飞机襟翼

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飞机襟翼
申请号	CN202310701882.3	申请日	2023-06-14	公开(公告)号	CN116424544B	公开(公告)日	2023-08-15
申请人	清华大学;			发明人	张宇飞; 王成均;
摘要	本发明涉及航空工程技术领域，提供一种飞机襟翼，包括翼板主体，翼板主体具有翼板前缘、翼板后缘、上表面、下表面和侧表面，侧表面由曲面形成的前缘曲面和侧缘挡板组合构成，前缘曲面由翼板前缘沿第一方向延伸并终止于翼板前缘和翼板后缘之间，前缘曲面的曲率与翼板主体的上表面曲率相同；由前缘曲面终止位置沿第一方向延伸构造侧缘挡板，侧缘挡板沿第一方向延伸至翼板后缘；侧缘挡板沿第二方向延伸并凸出于上表面；侧缘挡板沿第二方向的延伸量随着逐步靠近翼板后缘逐步增大，以使侧缘挡板在第二方向延伸形成的挡板顶缘为弧形结构。
权利要求	1.一种飞机襟翼，所述飞机襟翼包括翼板主体，所述翼板主体限定第一相对端部和第二相对端部，所述第一相对端部和所述第二相对端部沿第一方向延伸形成翼板前缘和翼板后缘，所述第一相对端部和所述第二相对端部沿第二方向延伸形成上表面、下表面和侧表面，所述第一方向与所述第二方向垂直，其特征在于，所述侧表面为前缘曲面，所述前缘曲面由所述翼板前缘沿第一方向延伸并终止于所述翼板前缘和所述翼板后缘之间，所述前缘曲面的曲率与所述翼板主体的上表面曲率相同；由所述前缘曲面终止位置沿第一方向延伸构造有一侧缘挡板，所述侧缘挡板沿第一方向延伸至所述翼板后缘；所述侧缘挡板沿第二方向延伸并凸出于所述上表面；其中，所述侧缘挡板沿第二方向的延伸量随着逐步靠近所述翼板后缘逐步增大，以使所述侧缘挡板在第二方向延伸形成的挡板顶缘为弧形结构。 2.根据权利要求1所述的飞机襟翼，其特征在于，所述前缘曲面终止位置位于所述翼板主体0.4至0.6倍弦长位置处。 3.根据权利要求1或2所述的飞机襟翼，其特征在于，所述挡板顶缘的最大延伸高度为 0.16至0.24倍弦长。 4.根据权利要求1所述的飞机襟翼，其特征在于，所述侧缘挡板与所述下表面相交位置为圆弧形结构。 5.根据权利要求2所述的飞机襟翼，其特征在于，所述前缘曲面终止位置位于所述翼板主体0.5倍弦长位置处。 6.根据权利要求1所述的飞机襟翼，其特征在于，所述挡板顶缘具有倒圆结构。 7.根据权利要求2所述的飞机襟翼，其特征在于，所述挡板顶缘的最大延伸高度为0.2倍弦长。 8.根据权利要求3所述的飞机襟翼，其特征在于，所述挡板顶缘的在第二方向延伸的最低延伸高度低于所述上表面。 9.根据权利要求1所述的飞机襟翼，其特征在于，所述侧缘挡板与所述翼板主体一体成型。 10.根据权利要求3所述的飞机襟翼，其特征在于，所述侧缘挡板的顶缘最大延伸高度与所述前缘曲面终止位置的延伸距离之比为2：5。
说明书全文	飞机襟翼技术领域 [0001] 本发明涉及航空工程技术领域，尤其涉及一种飞机襟翼。背景技术 [0002] 客机的外部噪声是作为飞机能否满足适航要求的重要评价指标。而襟翼侧缘是飞机机体的噪声的重要来源。在飞机的起飞和降落阶段，其增升装置的襟翼都会打开，襟翼侧缘由于气流的剪切作用，会产生显著的噪声。 [0003] 现有对于襟翼产生的噪声抑制的方式包括主动抑制方案和被动抑制方案。主动抑制方案中通常采用吹入高速气流等方式，这种方式抑制效果有限，且结构复杂，需要额外增加能量。被动抑制方案中，通常有通过在襟翼侧缘设置通孔的方式，在上表面增加涡流发生器等方式进行降噪，上述的降噪方式无法阻止侧缘涡的形成，降噪效果有限。