一种前缘缝翼的干涉尾缘结构及其干涉量的设计方法

摘要

本发明一种前缘缝翼的干涉尾缘结构及其干涉量的设计方法，属于飞机领域；干涉尾缘结构，包括蒙皮、肋板和梁，肋板分为加强肋、普通肋和端肋，两个加强肋分别布置在缝翼展向20％和80％的位置；同时所述缝翼的尾缘处与机翼前缘的相对位置干涉。干涉量通过预设回复力F0，对缝翼分别施加巡航工况的气动载荷和回复力进行有限元仿真计算，得到缝翼尾缘各个位置的变形量；本发明通过对尾缘引入干涉量，有效减小巡航状态缝翼尾缘的翘曲变形。与现有技术相比，干涉尾缘结构可在一定程度上消除飞机巡航时缝翼尾缘变形带来的增升装置气动效率降低的影响，提高气动性能。

说明书

技术领域

本发明属于飞机领域，具体涉及一种前缘缝翼的干涉尾缘结构及其干涉量的设计方法。

背景技术

缝翼是安装在基本机翼前缘的一段或几段狭长小翼，是一种改善气流状况、提高升力的增生装置。当缝翼打开时，它与基本机翼前缘表面会形成一道缝隙，下翼面压强较高的气流通过该缝隙得到加速而流向上翼面，增大了上翼面的气流速度，降低了上下翼面压强差，增大了飞机的临界失速迎角，避免了大迎角下失速，使升力系数得到提高。

飞机处于巡航状态时缝翼处于收起状态，翼面气动载荷使它产生打开的趋势，缝翼尾缘由于远离连接滑轨的约束，在气动载荷下会发生翘曲变形降低机翼的气动效率。

比如在CN111159819A中，通过有限元仿真对多滑轨位置进行了优化建模，来提高缝翼结构的稳健性，但这并不能从根本上解决缝翼在飞机飞行时由气动载荷带来的不利影响。

比如在CN105760635A中，给出了一种基于鸽翼的仿生缝翼的设计方法，可有效提高缝翼的气动性，但对于翼型的修改无疑会对重量等因素产生不利影响。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种前缘缝翼的干涉尾缘结构及其干涉量的设计方法，针对加强肋板的位置限定和对缝翼尾缘的干涉量计算，从而对现有缝翼结构进行优化，可大大消除飞机巡航时尾缘翘曲变形带来的气动效率降低的影响，有效避免重量等成本的增加，在工程上也是一种可行的方法。

本发明的技术方案是：一种前缘缝翼的干涉尾缘结构，包括蒙皮、肋板和梁，所述蒙皮包覆于肋板和梁的外围；其中肋板分为加强肋、普通肋和端肋，所述端肋设置于缝翼展向的两端，普通肋和加强肋交错布置；其特征在于：所述缝翼包括两个加强肋，位置分别布置在缝翼展向20％和80％的位置；同时所述缝翼的尾缘处与机翼前缘的相对位置干涉。

本发明的进一步技术方案是：所述缝翼包括三个加强肋，位置分别布置在缝翼展向25％、50％、75％的位置。

一种前缘缝翼的干涉尾缘结构的干涉量设计方法，其特征在于具体步骤如下：

步骤一：预设回复力F

步骤二：对缝翼分别施加巡航工况的气动载荷和回复力进行有限元仿真计算，得到缝翼尾缘各个位置的变形量；

步骤三：对步骤二计算得到的尾缘的变形量进行判断，如果变形量小于等于0，则该回复力的大小可以满足设计要求；如果变形量大于0，则需要增加回复力的预设值，重复步骤二，再次对缝翼分析计算，直至变形量小于等于0；

