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：
本實(shí)用新型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(jī)動(dòng)性能，屬于仿生流動(dòng)控制領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
飛機(jī)通過(guò)增加飛機(jī)的攻角，即機(jī)翼與來(lái)流之間的夾角來(lái)增大升力。但當(dāng)攻角增大到一定范圍后，機(jī)翼上表面的流動(dòng)會(huì)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(lái)的飛行安全問(wèn)題，一般的做法是限制軍/民用飛機(jī)的使用攻角，即不允許飛機(jī)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(jī)的安全。對(duì)于一些需要做特技飛行或具有超機(jī)動(dòng)空戰(zhàn)能力的飛機(jī)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(jī)動(dòng)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(jī)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(diǎn)。如渦流發(fā)生器會(huì)增加飛機(jī)巡航狀態(tài)的阻力，推力矢量技術(shù)復(fù)雜等。仿生前緣是近幾年興起的一種被動(dòng)流動(dòng)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(jī)動(dòng)性能，機(jī)理在于能延緩直機(jī)翼的失速過(guò)程，使升力系數(shù)曲線平滑且較大程度提高機(jī)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(jī)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(shí)提高了加工復(fù)雜度和制造成本。本實(shí)用新型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(jī)翼內(nèi)部，不增加額外阻力。而且具有安裝方便、工藝簡(jiǎn)單、成本低廉的優(yōu)點(diǎn)。

發(fā)明內(nèi)容(1)目的本實(shí)用新型的目的在于解決傳統(tǒng)三維波狀仿生前緣增加巡航時(shí)的阻力并且加工困難問(wèn)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(jī)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(jiǎn)單方便。(2)技術(shù)方案本實(shí)用新型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(dòng)機(jī)構(gòu)三部分構(gòu)成。仿生前緣襟翼放置于機(jī)翼前緣的前緣襟翼收納腔內(nèi)并與伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)連接。伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)由微型步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動(dòng)的齒輪齒條機(jī)構(gòu)帶動(dòng)，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(zhǎng)和振幅兩個(gè)參數(shù)，通過(guò)改變這兩個(gè)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(dòng)。其中，該仿生前緣襟翼放置于機(jī)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(guò)改變這兩個(gè)參數(shù)，即改變正弦曲線或類似正弦曲線的波長(zhǎng)和振幅兩個(gè)參數(shù)，是指改變其中一個(gè)或兩個(gè)同時(shí)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(zhǎng)W為機(jī)翼弦長(zhǎng)的5% -60%，振幅A小于機(jī)翼弦長(zhǎng)的10%。所述的伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)，是由放置在機(jī)翼內(nèi)部的微型步進(jìn)電機(jī)經(jīng)過(guò)一級(jí)減速齒輪減速，驅(qū)動(dòng)齒條并帶動(dòng)所述仿生前緣襟翼在所述前緣襟翼收納腔中滑動(dòng)的機(jī)構(gòu)。該伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)由步進(jìn)電機(jī)、一級(jí)減速齒輪、齒條和連接件組成。其中步進(jìn)電機(jī)安放在機(jī)翼中，與一級(jí)減速齒輪的高速端嚙合；齒條放置在機(jī)翼上的滑槽中，與一級(jí)減速齒輪的低速端嚙合。齒條通過(guò)連接件和仿生前緣襟翼相連。該伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)一共兩套，在機(jī)翼的兩端對(duì)稱放置，兩個(gè)步進(jìn)電機(jī)同步運(yùn)動(dòng)，保證仿生前緣襟翼伸縮時(shí)始終與前緣平行。本實(shí)用新型一種可變平板式仿生前緣襟翼裝置，其優(yōu)點(diǎn)和功效是飛機(jī)在巡航狀態(tài)下飛行時(shí)，仿生前緣襟翼收入前緣襟翼收納腔中，不增加額外阻力。對(duì)氣動(dòng)性能不產(chǎn)生影響；飛機(jī)在大攻角下或者進(jìn)行機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，由步進(jìn)電機(jī)帶動(dòng)伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)將仿生前緣襟翼伸出，改變機(jī)翼的氣動(dòng)性能，提高飛機(jī)在失速攻角后的升力系數(shù)，防止突然失速導(dǎo)致的飛行安全事故，提高飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能。

圖1為本實(shí)用新型的仿生前緣襟翼和伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)在機(jī)翼上的安裝示意圖圖2為圖1的部分放大圖圖3(a)、(b)和(C)為本實(shí)用新型仿生前緣襟翼前側(cè)三組不同波長(zhǎng)與振幅的正弦曲線或類似正弦曲線示意圖圖4為本實(shí)用新型伸縮裝置傳動(dòng)示意圖圖5為本實(shí)用新型仿生前緣襟翼收回與伸展時(shí)的升力系數(shù)曲線的對(duì)比圖中具體標(biāo)號(hào)和符號(hào)說(shuō)明如下1、機(jī)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(jí)減速齒輪， 6、步進(jìn)電機(jī)，7、滑槽A代表振幅，W代表波長(zhǎng)
具體實(shí)施方式
