技术领域
[0001] 本
发明涉及
飞行器设计领域，具体是一种用于改善飞机
失速特性的能够变形的前缘缝翼及其设计方法。
背景技术
[0002] 前缘缝翼、飞机主翼和
后缘襟翼的组合模式是现代飞机获取高升
力以完成
起飞/着陆过程的主要方法。在前缘缝翼、飞机主翼和后缘襟翼的组合模式中，前缘缝翼的主要作用为：前缘缝翼打开后，将在前缘缝翼和飞机主翼之间形成外形收敛即入口宽出口窄的缝道，气流流经缝道后将
加速沿主翼上表面切线方向吹出，可有效吹除飞机主翼上堆积的低
能量气流，延迟机翼上的气流分离，使飞机在更大的来流
攻角下才会发生失速，从而提高飞机失速攻角(失速攻角指最大升力所对应的来流攻角)、增加飞机最大升力。
[0003] 除了增加飞机最大升力，保证飞机拥有良好的失速特性也是飞机设计的一项重要任务。良好的失速特性，不仅可以提高最大升力，还能有效减小飞机起飞/着陆速度，缩短滑跑长度、扩展飞行边界、保障飞行安全。
[0004] 前缘缝翼不仅可以有效增加飞机最大升力，对飞机失速特性也有重要影响。当飞机以接近失速攻角飞行时，前缘缝翼的压力系数峰值很高，会在压力系数峰值附近产生强逆压梯度，有可能导致绕前缘缝翼的气流突然发生分离，进而形成大范围的低能量尾迹流动，湮没位于下游的飞机主翼和后缘襟翼，导致飞机升力突然大幅下降并进入急失速，将严重危及飞行安全。
[0005] 基于
现有技术设计的飞机前缘缝翼均采用固定外形，如
专利US5839699、专利US4399970、专利EP0728101B1、专利CN201120328565.4、专利CN200980139682.1和文献“High-Lift Systems on Commercial Subsonic Airliners”所述的前缘装置，虽然可以通过滑轨或者
连杆机构的运动获得不同的前缘缝翼偏转角度和前伸量，以满足飞机起飞/着陆时所需的升力要求，但是，在整个起飞/着陆过程中，前缘缝翼却无法随来流攻角和飞机流动形态的变化相应改变自身形状以延迟气流分离。为了避免固定外形设计的前缘缝翼因发生气流分离而导致飞机进入急失速，前缘缝翼所承受的
气动载荷就有严格要求，不仅增加了前缘缝翼的设计难度，也限制了飞机获取更大升力的能力。
发明内容
[0006] 为了克服现有技术前缘缝翼设计的外形固定，导致前缘缝翼无法随来流攻角和飞机流动形态的变化相应改变自身形状以延迟气流分离，造成前缘缝翼一旦发生气流分离将引起飞机突然失速，危及飞行安全的弊端，本发明提出了一种能够变形的飞机前缘缝翼及其设计方法。
[0007] 本发明提出的能够变形的飞机前缘缝翼包括前缘缝翼滑轨、内段和外段组成，位于机翼前缘并沿展向分布；所述前缘缝翼的内段靠近
机身，所述前缘缝翼的外段靠近翼尖；其特征在于，将所述前缘缝翼的外段在该前缘缝翼向的20～40％处分割，成为活动段和固定段。所述的活动段位于该缝翼的前缘处。所述固定段通过所述前缘缝翼滑轨与主翼段相连，活动段与固定段之间通过
铰链连接，使活动段能够绕固定段偏转δ°。
[0008] 在剖分所述前缘缝翼时，活动段的剖分面与固定段的剖分面均为斜面，该斜面自所述前缘缝翼的上表面至下表面有δmax+2°的角度。
[0009] 在所述活动段和固定段之间的缝隙处固定有
橡胶块。所述橡胶块的一端粘贴在活动段的剖分面上，另一端粘贴在固定段的剖分面上，并且该橡胶块两端的粘贴点靠近该能够变形的前缘缝翼的下表面。
[0010] 所述能够变形的前缘缝翼的活动段的偏转通过液压作动器实现。所述液压作动器的最大行程对应能够变形的前缘缝翼活动段非工作状态。液压作动器的最小行程对应能够变形的前缘缝翼活动段的最大偏转角度。
[0011] 所述能够变形的前缘缝翼活动段的非工作状态为偏转角度δ＝0°；所述能够变形的前缘缝翼活动段的最大偏转角度δ＝δmax
[0012] 本发明还提出了一种所述能够变形的飞机前缘缝翼的设计方法，具体过程是：
[0013] 步骤1，确定前缘缝翼固定段在该前缘缝翼下表面的起始
位置。
[0014] 所述前缘缝翼固定段在该前缘缝翼下表面的位置点包括在前缘缝翼内端面的位置点和在前缘缝翼外端面的位置点，通过连接确定的前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的内端面的位置点与外端面的位置点得到所需的前缘缝翼固定段在该前缘缝翼下表面的起始位置。
[0015] 具体过程是：
[0016] 步骤1.1，确定前缘缝翼固定段在该前缘缝翼内端面的起始位置点。
