座頭鯨鰭肢波狀前緣的三維形態(tài)，即將傳統(tǒng)直機翼或后掠翼前緣直接加工成三維波狀形態(tài)，雖然能夠在一定程度下增加失速攻角并提高失速后的升力系數(shù)，但是增加了巡航阻力，同時提高了加工復雜度和制造成本。本發(fā)明使用二維鋸齒狀平板替代這種直接加工的三維仿生前緣，并能自由收放在大攻角狀態(tài)下伸展，提高升力、延緩失速；在小攻角下收入機翼內(nèi)部，不增加額外阻力。而且具有安裝方便、工藝簡單、成本低廉的優(yōu)點。
發(fā)明內(nèi)容
(1)目的本發(fā)明的目的在于解決傳統(tǒng)三維波狀仿生前緣增加巡航時的阻力并且加工困難問題，發(fā)明了一種新的可變平板式仿生前緣襟翼裝置，在不增加巡航狀態(tài)飛行阻力的情況下，改善飛機的失速性能，增加其在失速后的升力系數(shù)，而且加工安裝簡單方便。(2)技術(shù)方案本發(fā)明一種可變平板式仿生前緣襟翼裝置，是由仿生前緣襟翼、前緣襟翼收納腔和伸縮作動機構(gòu)三部分構(gòu)成。仿生前緣襟翼放置于機翼前緣的前緣襟翼收納腔內(nèi)并與伸縮作動機構(gòu)連接。伸縮作動機構(gòu)由微型步進電機驅(qū)動的齒輪齒條機構(gòu)帶動，能使仿生前緣襟翼自由伸展和回收，如圖1所示。所述的仿生前緣襟翼由金屬薄板材加工成形，其前端側(cè)具有正弦曲線或類似正弦曲線的形狀；該正弦曲線或類似正弦曲線具有波長和振幅兩個參數(shù)，通過改變這兩個參數(shù)能獲得性能各不相同的仿生前緣襟翼；所述的前緣襟翼收納腔，其形狀是一矩形槽，該矩形槽沿著翼型的弦線方向，從翼型頭部往后延伸，用于收納仿生前緣襟翼，并使仿生前緣襟翼能在前緣襟翼收納腔中沿弦向自由滑動。其中，該仿生前緣襟翼放置于機翼前緣的前緣襟翼收納腔內(nèi)，其放置的方向是使具有正弦曲線或類似正弦曲線形狀的一端朝外(即朝前)。其中，所述的通過改變這兩個參數(shù)，即改變正弦曲線或類似正弦曲線的波長和振幅兩個參數(shù)，是指改變其中一個或兩個同時改變。其中，所述的正弦曲線或類似正弦曲線的仿生前緣襟翼，其波長W為機翼弦長的 5% -60%，振幅A小于機翼弦長的10%。所述的伸縮作動機構(gòu)，是由放置在機翼內(nèi)部的微型步進電機經(jīng)過一級減速齒輪減速，驅(qū)動齒條并帶動所述仿生前緣襟翼在所述前緣襟翼收納腔中滑動的機構(gòu)。該伸縮作動機構(gòu)由步進電機、一級減速齒輪、齒條和連接件組成。其中步進電機安放在機翼中，與一級減速齒輪的高速端嚙合；齒條放置在機翼上的滑槽中，與一級減速齒輪的低速端嚙合。齒條通過連接件和仿生前緣襟翼相連。該伸縮作動機構(gòu)一共兩套，在機翼的兩端對稱放置，兩個步進電機同步運動，保證仿生前緣襟翼伸縮時始終與前緣平行。本發(fā)明一種可變平板式仿生前緣襟翼裝置，其優(yōu)點和功效是飛機在巡航狀態(tài)下飛行時，仿生前緣襟翼收入前緣襟翼收納腔中，不增加額外阻力。對氣動性能不產(chǎn)生影響；飛機在大攻角下或者進行機動飛行時，由步進電機帶動伸縮作動機構(gòu)將仿生前緣襟翼伸出，改變機翼的氣動性能，提高飛機在失速攻角后的升力系數(shù)，防止突然失速導致的飛行安全事故，提高飛機的機動性能。
圖1為本發(fā)明的仿生前緣襟翼和伸縮作動機構(gòu)在機翼上的安裝示意2為圖1的部分放大3(a)、(b)和(C)為本發(fā)明仿生前緣襟翼前側(cè)三組不同波長與振幅的正弦曲線或類似正弦曲線示意4為本發(fā)明伸縮裝置傳動示意5為本發(fā)明仿生前緣襟翼收回與伸展時的升力系數(shù)曲線的對比圖中具體標號和符號說明如下1、機翼，1'、前緣襟翼收納腔2、仿生前緣襟翼，3、連接件，4、齒條，5、一級減速齒輪， 6、步進電機， 7、滑槽A代表振幅，W代表波長