以下結(jié)合附圖及實(shí)施例，對(duì)本實(shí)用新型的技術(shù)方案做進(jìn)一步的說(shuō)明。如圖1所示，本實(shí)用新型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(dòng)機(jī)構(gòu)三部分構(gòu)成。仿生前緣襟翼(2)放置于機(jī)翼前緣的前緣襟翼收納腔(1')中，與伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)連接。該伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)由微型步進(jìn)電機(jī)(6)驅(qū)動(dòng)的一級(jí)減速齒輪(5)齒條(4)機(jī)構(gòu)帶動(dòng)，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(kāi)口，用于收納仿生前緣襟翼O)。仿生前緣襟翼(2)放置于機(jī)翼(1)上的前緣襟翼收納腔(1')中并能在其中自由前后滑動(dòng)；當(dāng)其滑到底時(shí)，剛好能完全收入機(jī)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(zhǎng)和振幅兩個(gè)獨(dú)立的參數(shù)。如圖3(a)、(b)和(c)所示，A為振幅，W為波長(zhǎng)。通過(guò)單獨(dú)改變振幅A和波長(zhǎng)W這兩個(gè)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(lái)確定波長(zhǎng)W—般為機(jī)翼弦長(zhǎng)的5% -60%，振幅A—般小于機(jī)翼弦長(zhǎng)的10%。伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)由步進(jìn)電機(jī)(6)、一級(jí)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(dòng)機(jī)構(gòu)(6)在機(jī)翼(1)兩側(cè)對(duì)稱放置，同步運(yùn)動(dòng)。驅(qū)動(dòng)信號(hào)輸入至步進(jìn)電機(jī)(6)，帶動(dòng)一級(jí)減速齒輪( 轉(zhuǎn)動(dòng)。齒條(4)放置在機(jī)翼的滑槽(7)中，在一級(jí)減速齒輪( 的帶動(dòng)下在滑槽(7)中向前或向后運(yùn)動(dòng)；齒條(4)通過(guò)連接件(3)連接至仿生前緣襟翼O)，帶動(dòng)仿生前緣襟翼O)自由回收和伸展。當(dāng)飛機(jī)在小攻角巡航狀態(tài)下飛行時(shí)，仿生前緣襟翼( 完全收入機(jī)翼(1)的前緣襟翼收納腔(1')中，不對(duì)氣動(dòng)性能產(chǎn)生任何影響；當(dāng)飛機(jī)在大攻角狀態(tài)飛行時(shí)，仿生前緣襟翼(2)在伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)的帶動(dòng)下向機(jī)翼外部伸展，延緩失速的過(guò)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(jī)翼。平板式仿生前緣襟翼的波長(zhǎng)W為機(jī)翼弦長(zhǎng)的27 %，振幅A為機(jī)翼弦長(zhǎng)的10 %。當(dāng)仿生前緣襟翼(2)收起時(shí)，機(jī)翼(1)在18°攻角時(shí)失速，升力系數(shù)突然下降了 45. 4%;而如果在17°攻角時(shí)將可變仿生前緣襟翼(2)伸展其振幅的25%，當(dāng)攻角進(jìn)一步增大時(shí)，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(lái)的事故。而且在18°攻角時(shí)，仿生前緣襟翼O)打開(kāi)時(shí)的升力系數(shù)要比未打開(kāi)時(shí)的升力系數(shù)大62.3%，起到了很好的增升效果，提高了飛機(jī)大攻角下的機(jī)動(dòng)性能。當(dāng)飛機(jī)結(jié)束大攻角飛行后，伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)將仿生前緣襟翼O)收入機(jī)翼(1)內(nèi)部，不產(chǎn)生額外的阻力，保證飛機(jī)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(dòng)機(jī)構(gòu)三部分構(gòu)成；仿生前緣襟翼放置于機(jī)翼前緣的前緣襟翼收納腔內(nèi)并與伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)連接；所述的仿生前緣襟翼，其前端側(cè)具有正弦曲線或類似正弦曲線的形狀；所述的前緣襟翼收納腔，其形狀是一矩形槽，該用于收納仿生前緣襟翼的矩形槽沿著翼型的弦線方向，從翼型頭部往后延伸；所述的伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)，是由放置在機(jī)翼內(nèi)部的微型步進(jìn)電機(jī)經(jīng)過(guò)一級(jí)減速齒輪減速， 驅(qū)動(dòng)齒條并帶動(dòng)仿生前緣襟翼在前緣襟翼收納腔中滑動(dòng)的機(jī)構(gòu)；該伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)由步進(jìn)電機(jī)、一級(jí)減速齒輪、齒條和連接件組成；其中步進(jìn)電機(jī)安放在機(jī)翼中，與一級(jí)減速齒輪的高速端嚙合；齒條放置在機(jī)翼上的滑槽中，與一級(jí)減速齒輪的低速端嚙合；齒條通過(guò)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(jī)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，其特征在于所述的其前端具有正弦曲線或類似正弦曲線的仿生前緣襟翼，其波長(zhǎng)(W)為機(jī)翼弦長(zhǎng)的5% -60%, 振幅(A)小于機(jī)翼弦長(zhǎng)的10%。
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，其特征在于所述的伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)有兩套，在機(jī)翼的兩端對(duì)稱放置。
專利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(dòng)機(jī)構(gòu)構(gòu)成；仿生前緣襟翼置于機(jī)翼前緣的前緣襟翼收納腔內(nèi)并與伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)連接；伸縮作動(dòng)機(jī)構(gòu)由微型步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動(dòng)的齒條機(jī)構(gòu)帶動(dòng)；該仿生前緣襟翼具有類似正弦曲線形狀，改變波長(zhǎng)和振幅兩個(gè)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(dòng)機(jī)構(gòu)由步進(jìn)電機(jī)、一級(jí)減速齒輪、齒條和連接件組成；其中步進(jìn)電機(jī)安放在機(jī)翼中，與一級(jí)減速齒輪的高速端嚙合；齒條放置在機(jī)翼上的滑槽中，與一級(jí)減速齒輪的低速端嚙合；齒條通過(guò)連接件和仿生前緣襟翼相連。它提高了飛機(jī)在失速攻角后的升力系數(shù)，大大提高了飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能。
文檔編號(hào)B64C13/34GK202320775SQ20112037436
公開(kāi)日2012年7月11日 申請(qǐng)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(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)