[0017] 位于前缘缝翼固定段的内端面一侧的前缘缝翼滑轨与该前缘缝翼下表面连接处的连接点为前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置点c内；该起始位置点c内靠近缝翼前缘一侧。
[0018] 步骤1.2，确定外端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置点。
[0019] 取外端面一侧前缘缝翼滑轨与前缘缝翼下表面连接处靠近缝翼前缘一侧的连接点，该点即为前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置点c外。
[0020] 步骤1.3，确定前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置。
[0021] 将内端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置点c内与外端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置点c外相连，所得连线即为能够变形的前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置。
[0022] 步骤2，确定前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置。所述前缘缝翼固定段上表面的起始位置是，通过连接所述前缘缝翼固定段分别位于内端面上表面的起始位置点和外端面上表面的起始位置点得到。具体过程是：
[0023] 步骤2.1，确定内端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置点。
[0024] 前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置由所述前缘缝翼的弦向长度确定，具体是，作前缘缝翼内端面上的前缘点a内和后缘点b内的连线，并将该连线的长度定义为前缘缝翼的弦向长度L内。在前缘点a内和后缘点b内连线上，在距离前缘点a内为25％L内处作所述连线的垂线，并使该垂线与前缘缝翼上表面相交，得到交点为d内。此交点d内即为内端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置。如
附图5a所示。
[0025] 步骤2.2，确定外端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置点。
[0026] 前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置由所述前缘缝翼的弦向长度确定，具体是，做前缘缝翼内端面上的前缘点a外和后缘点b外的连线，并将该连线的长度定义为前缘缝翼的弦向长度L外。在所述前缘点a外和后缘点b外连线上作垂线，该垂线在所述连线上的位置距离前缘点a外为25％L外；延长所述垂线与前缘缝翼上表面相交，得到交点d外。此交点d外即为外端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置。
[0027] 步骤2.3，确定能够变形的前缘缝翼的固定段在前缘缝翼上表面的起始位置。
[0028] 将步骤2.1和步骤2.2中得到的内端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置点d内与外端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置点d外连接，所得连线即为能够变形的前缘缝翼的固定段在前缘缝翼上表面的起始位置，此起始位置也是前缘缝翼活动段在前缘缝翼上表面的终止位置，连接活动段和固定段的铰链布置于该连线上。
[0029] 步骤3，确定前缘缝翼活动段的最大偏转角度。
[0030] 步骤3.1，确定固定外形前缘缝翼失速攻角时前缘缝翼的压力系数峰值。
[0031] 通过现有
流体力学数值模拟方法计算固定外形前缘缝翼的飞机流场，得到失速攻角下前缘缝翼展向对称面处的型面上的压力系数Cp和型面的几何坐标(x,y)，进而得到压力系数Cp与型面横坐标x/c的关系图，如附图8所示，c为型面在x方向的长度。压力系数Cp的最小值，即压力系数峰值，记为Cpmin。
[0032] 压力系数Cp的定义为：
[0033] Cp＝(P-Pref)/(0.5*ρ*V2)； (2)
[0034] 其中：P为前缘缝