具體實施例方式下面結(jié)合附圖及實施例，對本發(fā)明的技術(shù)方案做進一步的說明。如圖1所示，本發(fā)明一種可變平板式仿生前緣襟翼裝置，由仿生前緣襟翼O)、前緣襟翼收納腔(I')和伸縮作動機構(gòu)三部分構(gòu)成。仿生前緣襟翼(2)放置于機翼前緣的前緣襟翼收納腔(I')中，與伸縮作動機構(gòu)連接。該伸縮作動機構(gòu)由微型步進電機(6)驅(qū)動的一級減速齒輪(5)齒條(4)機構(gòu)帶動，能使仿生前緣襟翼O)自由伸展和回收。如圖2所示，為前緣襟翼收納腔(I')的局部放大示意圖，其為沿著翼型的弦線方向朝翼型頭部的矩形開口，用于收納仿生前緣襟翼O)。仿生前緣襟翼(2)放置于機翼(1) 上的前緣襟翼收納腔(1')中并能在其中自由前后滑動；當其滑到底時，剛好能完全收入機翼(1)中。仿生前緣襟翼(2)由硬鋁薄板材制成，其前緣加工成正弦曲線或類似形狀，具有波長和振幅兩個獨立的參數(shù)。如圖3(a)、(b)和(c)所示，A為振幅，W為波長。通過單獨改變振幅A和波長W這兩個參數(shù)可以得到不同性能的前緣，具體可根據(jù)使用條件來確定波長W—般為機翼弦長的5% -60%，振幅A—般小于機翼弦長的10%。伸縮作動機構(gòu)由步進電機(6)、一級減速齒輪(5)、齒條(4)和連接件(3)組成，如圖4所示。兩套相同的伸縮作動機構(gòu)(6)在機翼(1)兩側(cè)對稱放置，同步運動。驅(qū)動信號輸入至步進電機(6)，帶動一級減速齒輪( 轉(zhuǎn)動。齒條(4)放置在機翼的滑槽(7)中，在一級減速齒輪( 的帶動下在滑槽(7)中向前或向后運動；齒條(4)通過連接件(3)連接至仿生前緣襟翼O)，帶動仿生前緣襟翼O)自由回收和伸展。當飛機在小攻角巡航狀態(tài)下飛行時，仿生前緣襟翼( 完全收入機翼(1)的前緣襟翼收納腔(1')中，不對氣動性能產(chǎn)生任何影響；當飛機在大攻角狀態(tài)飛行時，仿生前緣襟翼(2)在伸縮作動機構(gòu)的帶動下向機翼外部伸展，延緩失速的過程，保障飛行安全。如圖5所示，為安裝可變平板式仿生前緣襟翼裝置、具有NACA0015翼型的直機翼。 平板式仿生前緣襟翼的波長W為機翼弦長的27 %，振幅A為機翼弦長的10 %。當仿生前緣襟翼(2)收起時，機翼(1)在18°攻角時失速，升力系數(shù)突然下降了 45. 4%;而如果在17° 攻角時將可變仿生前緣襟翼(2)伸展其振幅的25%，當攻角進一步增大時，升力系數(shù)并不是突然下降，而是緩慢變化，這樣可以避免突然失速帶來的事故。而且在18°攻角時，仿生前緣襟翼O)打開時的升力系數(shù)要比未打開時的升力系數(shù)大62.3%，起到了很好的增升效果，提高了飛機大攻角下的機動性能。當飛機結(jié)束大攻角飛行后，伸縮作動機構(gòu)將仿生前緣襟翼O)收入機翼(1)內(nèi)部，不產(chǎn)生額外的阻力，保證飛機良好的巡航性能。
權(quán)利要求
