本發(fā)明涉及一種適用于多翼面飛機(jī)布局的氣動(dòng)力和力矩控制方法，具體是通過在多翼面飛機(jī)特定部位施加擾流片(本發(fā)明稱之為格尼襟翼)，改變飛機(jī)的氣動(dòng)力及氣動(dòng)力矩，達(dá)到提高飛機(jī)氣動(dòng)性能并改善其操縱性能的效果，屬于流動(dòng)被動(dòng)控制技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

眾所周知，飛機(jī)的增升裝置一直是飛機(jī)設(shè)計(jì)者非常重視的問題，因?yàn)樵錾b置的氣動(dòng)性能直接關(guān)系到飛機(jī)的起飛和降落性能。飛機(jī)主要的增升裝置是襟翼，但是襟翼的結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，流動(dòng)特性也極為復(fù)雜，想要通過研究設(shè)計(jì)一種高性能的襟翼來增加飛機(jī)的升力，將會(huì)非常困難。如果能夠通過在飛機(jī)機(jī)翼上安裝一種結(jié)構(gòu)簡單的裝置，改變飛機(jī)機(jī)翼上氣流的流動(dòng)特性，從而改善飛機(jī)的氣動(dòng)性能，將會(huì)為飛機(jī)的設(shè)計(jì)工作帶來極大的便利。

近年來隨著流動(dòng)控制技術(shù)的發(fā)展，研究者對(duì)流動(dòng)控制在飛機(jī)增升減阻方面的應(yīng)用進(jìn)行了大量相關(guān)的研究。像零質(zhì)量射流和等離子體等主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)能有效地提升氣動(dòng)性能，但是主動(dòng)控制技術(shù)比較復(fù)雜，現(xiàn)在只是在實(shí)驗(yàn)室研究方面取得較好的結(jié)果，目前還很難應(yīng)用到飛機(jī)的增升減阻。因此，有必要發(fā)明一種裝置簡單的被動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，來實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)力和力矩控制，從而達(dá)到對(duì)飛機(jī)增升減阻的效果。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明基于被動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，提出一種適用于多翼面飛機(jī)布局的氣動(dòng)力和力矩控制方法。通過在多翼面飛機(jī)特定部位施加擾流片(本發(fā)明稱之為格尼襟翼)，可以降低機(jī)翼壓力面速度并且提高吸力面速度，從而提高壓力面壓力和吸力面吸力及兩個(gè)翼面的壓力差，進(jìn)而可以提高機(jī)翼，包括襟翼、副翼和鴨翼的升力，因此可以提高飛機(jī)的氣動(dòng)性能。

鴨翼安裝格尼襟翼會(huì)使得飛機(jī)抬頭力矩增加，襟翼和副翼上單獨(dú)或者組合安裝格尼襟翼會(huì)使得飛機(jī)低頭力矩增加，通過調(diào)節(jié)格尼襟翼參數(shù)，上述兩個(gè)力矩可以接近抵消，亦即可以在提高飛機(jī)升力的同時(shí)維持力矩不變，達(dá)到提高飛機(jī)氣動(dòng)性能并改善其操縱性能的目的。這種控制方法結(jié)構(gòu)簡單，容易安裝，但增升效果明顯。

本發(fā)明提出的一種適用于多翼面飛機(jī)布局的氣動(dòng)力和力矩控制方法，是通過在飛機(jī)襟翼、副翼、鴨翼的壓力面靠近后緣的位置安裝格尼襟翼來實(shí)現(xiàn)的。格尼襟翼的材料可以采用鋁或鋼等剛性材料，形狀可以是矩形、鋸齒型、三角形或矩形中間開孔等。

格尼襟翼的安裝方式有：襟翼、副翼或鴨翼上單獨(dú)安裝；襟翼和副翼上組合安裝；襟翼與鴨翼上組合安裝；副翼與鴨翼上組合安裝；襟翼、副翼和鴨翼上組合安裝。當(dāng)格尼襟翼在襟翼、副翼或鴨翼上單獨(dú)安裝時(shí)，飛機(jī)的升力都會(huì)增加，但是當(dāng)格尼襟翼在襟翼和副翼上單獨(dú)或者組合安裝時(shí)會(huì)使飛機(jī)的低頭力矩增加，當(dāng)格尼襟翼在鴨翼上單獨(dú)安裝時(shí)，會(huì)使飛機(jī)的抬頭力矩增加。因此當(dāng)只考慮升力增加時(shí)，襟翼、副翼和鴨翼均可以安裝格尼襟翼；當(dāng)考慮消除升力增加帶來的力矩增量時(shí)，鴨翼必須安裝格尼襟翼，襟翼和副翼選擇其一安裝或者全部安裝格尼襟翼。