翼型面上各坐标点的压力；Pref为相对压力，本
实施例取标准
大气压。
[0035] 步骤3.2，确定前缘缝翼活动段的最大偏转角度。
[0036] 前缘缝翼活动段的最大偏转角度δmax是根据固定外形的前缘缝翼的最大下调幅度△Cpmax确定；所述所述的固定外形的前缘缝翼的最大下调幅度△Cpmax为能够变形的前缘设计时，期望失速攻角下的前缘缝翼的压力系数峰值的最大下调幅度。
[0037] 以前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面和上表面的起始位置的连线为界，将前缘缝翼的几何外形分为活动段和固定段两部分，通过
迭代设计确定活动段绕铰链的顺
时针最大偏转角度δmax；
[0038] 步骤3.2.1，选择初始偏转角度
[0039] 缝翼活动段偏转角度的初始值记为δ1。
[0040] 步骤3.2.2，通过数值模拟，确定第i次迭代时失速攻角状态下前缘缝翼的压力系数峰值变化。
[0041] 选取的缝翼活动段偏转角度记为δi，为前缘缝翼活动段偏转角度的迭代次数在第i次迭代时，将前缘缝翼活动段逆时针旋转δi角度；同时第i次迭代过程得到的能够变形的前缘缝翼失速攻角下的压力系数峰值记为Cpmin_i。通过现有流体力学数值模拟方法计算偏角为δi时能够变形的前缘缝翼的飞机流场，得到失速攻角下前缘缝翼展向对称面处的型面上的压力系数Cp和型面的几何坐标(x,y)，进而得到偏转角度为δi时能够变形的的前缘缝翼压力系数峰值Cpmin_i；并同时得到偏角为δi时的能够变形的前缘缝翼压力系数峰值Cpmin_i与固定外形的前缘缝翼失速攻角下的前缘缝翼压力系数峰值Cpmin的差值△i；
[0042] △Cpi＝Cpmin_i-Cpmin； (3)
[0043] 步骤3.2.3，计算i+1次迭代设计时的偏转角度。
[0044] 根据△Cpi的值，采用公式(4)确定迭代设计过程中下一次的偏转角度值δi+1：
[0045] δi+1＝δi/(1-k*△Cpi/△Cpmax)； (4)
[0046] 其中，δi为第i次迭代的缝翼活动段的偏转角度；δi+1为第i+1次迭代的缝翼活动段的偏转角度；k为收敛因子；i为当前迭代设计的次数，i＝1,2,3…。
[0047] 步骤3.2.4，判断第i次迭代设计是否满足设计要求。根据步骤3.2.2中得到的第i次迭代偏转角度为δi时的能够变形的前缘缝翼压力系数峰值Cpmin_i与固定外形的前缘缝翼失速攻角下的前缘缝翼压力系数峰值Cpmin的差值△Cpi判断第i步迭代设计是否满足设计要求。若满足|△Cpi-△Cpmax|/△Cpmax≤0.05，停止迭代，此时得到的δi值即为前缘缝翼活动段4的最大偏转角度δmax。若不满足|△Cpi-△Cpmax|/△Cpmax≤0.05，则采用步骤3.2.3中得到的偏转角度δi+1，重复步骤3.2.2和步骤3.2.3的过程，直至满足|△Cpi-△Cpmax|/△Cpmax≤0.05为止。
[0048] 当迭代次数i>10时仍不能满足|△Cpi-△Cpmax|/△Cpmax≤0.05的判断条件，将△Cpmax数值变为缘数值的95％，重新进行步骤3.2.1的选取前缘缝翼活动段的下偏角度δ的工作，直至前缘缝翼活动段的下偏角度δ满足调整后△Cpmax值的需要；
[0049] 若在步骤3.2.4中，迭代次数i>10，仍不能满足|△Cpi-△Cpmax|/△Cpmax≤0.05的判断条件，说明△Cpmax取值太大，前缘缝翼活动段的下偏角度δ无法满足调整△Cpmax的设计要求。此时，将△Cpmax数值变为缘数值的95％，重新进行步骤3.2.1的选取前缘缝翼活动段的下偏角度δ的工作，直至前缘缝翼活动段的下偏角度δ满足调整后△Cpmax值的需要。
[0050] 步骤4，确定前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置。所述终止位置通过连接内端面上前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置点和外端面上前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置点得到。
[0051] 步骤4.1，确定内端面上前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置点。
