一种飞机开缝襟翼设计方法

摘要

本发明属于民用飞机气动布局设计领域，涉及一种飞机开缝襟翼设计方法。本发明包含：计算起降状态下机翼上表面的气流分离点，在分离点后取一点A做为襟翼和主翼的分界点；机翼下表面A点前0.65倍弦长处取一点B，设计作为襟翼前缘的AB曲线，同时协同设计整个襟翼的转轴中心O点，使得襟翼放下时主翼后缘和襟翼前缘之间形成收缩空气通道，使下表面气流流过间隙后吹除；利用CFD手段计算优化设计；通过设计加工风洞试验模型和进行风洞试验研究，确认。通过本技术设计的后缘开缝襟翼能保证飞机在起飞和着陆阶段使襟翼偏转一定的角度，在较低的速度下提供尽可能大的升力。

主权项

一种飞机开缝襟翼设计方法，其特征为所述方法包含以下步骤：步骤一，计算起降状态下机翼上表面的气流分离点，在分离点后取一点A做为襟翼和主翼的分界点；步骤二，机翼下表面A点前0.65倍弦长处取一点B，设计作为襟翼前缘的AB曲线，同时协同设计整个襟翼的转轴中心O点，使得襟翼放下时主翼后缘和襟翼前缘之间形成收缩空气通道，使下表面气流流过间隙后吹除；所述O点在机翼翼型外部，使得襟翼转动时能够同时后退；步骤三，利用CFD手段计算优化设计，根据计算结果返回步骤二人工分析优化设计，如此迭代给出最终的襟翼设计方案；步骤四，通过设计加工风洞试验模型和进行风洞试验研究，确认。