本發(fā)明的適用于多翼面飛機(jī)布局的氣動(dòng)力和力矩控制方法，其優(yōu)點(diǎn)和積極效果在于：

1、本發(fā)明的控制方法，是通過在飛機(jī)襟翼、副翼、鴨翼的壓力面靠近后緣的位置選擇性的安裝格尼襟翼來實(shí)現(xiàn)的，可以在不改變機(jī)翼形狀的情況下，增加機(jī)翼的彎度，從而增加翼型、機(jī)翼、飛機(jī)等的升力。

2、本發(fā)明中的格尼襟翼，質(zhì)量輕、裝置簡單、易于安裝，增升效果明顯。

3、本發(fā)明的控制方法，采用的是在襟翼與鴨翼、副翼與鴨翼或者襟、副翼與鴨翼上組合安裝格尼襟翼的方法。這樣在產(chǎn)生增升效果的同時(shí)又不增加飛機(jī)的低頭力矩，這對(duì)飛機(jī)的起飛、降落性能十分有利。

附圖說明

圖1是一種多翼面飛機(jī)模型平面示意圖；

圖2a是矩形格尼襟翼示意圖；

圖2b是三角形格尼襟翼示意圖；

圖2c是鋸齒形格尼襟翼示意圖；

圖2d是中間開孔格尼襟翼示意圖；

圖3a矩形格尼襟翼的安裝示意圖；

圖3b三角形格尼襟翼的安裝示意圖；

圖4a是安裝有格尼襟翼的機(jī)翼示意圖；

圖4b是安裝有格尼襟翼的機(jī)翼的尾部局部放大圖；

圖5a是鴨翼與操縱面組合加裝格尼襟翼δcl圖，其中實(shí)心圓是鴨翼與襟翼組合安裝格尼襟翼，空心圓是鴨翼與副翼組合安裝格尼襟翼。

圖5b是鴨翼與操縱面組合加裝格尼襟翼δcm圖，其中實(shí)心圓是鴨翼與襟翼組合安裝格尼襟翼，空心圓是鴨翼與副翼組合安裝格尼襟翼。

圖中具體標(biāo)號(hào)如下：

1、格尼襟翼；2、機(jī)翼或襟翼或鴨翼；n1、鴨翼；n2、副翼；n3、襟翼；h、格尼襟翼的高度，是指格尼襟翼在垂直于機(jī)翼方向的高度；φ、格尼襟翼的安裝角度；d、安裝位置，是指格尼襟翼與機(jī)翼或襟翼或鴨翼后緣的距離；l、格尼襟翼的長度，是指格尼襟翼在機(jī)翼或襟翼或鴨翼展向方向上的長度。

具體實(shí)施方式

下面將結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說明。

本發(fā)明提出一種適用于多翼面飛機(jī)布局的氣動(dòng)力和力矩控制方法，是通過在多翼面飛機(jī)特定部位施加擾流片(本發(fā)明稱之為格尼襟翼)實(shí)現(xiàn)的。這種方法適用于如圖1所示的具備鴨翼n1、副翼n2、襟翼n3的多翼面飛機(jī)布局。

圖2a～2d顯示了幾種不同形狀的格尼襟翼，圖2a是矩形形狀的格尼襟翼，圖2b是直角三角形形狀的格尼襟翼，圖2c是矩形形狀單側(cè)長邊上具有鋸齒形形狀的格尼襟翼，圖2d是在矩形形狀中間開孔的格尼襟翼。當(dāng)采用的矩形形狀的格尼襟翼和鋸齒形形狀的格尼襟翼的迎風(fēng)面積相同時(shí)，兩者對(duì)于飛機(jī)的整體貢獻(xiàn)也基本相同，鋸齒形形狀的格尼襟翼相當(dāng)于改變了格尼襟翼的高度。采用直角三角形形狀的格尼襟翼，是考慮到飛機(jī)機(jī)翼不同展向位置處的弦長不同，因此每個(gè)展向位置的最佳格尼襟翼高度應(yīng)該不同，且直角三角形格尼襟翼安裝時(shí)高度較高的位置應(yīng)該與機(jī)翼弦長較長的位置對(duì)應(yīng)，即格尼襟翼的直角邊應(yīng)靠近飛機(jī)的翼根位置。圖3a與圖3b給出了矩形和三角形格尼襟翼的安裝方式。