[0052] 根据步骤3确定的前缘缝翼活动段的最大偏转角度δmax，在前缘缝翼内端面上作所述前缘缝翼上表面的起始位置d内和下表面起始位置c内的连线。将该连线以d内为中心顺时针旋转δmax+2°，延伸该连线，使该连线与前缘缝翼活动段下表面相交得到交点e内，所述交点e内即为内端面上前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置点。
[0053] 步骤4.2，确定外端面上前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置点。
[0054] 根据步骤3确定的前缘缝翼活动段的最大偏转角度δmax，在前缘缝翼外端面上作该前缘缝翼上表面的起始位置d外和下表面起始位置c外的连线。将该连线以d外为中心顺时针旋转δmax+2°，延伸该连线，使该连线与前缘缝翼活动段下表面相交得到交点e外，所述交点e外即为外端面上前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置点。
[0055] 步骤4.3，确定前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置。
[0056] 将前缘缝翼活动段沿展向的内端面上的终止位置点e内与外端面上的终止位置点e外相连，所得连线即为能够变形的前缘缝翼的活动段在前缘缝翼下表面的终止位置。
[0057] 步骤5，确定前缘缝翼活动段和固定段的最终尺寸。
[0058] 确定前缘缝翼活动段的最终尺寸：
[0059] 在前缘缝翼内端面上，连接前缘缝翼活动段在前缘缝翼上表面的终止位置d内和前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置点e内；在前缘缝翼外端面上，连接前缘缝翼活动段在前缘缝翼上表面的终止位置d外和前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置点e外。上述两条连线与前缘缝翼活动段在前缘缝翼上表面终止位置的连线和下表面终止位置的连线之间组成的空间曲面即为前缘缝翼活动段的终止位置截面。沿所述终止位置截面分割固定外形前缘缝翼，得到前缘缝翼活动段的最终尺寸和几何外形。
[0060] 在确定前缘缝翼固定段的最终尺寸：
[0061] 在前缘缝翼内端面上，作前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面起始位置点d内与所述前缘缝翼下表面的起始位置点c内的连线；在前缘缝翼外端面上，作前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面起始位置点d外与所述前缘缝翼下表面的起始位置点c外的连线。
[0062] 上述两条连线与前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面起始位置的连线和下表面起始位置的连线之间组成的空间曲面即为前缘缝翼固定段的起始位置截面。沿所述起始位置截面分割固定外形前缘缝翼，得到前缘缝翼固定段的最终尺寸和几何外形。
[0063] 至此，完成所述能够变形的飞机前缘缝翼的设计。
[0064] 本发明将现有技术的飞机前缘缝翼切分为活动段和固定段两部分，并通过铰链将活动段和固定段链接，使活动段可以绕铰链偏转，从而实现根据不同需要将活动段偏转相应角度以达到改变前缘缝翼外形的目的。连接前缘缝翼活动段和固定段的铰链位于活动段和固定段的交线上。
[0065] 本发明所述的能够变形的前缘缝翼沿前缘缝翼的整个展向方向布置，并且所述能够变形的前缘缝翼在不工作时，其整个外形的偏转角度、前伸距离都与固定外形的现有技术前缘缝翼一致。
[0066] 所述能够变形的前缘缝翼沿用了固定外形飞机前缘缝翼与飞机主翼段间的连接机构及作动机构，以尽可能减小对飞机原有结构的改动，简化设计。
[0067] 在飞机起飞/着陆过程中，为避免所述能够变形的前缘缝翼工作时，前缘缝翼的活动段和固定段之间形成的裸露缝隙产生较大的噪音，在缝隙出口处加装了橡胶块进行封堵。
[0068] 当飞机以大攻角特别是接近失速攻角飞行时，将前缘缝翼的活动段下偏一定角度，以减小前缘缝翼与来流的攻角，降低前缘缝翼的压力系数峰值，削弱压力系数峰值附近的逆压梯度强度，从而延迟前缘缝翼的气流分离，增加飞机的最大升力，并使飞机的失速过程缓慢，失速后的飞机升力变化缓和，以便飞机具有足够的失速预警时间，保证飞行安全。
[0069] 试验证明，将本发明应用于某型客机，在飞行速度为