发明内容 [0004] 本发明提供一种飞机襟翼，用以解决现有技术襟翼降噪效果差，无法阻止侧缘涡形成的缺陷。 [0005] 本发明提供一种飞机襟翼，所述飞机襟翼包括翼板主体，所述翼板主体限定第一相对端部和第二相对端部，所述第一相对端部和所述第二相对端部沿第一方向延伸形成翼板前缘和翼板后缘，所述第一相对端部和所述第二相对端部沿第二方向延伸形成上表面、下表面和侧表面，所述第一方向与所述第二方向垂直，所述侧表面为前缘曲面，所述前缘曲面由所述翼板前缘沿第一方向延伸并终止于所述翼板前缘和所述翼板后缘之间，所述前缘曲面的曲率与所述翼板主体的上表面曲率相同； [0006] 由所述前缘曲面终止位置沿第一方向延伸构造有一侧缘挡板，所述侧缘挡板沿第一方向延伸至所述翼板后缘；所述侧缘挡板沿第二方向延伸并凸出于所述上表面； [0007] 其中，所述侧缘挡板沿第二方向的延伸量随着逐步靠近所述翼板后缘逐步增大，以使所述侧缘挡板在第二方向延伸形成的挡板顶缘为弧形结构。 [0008] 根据本发明提供的一种飞机襟翼，所述前缘曲面终止位置位于所述翼板主体0.4至0.6倍弦长位置处。 [0009] 根据本发明提供的一种飞机襟翼，所述挡板顶缘的最大延伸高度为0.16至0.24倍弦长。 [0010] 根据本发明提供的一种飞机襟翼，所述侧缘挡板与所述下表面相交位置为圆弧形结构。 [0011] 根据本发明提供的一种飞机襟翼，所述前缘曲面终止位置位于所述翼板主体0.5倍弦长位置处。 [0012] 根据本发明提供的一种飞机襟翼，所述挡板顶缘具有倒圆结构。 [0013] 根据本发明提供的一种飞机襟翼，所述挡板顶缘的最大延伸高度为0.2倍弦长。 [0014] 根据本发明提供的一种飞机襟翼，所述挡板顶缘的在第二方向延伸的最低延伸高度低于所述上表面。 [0015] 根据本发明提供的一种飞机襟翼，所述侧缘挡板与所述翼板主体一体成型。 [0016] 根据本发明提供的一种飞机襟翼，所述侧缘挡板的顶缘最大延伸高度与所述前缘曲面终止位置的延伸距离之比为2：5。 [0017] 通过上述的各实施例，本发明至少具有下述的有益效果。 [0018] 本发明提供的一种飞机襟翼，通过将襟翼侧缘构造为前缘曲面，这使得襟翼的侧缘，也就是侧表面分别与上表面和下表面的结合位置处不再具有明显的分界边缘线，使其能够减弱侧涡流。通过侧缘挡板的设置，使其能够阻止侧涡流与上表面涡流的相互作用，能够阻止其合并，以此来提升降噪效果。附图说明 [0019] 为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。 [0020] 图1是本发明提供的飞机襟翼的结构示意图； [0021] 图2是本发明提供的飞机襟翼整体结构示意图； [0022] 图3是本发明提供的飞机襟翼模型结构示意图； [0023] 图4是现有的飞机襟翼CFD仿真示意图； [0024] 图5是本发明提供的飞机襟翼模型CFD仿真示意图。 [0025] 附图标记： [0026] 100：翼板主体；100‑1：第一相对端部；100‑2：第二相对端部；101：翼板前缘；102：翼板后缘；103：上表面；104：下表面；105：前缘曲面；106：侧缘挡板。具体实施方式 [0027] 为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。 [0028] 在本发明实施例的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“底部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明实施例和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明实施例的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。 [0029] 在本发明实施例的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明实施例中的具体含义。 [0030] 在本说明书的描述中，参考术语“具体的实施例”、“一些实施例”、“具体示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明实施例的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。 [0031] 一些现有的襟翼中，通过主动控制方式进行降噪控制。如为了实现飞机的整体降噪，包括襟翼和在襟翼侧缘连接侧缘小翼，其中，侧缘小翼滑动设置于襟翼侧缘内；襟翼侧缘设有凹槽和液压系统，液压系统驱动所述的侧缘小翼在襟翼的凹槽上滑动。通过侧缘小翼起到整流作用，以此降低飞机整体的噪声，但是此方案要求的机械结构复杂，会显著增加结构重量，再实际应用于工程中较为困难，且降噪效果会依赖于驱动机构的工作，这需要精细控制系统进行控制驱动，进一步加大了整体的复杂性。另一些现有的被动降噪方式中，主要通过在襟翼侧缘加工孔洞的方式进行降噪，该种方式通过减小侧边缘辐射的方式进行降噪，但此种方式，会受到孔洞构造结构的影响，且孔洞的构造较为困难，工艺复杂，受限于孔洞结构其降噪能力有限。基于上述，本发明通过下述方案设计了一种制造工艺简单，降噪效果显著的飞机襟翼。 [0032] 下面结合图1‑图2描述本发明的一种飞机襟翼，该襟翼适于构造到商用客机上。飞机襟翼包括翼板主体100，翼板主体100限定第一相对端部100‑1和第二相对端部100‑2，第一相对端部100‑1和第二相对端部100‑2沿第一方向Dy延伸形成翼板前缘101和翼板后缘102，第一相对端部100‑1和第二相对端部100‑2之间沿第二方向Dz延伸形成上表面103、下表面104和侧表面，第一方向Dy与第二方向Dz相互垂直。 [0033] 本发明的实施例中，侧表面由曲面形成的前缘曲面105和侧缘挡板106组合构成，前缘曲面105由翼板前缘101沿第一方向Dy延伸并终止于翼板前缘101和翼板后缘102之间，前缘曲面105的曲率与翼板主体100的上表面103曲率相同；由前缘曲面105终止位置沿第一方向Dy延伸构造侧缘挡板106，侧缘挡板106沿第一方向Dy延伸至翼板后缘102；侧缘挡板106沿第二方向Dz延伸并凸出于上表面103；侧缘挡板106沿第二方向Dz的延伸量随着逐步靠近翼板后缘102逐步增大，以使侧缘挡板106在第二方向Dz延伸形成的挡板顶缘为弧形结构。 [0034] 已知的现有襟翼的侧表面与上表面103和下表面104具有明显的侧边缘分界线，这会导致在襟翼的下表面104和上表面103之间存在强压差而形成复杂的双涡流系统，具体地，在翼板前缘101附近会形成较强的涡流，在翼板后缘102（较薄一边）侧会形成相对较弱的涡流，由于涡强的持续产生，两个涡系沿襟翼弦移动，在襟翼中弦的下游，侧涡流开始与上表面103的涡流进行相互作用合并，以此形成单个主导的流向涡流，涡流的形成是造成噪声的重要来源。 [0035] 而本发明的翼板主体100的侧表面构造为曲面结构，具体通过对翼板主体100的侧缘进行倒圆，并使得倒圆后的曲面曲率与翼板主体100的上表面103大致相同，使得翼板主体100侧表面分别与上表面103的结合位置和下表面104的结合位置均为曲面。这使得翼板主体100的侧表面的侧边缘分解线不再明显，削弱了涡流的强度，且，由于本发明在侧表面上构造有侧缘挡板106，这能够阻止侧涡流与上表面103的涡流进行相互作用和合并，有效削弱侧缘涡形成，提升了噪声抑制效果，达到显著降低襟翼侧缘噪声的效果。 [0036] 具体地，构造的侧缘挡板106与下表面104相交位置为圆弧形结构。也就是，侧缘挡板106与下表面104的结合位置通过倒圆形成了圆弧形结构，该结构同上述原理，能够有效减弱侧涡流形成，从而实现更好的降噪效果。 [0037] 一些实施例中，前缘曲面105的终止位置为翼板主体100的0.4‑0.6倍弦长位置处。更优地，前缘曲面105终止位置为翼板主体100的0.5倍弦长位置处。 [0038] 弦长为翼板前缘101与翼板后缘102的距离，而0.5倍弦长也就是在翼板中部位置，侧缘挡板106由翼板的中部位置开始向翼板的后缘延伸，这能够有效阻止侧涡流与上表面103涡流的相互作用，从而实现降噪。 [0039] 进一步地，挡板顶缘的最大延伸高度为0.16至0.24倍弦长。更优地，挡板顶缘的最大延伸高度为0.2倍弦长。具体地，侧缘挡板106的厚度为2毫米，通常需要较薄的侧缘挡板106，而基于实际需求选择2毫米厚的侧缘挡板106。 [0040] 挡板的高度延伸能够有效减弱翼板后缘102侧涡流的形成，并能够阻止侧涡流与上表面103涡流的相互作用，也就是，通过挡板阻止了涡流的进一步成形，从而实现有限降噪。 [0041] 进一步地，前缘曲面105的延伸的终止位置与弦长的倍数相关，而挡板顶缘最大延伸高度与弦长相关，而翼板前缘101和翼板后缘102的两个涡系沿着襟翼弦获得强度和尺寸，通过两者一比例关系的设定，减弱前后缘涡系的强度，进而实现减弱侧缘涡降低噪声。具体地，侧缘挡板106顶缘最大延伸高度与前缘曲面105终止位置的延伸距离之比为2：5。 [0042] 可以理解的是，对于前缘曲面105的延伸距离可以在0.4‑0.6倍弦长位置进行选择，通过比例的限制，能够使得当前缘曲面延伸距离增加时，通过增加侧缘挡板106的高度来进行对应调整，通过调整达到最佳的降噪效果。例如，当前缘曲面105的延伸距离为0.4倍弦长时，对应的，侧缘挡板106的最大高度进行调整，使得最大高度为0.16倍的弦长。通过该比例的限定，使得在进行不同信号的襟翼进行加工时，能够进行灵活调整以得到最佳的降噪效果，使其更利于规模化得生产。 [0043] 具体示例中，挡板顶缘具有倒圆结构，这使得挡板顶缘为光滑的曲面，顶缘光滑曲面能够有效减弱侧涡流，从而提升降噪效果。挡板的顶缘，起始于翼板主体100的中弦下游的侧表面，且起始位置与侧表面结合位置处进行了倒角处理，使得侧缘挡板106与曲面结构的侧表面光滑过渡，其没有明显的分界线，使得整个表面为光滑曲面，这有助于减小边缘的辐射从而提升降噪的效果。 [0044] 进一步地，侧缘挡板106的底部与翼板主体100的下表面104通过倒圆，使其不具有分界线，而前缘曲面105分布在翼板靠近前缘一侧的侧表面上，并延伸至下表面104，使得翼板主体100中弦靠翼板前缘101一段区域的侧表面为光滑的曲面，也就是上表面103、下表面104分别与侧表面的结合位置均为整体的光滑曲面，没有分界的边缘线形成了前缘曲面105区域。 [0045] 而前缘曲面105区域与侧缘挡板106底部区域形成曲面结构的整体，也就是，前缘曲面105区域与侧缘挡板106底部区域没有分界线，这使得翼板主体100的侧表面整体为光滑曲面结构，进一步减小了边缘辐射，减弱侧涡流，提升降噪效果。 [0046] 侧缘挡板106靠近翼板后缘102一侧为边缘不作特别的限定，该侧边缘可以为平直边缘。优选地，可以对该边缘进行倒圆处理，使得该边缘也为圆弧形边缘。且，靠近翼板后缘102一侧的该边缘为侧缘挡板106沿第二方向Dz延伸距离最大的位置。 [0047] 一些实施例中，挡板顶缘的在第二方向Dz延伸的最低延伸高度低于翼板主体100的上表面103。也就是，挡板定缘的起始位置位于上表面103之下的侧表面上，而侧涡流与上表面103涡流相互作用的位置通常在襟翼中弦下游，因此，本发明的挡板顶缘由侧表面中弦位置下游的侧表面上开始向上以弧形结构延伸，能够有效阻止侧涡流与上表面103涡流的相互作用合并，进而能够有效减弱侧涡流，提升降噪效果。 [0048] 具体示例中，侧缘挡板106与翼板主体100一体成型。也就是侧缘挡板106与翼板主体100材料相同，并通过一体成型使得侧缘挡板106具有较高的结构强度。可以理解的是，本发明的结构与翼板主体100一体成型，结构简单，使得制备容易，其制作成本低，制作工艺简单，易于高效批量化生成。 [0049] 其中，上述的一体成型工艺不作特别的限定，可以是通过铸造成型，可以是通过模具一体成型。一体成型，使得翼板主体100的侧表面上不具有多余的分界线，使其可以减弱边缘辐射，进而提升降噪效果。 [0050] 且，一体成型使得侧缘挡板的结构强度更高，使其能够适于飞行的各种环境，适于批量化生产。 [0051] 下面通过具体的实验对本发明的噪声抑制效果进行说明。 [0052] 具体实施方案，如图3所示，对一款民用螺旋桨飞机的襟翼侧缘气动噪声进行上述方式的优化。如下附图1所示，从翼板前缘101到翼型0.5倍弦长位置，以于翼板主体上表面相同曲率进行倒圆。在0.5倍弦长位置（翼板中弦）和翼板后缘102之间加挡板。挡板高度为18.7mm，厚度为2mm，挡板前缘用样条线曲线优化外形，另外将挡板和侧缘下表面104进行倒圆，以此得到优化后的襟翼。 [0053] 将优化后的襟翼模型通过CFD仿真，通过图4和图5可以得出，图4中通过侧缘的辐射最终形成了侧较强的侧涡流，图示中明显可以看出涡状结构的涡流图。而本发明中，图5所示，其由于前缘曲面的设计，使得翼板前缘101侧的涡流减弱，对比图4、图5中靠前缘侧的成像图可以看出，接着在前缘和后缘相互作用位置，由于侧缘挡板的阻挡，有效阻止了侧涡流的形成，从图4和图5中的中间成像图可以看出。 [0054] 由此，本发明的襟翼有效阻止了侧涡流与上表面103涡流的相互作用，有效减弱了侧涡流。通过对于实际优化后的襟翼，其可以效降低飞机整体噪声1.2dBA以上。需要知晓的是，采用现有降噪方式进行降噪时，如前文描述的现有的主动降噪方式和被动降噪方式，其通常的降噪效果小于1dBA，而本申请通过实际测试得到降噪效果在1.2dBA以上，可以看出，本申请的降噪效果显著，且结构简单易于规模制备。 [0055] 通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到通过将襟翼侧缘倒圆处理，使得襟翼侧缘为曲面结构，使得侧表面分别与上表面103和下表面104的结合位置不再具有明显的边缘界线，使其能够减弱侧涡流的形成，进一步侧缘挡板106的设置，使其能够阻挡侧涡流与上表面103涡流的相互作用，从而实现降噪。 [0056] 最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。