步骤四：根据步骤三确定的回复力，对缝翼仅施加该回复力进行有限元仿真分析，缝翼尾缘此时的变形量即为最终干涉量，所述干涉量是指缝翼尾缘与机翼前缘干涉后的法向距离。

本发明的进一步技术方案是：根据巡航工况气动载荷的大小，确定出步骤一预设的回复力的范围为2143-4643N/m。

本发明的进一步技术方案是：所述回复力的施加方式为：首先对尾缘整段施加同样大小的回复力，再根据各段在气动载荷作用各段变形量大小的不同，对不同区域分别施加不同大小的回复力；缝翼两端和中间区域的变形大于加强肋区域的变形，因此对加强肋至缝翼两端、各个加强肋之间的中间段分别施加不同大小的回复力。

本发明的进一步技术方案是：所述步骤三中如果变形量大于0时，需要通过迭代的方式增加回复力的预设值；为了减小迭代次数，每次各段的回复力分别增加或减小357.4N/m的。

有益效果

本发明的有益效果在于：本发明通过对尾缘引入干涉量，有效减小巡航状态缝翼尾缘的翘曲变形。通过干涉量的引入，缝翼与固定前缘进行强制装配，因此固定前缘与干涉尾缘之间会产生相互作用力，在飞机的巡航姿态时，该相互作用力对缝翼的变形影响，与气动载荷对缝翼的变形影响相互抵消，进而可有效减小缝翼尾缘的翘曲变形。与现有技术相比，干涉尾缘结构可在一定程度上消除飞机巡航时缝翼尾缘变形带来的增升装置气动效率降低的影响，提高气动性能。

通过对加强肋的展向位置进行分析，得到加强肋的最优布局为20％和80％，此时缝翼整体在重力方向具有最小变形，具体见实施例中分析；且相比于加强肋分别布置在30％和70％处，变形量减小1.41mm。

附图说明

图1为本发明一种前缘缝翼的干涉尾缘结构加强肋位置双支点梁示意图。

图2为本发明一种前缘缝翼的干涉尾缘结构加强肋位置双支点梁剪力、弯矩和挠曲线图。

图3为本发明一种前缘缝翼的干涉尾缘结构与机翼前缘理论“干涉”示意图；

图4为本发明一种前缘缝翼的干涉尾缘结构与机翼前缘巡航状态示意图；

图5为本发明一种前缘缝翼的干涉尾缘结构轴测图；

附图标记说明：1.缝翼，2.机翼前缘。

具体实施方式

下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

图1为本发明一种前缘缝翼的干涉尾缘结构加强肋位置双支点梁示意图，为了保证缝翼在气动载荷的作用下重力方向有较小的变形，首先沿展向对加强肋位置进行分析；对于缝翼主要包括以下结构：蒙皮、梁和肋板。除了肋板之外其余构件沿展向均布，因此可认为沿展向每段肋板之间的刚度是相同的，又因为加强肋的位置与某个肋板位置重合(滑轨连接到加强肋)，且缝翼翼面所受气动载荷沿展向呈均匀分布，因此可认为缝翼是等刚度的，按照等刚度双支点梁来计算加强肋的位置，进而对加强肋的支点位置进行分析。

图2为本发明一种前缘缝翼的干涉尾缘结构加强肋位置双支点梁剪力、弯矩和挠曲线图。缝翼简化为双支点简支梁，承受翼面上均匀分布的气动载荷q和支反力F，以图1左端点为原点，x为展向。其中l为展向总长，a为支点A距离原点距离，F

在计算梁挠度之前，首先求出支座A、B的支反力。根据力平衡和力矩平衡方程，平衡条件ΣF＝0和ΣM＝0：可求得支座反力：

F

其弯矩方程分别为：

A支座左侧：

A、B支座之间

B支座右侧

利用微分方程计算挠度曲线，挠曲线近似微分方程为：

可得出挠度的微分方程：

在工程问题中，主要关注的是梁的挠度，而对梁任意截面形心的展向位移这里不予考虑。下面分别计算三段的挠度和角度。

上式中，E为材料的弹性模量，I(x)为截面的惯性矩。

从上述三段挠度曲线方程可知，每段有两个未知积分常数，一共6个未知量，下面分别根据边界条件和变形协调条件来建立补充方程。根据刚度连续变形协调的设计要求，可知：

分别带入上面所求的角度和挠度方程，6个方程求解6个未知数，可得出积分常数值。根据目前给出的载荷数据缝翼延展向为均布载荷，这对加强肋位置影响不大，取q＝24，l＝1，经过计算可得