马赫数0.2的飞机典型着陆状态，通过将前缘缝翼的活动段偏转δ＝8°，能够使该飞机的等弦长后掠机翼机身组合体的失速攻角αstall推迟2°，最大升力系数CLmax增加1.44％，并使飞机由原先的突然失速变为缓慢失速，提高了飞行安全性。
[0070] 与现有技术相比，本发明所取得的效果表现在以下方面：
[0071] 1.本发明的能够变形的前缘缝翼通过将前缘缝翼的活动段下偏一定角度，可以有效延迟前缘缝翼的气流分离，增加飞机的失速迎角，并使失速后的飞机升力减小很缓慢，缓和了飞机的失速过程，拓展了飞行边界，提高了飞行安全性。
[0072] 2.本发明的能够变形的前缘缝翼通过前缘缝翼活动段的下偏，可以进一步增加飞机起飞着陆阶段的最大升力，从而提高飞机的装载能力。同时，也放宽了前缘缝翼所承受的气动载荷限制，降低了前缘缝翼的设计难度。
[0073] 3.本发明的能够变形的前缘缝翼通过改造飞机现有技术的前缘缝翼而获得，因此，不需要重新设计前缘缝翼上下表面的几何外形，只需确定前缘缝翼活动段和固定段的尺寸以及活动段的偏转角度即可，降低了技术难度。
[0074] 4.本发明的能够变形的前缘缝翼在不工作时，其整个外形的下偏角度、前伸距离都与固定外形的前缘缝翼一致，且沿用了固定外形的前缘缝翼的连接机构和作动机构。因此，本发明的能够变形的前缘缝翼非常适合用于对现有飞机的前缘缝翼进行改进设计，以改善现有飞机在起飞/着陆阶段的失速特性。
[0075] 5.本发明的能够变形的前缘缝翼可以根据不同飞行阶段的具体需求灵活调整前缘缝翼活动段的偏转角度，具有任务自适应能力。如飞机在以起飞/着陆最常用的来流攻角飞行时，前缘缝翼承受的气动载荷较低，绕前缘缝翼的气流一般不会发生分离，此时，前缘缝翼的活动段不偏转，以保持较好的升阻力特性和噪声特性。而在以大攻角特别是接近失速攻角飞行时，前缘缝翼承受的气动载荷较高，容易发生气流分离，此时，将前缘缝翼的活动段下偏一定角度，以延迟前缘缝翼的气流分离，防止飞机突然失速，保证飞行安全。
附图说明
[0076] 附图1是大型客机起飞/着陆状态的外形俯视图；
[0077] 附图2是能够变形的前缘缝翼活动段非工作状态下的型面示意图；
[0078] 附图3是能够变形的前缘缝翼活动段最大偏度工作状态下的型面示意图；
[0079] 附图4a是确定内端面上能够变形的前缘缝翼固定段下表面的起始位置点示意图；附图4b是确定外端面上能够变形的前缘缝翼固定段下表面的起始位置点示意图。
[0080] 附图5a是确定内端面上能够变形的前缘缝翼固定段上表面的起始位置点示意图；附图5b是确定外端面上能够变形的前缘缝翼固定段上表面的起始位置点示意图。
[0081] 附图6a是确定内端面上能够变形的前缘缝翼活动段下表面的终止位置点示意图；附图6b是确定外端面上能够变形的前缘缝翼活动段下表面的终止位置点示意图。
[0082] 附图7是能够变形的前缘缝翼改善飞机失速特性和升力特性的效果示意图；
[0083] 附图8是采用现有技术固定外形前缘缝翼和能够变形的前缘缝翼的压力系数分布比较；
[0084] 附图9是采用现有技术固定外形前缘缝翼前缘缝翼的飞机流动分离区域；
[0085] 附图10是采用现有技术固定外形前缘缝翼前缘缝翼的飞机流动分离区域。其中：
[0086] 1.前缘缝翼；2.主翼段；3.后缘襟翼；4.前缘缝翼活动段；5.前缘缝翼固定段；6.前缘缝翼滑轨；7.
滑轮；8.液压作动器；9.橡胶块；10.采用现有技术固定外形前缘缝翼的升力系数曲线；11.采用能够变形的前缘缝翼的升力系数曲线；12.采用现有技术固定外形前缘缝翼的压力系数分布；13.采用能够变形的前缘缝翼的压力系数分布；14.飞机流动分离区域。
具体实施方式
[0087] 本实施例是一种能够变形的飞机前缘缝翼，通过改变所述前缘缝翼的外形以改善飞机的失速特性。
[0088] 本实施例以某型飞机为例，对所述能够变形的飞机前缘缝翼的技术方案加以描述。
[0089] 所述某型飞机机翼前缘采用有固定外形前缘缝翼，该固定外形前缘缝翼采用现有技术。本实施例是对所述某型飞机的固定外形前缘缝翼进行改进后得到的。
[0090] 如附图1所示，飞机在起飞/着陆过程中，采用前缘缝翼1、主翼段2和后缘襟翼3的组合模式，以获取飞机起飞/着陆所需的高升力。现有技术的前缘缝翼由内段和外段组成，位于机翼前缘并沿展向分布；所述前缘缝翼的内段靠近机身，所述前缘缝翼的外段靠近翼尖。本实施例所述能够变形的飞机前缘缝翼是对前缘缝翼的外段进行改进后得到的。