如圖4a、4b所示，格尼襟翼應(yīng)安裝在飛機(jī)襟翼、副翼、鴨翼的壓力面靠近后緣的位置，并且靠近后緣的距離d越小，增升效果越好，因此當(dāng)格尼襟翼緊貼翼面后緣安裝時(shí)，d＝0，增升效果最好。格尼襟翼的安裝角度(即格尼襟翼與翼面壓力面夾角)φ為0°～180°，當(dāng)格尼襟翼的安裝角度φ為90°時(shí)增升效果最好。因?yàn)椴捎迷跈C(jī)翼后緣垂直安裝格尼襟翼的安裝方式，格尼襟翼可以最大程度地增大吸力面的流速并且增加吸力，減小壓力面的流速并且增加壓力，從而增加壓力面和吸力面的壓強(qiáng)差，進(jìn)而增加升力。

本發(fā)明中格尼襟翼高度h為機(jī)翼特征弦長的1％量級(jí)，亦即格尼襟翼高度h為0.5％～5％倍機(jī)翼特征弦長，其中增升效果隨著格尼襟翼高度增加而增加；格尼襟翼長度l小于等于操縱面后緣的長度；格尼襟翼厚度1mm左右。

本發(fā)明中格尼襟翼的安裝可以有不同的組合形式，結(jié)合圖1，列舉一下格尼襟翼的安裝組合：(1)n1、n2、n3單獨(dú)安裝；(2)n2+n3組合安裝；(3)n1+n2組合安裝；(4)n1+n3組合安裝；(5)n1+n2+n3組合安裝。對(duì)五種安裝方式分別進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，結(jié)果表明，n2、n3單獨(dú)安裝或者n2+n3組合安裝格尼襟翼時(shí)，可以增加升力，但同時(shí)會(huì)使飛機(jī)的低頭力矩增加。n1單獨(dú)安裝格尼襟翼時(shí)，可以增加升力，但會(huì)使飛機(jī)的抬頭力矩增加。通過適當(dāng)調(diào)節(jié)格尼襟翼的高度h、離后緣的距離d、安裝角度φ等參數(shù)，上述低頭力矩和抬頭力矩可以接近抵消，亦即可以在提高飛機(jī)升力的同時(shí)維持力矩不變，達(dá)到提高飛機(jī)氣動(dòng)性能并改善其操縱性能的目的。因此通過n1+n2、n1+n3、n1+n2+n3的組合方式，亦即鴨翼和副翼、鴨翼和襟翼、鴨翼和襟翼以及副翼的組合方式，配合格尼襟翼參數(shù)的調(diào)節(jié)，上述低頭力矩和抬頭力矩可以接近抵消，亦即可以在提高飛機(jī)升力的同時(shí)維持力矩不變，達(dá)到提高飛機(jī)氣動(dòng)性能并改善其操縱性能的目的。

圖5a、圖5b顯示了基于多翼面飛機(jī)布局的氣動(dòng)力和力矩控制方法的效果，圖5a所示的是在副翼與鴨翼以及襟翼與鴨翼上分別組合安裝格尼襟翼時(shí)，升力系數(shù)cl的變化δcl。圖5b所示的是在副翼與鴨翼以及襟翼與鴨翼上分別組合安裝格尼襟翼時(shí)，俯仰力矩系數(shù)cm的變化δcm。可以明顯地得出，襟翼與鴨翼或副翼與鴨翼上分別組合安裝格尼襟翼時(shí)，升力系數(shù)有了明顯的提升，但是力矩系數(shù)的變化基本為零，這說明格尼襟翼有效地提升了飛機(jī)的氣動(dòng)性能和操縱性能，這將十分有利于飛機(jī)的起飛和降落。