根据图2的挠度图可以看出，梁在两端和中间处会有最大的变形量，且因为对称分布两端变形量相等，则两处的变形量分别为

经过计算可得，当a＝0.2时，最大变形处的挠度有最小值。因此两个加强肋可以分别布置在沿展向比例20％和80％处。

图3为本发明一种前缘缝翼的干涉尾缘结构的尾缘与机翼固定前缘的理论“干涉”示意图，本发明为一种干涉尾缘结构，通过对缝翼1的尾缘进行一个向下干涉量的设置，与机翼固定前缘2发生理论上的“干涉”，来达到飞机巡航姿态减小缝翼尾缘翘曲变形的效果，进而有效地提高机翼的增升效果。

图4为本发明一种前缘缝翼的干涉尾缘结构的尾缘与机翼的固定前缘的巡航状态示意图，在飞机的巡航状态下，缝翼被强制与机翼的固定前缘接触在一起，因此二者之间会产生相互作用力，缝翼尾缘因为与前缘被强制接触，自身会产生恢复原本形状的回复力，该回复力使得缝翼尾缘向下变形。巡航姿态下，因为下翼面压强较高的气流通过该缝隙得到加速而流向上翼面，增大了上翼面的气流速度，降低了上下翼面压强差，使得尾缘产生向上的翘曲变形，与回复力对尾缘的变形方向相反，达到减小尾缘翘曲变形的效果。

图5为本发明一种前缘缝翼的干涉尾缘结构的透视图，缝翼主要包括以下结构：蒙皮、梁、肋板。蒙皮为承受气动载荷的主要部件，梁和肋板则把蒙皮收到的气动载荷传递到机翼。

为了得到合适的干涉量，首先对干涉尾缘与机翼前缘之间的回复力进行分析，回复力是指干涉尾缘与机翼前缘干涉后，尾缘产生的恢复自身原有形状的力。首先根据气动载荷计算得到缝翼所受的总载荷F为12000N。

F＝∑PA (12)

式中：P为缝翼所受的压强大小，A为缝翼蒙皮承受压强部位的面积。

对缝翼进行有限元仿真，针对上述计算得到的加强肋位置即20％和80％处添加固定端约束，蒙皮与各个结构件之间添加绑定约束模拟实际的连接情况，划分网格之后对缝翼施加巡航工况气动载荷和尾缘处的回复力进行仿真分析。其中取初始回复力的大小为总载荷的一半，即6000N，缝翼总展长为2.8m，因此所施加力大小为2142.9N/m。在此回复力和气动载荷下对缝翼进行仿真分析，得到尾缘处的变形量，其中最大变形量为2.372mm，最小变形量为0.863mm，无法满足尾缘变形量小于等于0的目标，需要增大回复力大小。

为了减小迭代次数，选择每次增加714N/m的回复力对缝翼进行分析，同时考虑缝翼尾缘延展向变形趋势，如图2挠曲线所示，两端和中间变形量较大，因此选择尾缘每段之间施加不同大小的回复力，最终迭代结果如表1所示。

表1不同大小回复力结果分析

由上表可知只有回复力总量为8350N时，可以满足尾缘变形量小于等于0的目标，选择8350N时回复力的施加方式，对缝翼仅施加改回复力，得到尾缘的变形量，其中最大变形量为6.5mm，最小变形量为4mm，因此可得到缝翼尾缘与机翼前缘的干涉量为4-6.5mm。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。