[0091] 如附图2所示，本实施例将现有技术中的前缘缝翼的外段沿弦向分为活动段4和固定段5两部分，剖分的位置位于该前缘缝翼外段弦向的20～40％处，本实施例中，所述活动段4和固定段5的剖分处位于该前缘缝翼外段弦向的25％。所述的活动段4位于该缝翼的前缘处。所述固定段采用现有前缘缝翼技术中的前缘缝翼滑轨与主翼段相连，活动段4与固定段5之间通过铰链连接，使活动段4能够绕固定段5偏转δ°。
[0092] 在剖分所述前缘缝翼时，活动段4的剖分面与固定段5的剖分面均为斜面，该斜面自所述前缘缝翼的上表面至下表面有δmax+2°的角度，本实施例中δmax＝8°，使位于前缘缝翼下表面的切口大于该前缘缝翼上表面的切口，以满足活动段的偏转。
[0093] 使用时，根据不同飞行状态的任务需要，将前缘缝翼活动段4偏转至当前飞行状态所需的角度，达到改变前缘缝翼外形的目的。连接活动段4和固定段5的铰链布置于活动段4和固定段5的上表面交界位置。
[0094] 在非工作状态时，所述能够变形的前缘缝翼的活动段4无偏转，使活动段4与固定段5作为一个整体保持了现有技术中的前缘缝翼的功能。
[0095] 所述能够变形的前缘缝翼与主翼段2之间通过作动机构连接。所述作动机构采用现有技术，由前缘缝翼滑轨6和滑轮7组成，安装在能够变形的前缘缝翼切分位置处的固定段下表面上。
[0096] 如附图2所示，为避免飞机在起飞/着陆过程中，所述能够变形的前缘缝翼在工作时由活动段4和固定段5之间形成的裸露缝隙带来较大的噪音，在活动段4和固定段5之间的缝隙处粘贴有橡胶块9进行封堵。所述橡胶块的一端粘贴在活动段的剖分面上，另一端粘贴在固定段的剖分面上，并且该橡胶块两端的粘贴点靠近该能够变形的前缘缝翼的下表面。当所述活动段偏转后，通过所述橡胶块保证所述能够变形的前缘缝翼的下表面的连续。
[0097] 所述能够变形的前缘缝翼的活动段4的偏转通过液压作动器8实现。液压作动器8的最大行程对应能够变形的前缘缝翼活动段4非工作状态，即偏转角度δ＝0°位置，如附图2所示。液压作动器8的最小行程对应能够变形的前缘缝翼活动段4的最大偏转角度，即偏转角δ＝δmax位置，如附图3所示。
[0098] 所述能够变形的前缘缝翼的活动段的最大偏转角度δmax根据固定外形的飞机前缘缝翼在失速攻角下的压力系数峰值的最大下调幅度△Cpmax确定。本实施例中，所述△Cpmax＝1.5，对应的前缘缝翼活动段的最大偏转角度δmax＝8°。
[0099] 当所述能够变形的前缘缝翼的活动段4的最大偏转角度δmax确定之后，根据飞机在起飞/着陆过程中的具体需要，使前缘缝翼的活动段4在δ＝0°～δmax之间偏转。本实施例中，当飞机以接近失速攻角飞行时，在起飞阶段，前缘缝翼的活动段4的下偏角度δ＝5°；着陆阶段，取前缘缝翼的活动段4的下偏角度δ＝8°。
[0100] 本实施例仅以飞机一侧的外段前缘缝翼为例，说明所述能够变形的飞机前缘缝翼的具体设计过程。所述的设计过程包括确定所述外段前缘缝翼的剖分面和活动段的最大偏转角度。具体过程是：
[0101] 步骤1，确定前缘缝翼固定段在该前缘缝翼下表面的起始位置。
[0102] 所述前缘缝翼固定段在该前缘缝翼下表面的位置点包括在前缘缝翼内端面的位置点和在前缘缝翼外端面的位置点，通过连接确定的前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的内端面的位置点与外端面的位置点得到所需的前缘缝翼固定段在该前缘缝翼下表面的起始位置。本实施例所述的引流槽4沿前缘缝翼1的展向布置。设定前缘缝翼沿展向靠近翼根一端的端面为内端面，前缘缝翼沿展向靠近翼尖一端的端面为外端面。
[0103] 由于本实施例中的前缘缝翼1通过固定外形前缘缝翼技术中的作动机构与飞机主翼2连接，因此，为保证能够沿用改造前的固定外形前缘缝翼1与飞机主翼2之间的作动机构，前缘缝翼固定段5在前缘缝翼下表面的起始位置应避开作动机构中的缝翼滑轨6与缝翼下表面的连接处。
[0104] 具体过程是：
[0105] 步骤1.1，确定前缘缝翼固定段在该前缘缝翼内端面的起始位置点。
[0106] 所述前缘缝翼固定段的内端面是指外段前缘缝翼沿展向靠近翼根一侧的端面，反之，外段前缘缝翼沿展向靠近翼尖一侧的端面为外端面。
[0107] 本实施例中，位于前缘缝翼固定段的内端面一侧的前缘缝翼滑轨6与该前缘缝翼下表面连接处的连接点为前缘缝翼固定段5在前缘缝翼下表面的起始位置点c内，如附图4a所示；该起始位置点c内靠近缝翼前缘一侧。
[0108] 步骤1.2，确定外端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置点。