1.一種可變平板式仿生前緣襟翼裝置，其特征在于它是由仿生前緣襟翼、前緣襟翼收納腔和伸縮作動機構(gòu)三部分構(gòu)成；仿生前緣襟翼放置于機翼前緣的前緣襟翼收納腔內(nèi)并與伸縮作動機構(gòu)連接；伸縮作動機構(gòu)由微型步進電機驅(qū)動的齒輪齒條機構(gòu)帶動，能使仿生前緣襟翼自由伸展和回收；所述的仿生前緣襟翼是由金屬薄板材加工成形，其前端側(cè)具有正弦曲線或類似正弦曲線的形狀；該正弦曲線或類似正弦曲線具有波長和振幅兩個參數(shù)，通過改變這兩個參數(shù)能獲得性能各不相同的仿生前緣襟翼；所述的前緣襟翼收納腔，其形狀是一矩形槽，該矩形槽沿著翼型的弦線方向，從翼型頭部往后延伸，用于收納仿生前緣襟翼，并使仿生前緣襟翼能在前緣襟翼收納腔中沿弦向自由滑動；所述的伸縮作動機構(gòu)，是由放置在機翼內(nèi)部的微型步進電機經(jīng)過一級減速齒輪減速， 驅(qū)動齒條并帶動仿生前緣襟翼在前緣襟翼收納腔中滑動的機構(gòu)；該伸縮作動機構(gòu)由步進電機、一級減速齒輪、齒條和連接件組成；其中步進電機安放在機翼中，與一級減速齒輪的高速端嚙合；齒條放置在機翼上的滑槽中，與一級減速齒輪的低速端嚙合；齒條通過連接件和仿生前緣襟翼相連。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種可變平板式仿生前緣襟翼裝置，其特征在于所述的仿生前緣襟翼放置于機翼前緣的前緣襟翼收納腔內(nèi)，其放置的方向是使具有正弦曲線或類似正弦曲線形狀的一端朝外。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種可變平板式仿生前緣襟翼裝置，其特征在于所述的通過改變這兩個參數(shù)，即改變正弦曲線或類似正弦曲線的波長和振幅兩個參數(shù)，是指改變其中一個。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種可變平板式仿生前緣襟翼裝置，其特征在于所述的通過改變這兩個參數(shù)，即改變正弦曲線或類似正弦曲線的波長和振幅兩個參數(shù)，是指兩個參數(shù)都改變。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種可變平板式仿生前緣襟翼裝置，其特征在于所述的正弦曲線或類似正弦曲線的仿生前緣襟翼，其波長(W)為機翼弦長的5% -60%，振幅㈧小于機翼弦長的10%。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種可變平板式仿生前緣襟翼裝置，其特征在于所述的伸縮作動機構(gòu)有兩套，在機翼的兩端對稱放置，兩個步進電機同步運動，保證仿生前緣襟翼伸縮時始終與前緣平行。
全文摘要
一種可變平板式仿生前緣襟翼裝置，由仿生前緣襟翼、前緣襟翼收納腔和伸縮作動機構(gòu)構(gòu)成；仿生前緣襟翼置于機翼前緣的前緣襟翼收納腔內(nèi)并與伸縮作動機構(gòu)連接；伸縮作動機構(gòu)由微型步進電機驅(qū)動的齒條機構(gòu)帶動；該仿生前緣襟翼具有類似正弦曲線形狀，改變波長和振幅兩個參數(shù)能獲得性能各不相同的仿生前緣襟翼；該前緣襟翼收納腔用于收納仿生前緣襟翼。該伸縮作動機構(gòu)由步進電機、一級減速齒輪、齒條和連接件組成；其中步進電機安放在機翼中，與一級減速齒輪的高速端嚙合；齒條放置在機翼上的滑槽中，與一級減速齒輪的低速端嚙合；齒條通過連接件和仿生前緣襟翼相連。它提高了飛機在失速攻角后的升力系數(shù)，大大提高了飛機的機動性能。
文檔編號B64C9/22GK102407939SQ20111029955
公開日2012年4月11日 申請日期2011年9月30日 優(yōu)先權(quán)日2011年9月30日
發(fā)明者潘翀, 王晉軍, 陳皇 申請人:北京航空航天大學