[0109] 本实施例中，取外端面一侧前缘缝翼滑轨6与前缘缝翼下表面连接处靠近缝翼前缘一侧的连接点，该点即为前缘缝翼固定段5在前缘缝翼下表面的起始位置点，记为点c外，如附图4b所示。
[0110] 步骤1.3，确定前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置。
[0111] 将内端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置点c内与外端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置点c外相连，所得连线即为能够变形的前缘缝翼固定段在前缘缝翼下表面的起始位置。
[0112] 步骤2，确定前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置。所述前缘缝翼固定段上表面的起始位置是，通过连接所述前缘缝翼固定段分别位于内端面上表面的起始位置点和外端面上表面的起始位置点得到。具体过程是：
[0113] 步骤2.1，确定内端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置点。
[0114] 前缘缝翼固定段5在前缘缝翼上表面的起始位置由所述前缘缝翼1的弦向长度确定。做前缘缝翼内端面上的前缘点a内和后缘点b内的连线，并将该连线的长度定义为前缘缝翼的弦向长度L内。在前缘点a内和后缘点b内连线上，在距离前缘点a内为25％L内处作所述连线的垂线，并使该垂线与前缘缝翼上表面相交，得到交点为d内。此交点d内即为内端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置。如附图5a所示。
[0115] 步骤2.2，确定外端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置点。
[0116] 所述确定外端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置点的方法与确定内端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置点的方法相同。
[0117] 前缘缝翼固定段5在前缘缝翼上表面的起始位置由所述前缘缝翼1的弦向长度确定。做前缘缝翼内端面上的前缘点a外和后缘点b外的连线，并将该连线的长度定义为前缘缝翼的弦向长度L外。在所述前缘点a外和后缘点b外连线上作垂线，该垂线在所述连线上的位置距离前缘点a外为25％L外；延长所述垂线与前缘缝翼上表面相交，得到交点d外。此交点d外即为外端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置。如附图5b所示。
[0118] 步骤2.3，确定能够变形的前缘缝翼的固定段在前缘缝翼上表面的起始位置。
[0119] 将步骤2.1和步骤2.2中得到的内端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置点d内与外端面上前缘缝翼固定段在前缘缝翼上表面的起始位置点d外连接，所得连线即为能够变形的前缘缝翼的固定段5在前缘缝翼上表面的起始位置，此起始位置也是前缘缝翼活动段4在前缘缝翼上表面的终止位置，连接活动段4和固定段5的铰链布置于该连线上。
[0120] 步骤3，确定前缘缝翼活动段的最大偏转角度。
[0121] 步骤3.1，确定固定外形前缘缝翼失速迎角时前缘缝翼的压力系数峰值。
[0122] 通过现有流体力学数值模拟方法计算固定外形前缘缝翼的飞机流场，得到失速攻角下前缘缝翼展向对称面处的型面上的压力系数Cp和型面的几何坐标(x,y)，进而得到压力系数Cp与型面横坐标x/c的关系图，如附图8所示，c为型面在x方向的长度。压力系数Cp的最小值，即压力系数峰值，记为Cpmin。
[0123] 压力系数Cp的定义为：
[0124] Cp＝(P-Pref)/(0.5*ρ*V2)； (2)
[0125] 其中：P为前缘缝翼型面上各坐标点的压力；Pref为相对压力，本实施例取标准大气压。
[0126] 步骤3.2，确定前缘缝翼活动段的最大偏转角度。
[0127] 前缘缝翼活动段4的最大偏转角度δmax是根据固定外形前缘缝翼的压力系数峰值的最大下调幅度△Cpmax确定，△Cpma＝-1.6～-2.0。所述所述的固定外形的前缘缝翼的最大下调幅度△Cpmax为能够变形的前缘设计时，期望失速攻角下的前缘缝翼的压力系数峰值的最大下调幅度，本实施例中选取为△Cpmax＝-1.6。前缘缝翼活动段4的偏转角度δ改变直接引起前缘缝翼外形的变化，使飞机起飞着陆失速攻角时前缘缝翼压力系数Cp的峰值产生变化，相对于固定外形前缘缝翼，最大偏转角度δmax对应的最大下调幅度为△Cpmax,。所述确定前缘缝翼活动段的最大偏转角度δmax是通过对最大偏转角度进行迭代设计后得到的。
[0128] 以前缘缝翼固定段5在前缘缝翼下表面和上表面的起始位置的连线为界，将前缘缝翼1的几何外形分为活动段4和固定段5两部分，通过迭代设计确定活动段4绕铰链的逆时针最大偏转角度δmax。
[0129] 具体是：
[0130] 步骤3.2.1，选择初始偏转角度
[0131] 缝翼活动段偏转角度的初始值记为δ1，本实施例中，δ1取为6°。
[0132] 步骤3.2.2，通过数值模拟，确定第i次迭代时失速攻角状态下前缘缝翼的压力系数峰值变化。
[0133] 选取的缝翼活动段偏转角度记为δi，为前缘缝翼活动段偏转角度的迭代次数在第i次迭代时，将前缘缝翼活动段4逆时针旋转δi角度。同时第i次迭代过程得到的能够变形的前缘缝翼失速攻角下的压力系数峰值记为Cpmin_i。
[0134] 通过现有流体力学数值模拟方法计算偏角为δi时能够变形的前缘缝翼的流场，得到失速攻角下前缘缝翼展向对称面位置型面的压力系数Cp和型面的几何坐标(x,y)，进而得到偏转角度为δi时能够变形的前缘缝翼的压力系数峰值Cpmin_i。进而得到偏角为δi时的能够变形的前缘缝翼压力系数峰值Cpmin_i与固定外形的前缘缝翼失速攻角下的前缘缝翼压力系数峰值Cpmin的差值△Cpi。
[0135] △Cpi＝Cpmin_i-Cpmin； (3)
[0136] 步骤3.2.3，计算i+1次迭代设计时的偏转角度。
[0137] 根据△Cpi的值，采用公式(4)确定迭代设计过程中下一次的偏转角度值δi+1：
[0138] δi+1＝δi/(1-k*△Cpi/△Cpmax)； (4)
[0139] 其中，δi为第i次迭代的缝翼活动段的偏转角度；δi+1为第i+1次迭代的缝翼活动段的偏转角度；k为收敛因子，本实施例取k＝1.1；i为当前迭代设计的次数，i＝1,2,3…。
[0140] 步骤3.2.4，判断第i次迭代设计是否满足设计要求。
[0141] 根据步骤3.2.2中得到的第i次迭代偏转角度为δi时的能够变形的前缘缝翼压力系数峰值Cpmin_i与固定外形前缘缝翼失速攻角下的前缘缝翼压力系数峰值Cpmin的差值△Cpi判断第i步迭代设计是否满足设计要求。若满足|△Cpi-△Cpmax|/△Cpmax≤0.05，停止迭代，此时得到的δi值即为前缘缝翼活动段4的最大偏转角度δmax。若不满足|△Cpi-△Cpmax|/△Cpmax≤0.05，则采用步骤3.2.3中得到的偏转角度δi+1，重复步骤3.2.2和步骤3.2.3的过程，直至满足|△Cpi-△Cpmax|/△Cpmax≤0.05为止。
[0142] 若在步骤3.2.4中，迭代次数i>10，仍不能满足|△Cpi-△Cpmax|/△Cpmax≤0.05的判断条件，说明△Cpmax取值太大，前缘缝翼活动段的下偏角度δ无法满足调整△Cpmax的设计要求。此时，将△Cpmax数值变为缘数值的95％，重新进行步骤3.2.1的选取前缘缝翼活动段的下偏角度δ的工作，直至前缘缝翼活动段的下偏角度δ满足调整后△Cpmax值的需要。
[0143] 步骤4，确定前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置。所述终止位置通过连接内端面上前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置点和外端面上前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置点得到。
[0144] 步骤4.1，确定内端面上前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置点。
[0145] 根据步骤3确定的前缘缝翼活动段4的最大偏转角度δmax，在前缘缝翼内端面上作所述前缘缝翼上表面的起始位置d内和下表面起始位置c内的连线。将该连线以d内为中心顺时针旋转δmax+2°，延伸该连线，使该连线与前缘缝翼活动段4下表面相交得到交点e内，所述交点e内即为内端面上前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置点。
[0146] 步骤4.2，确定外端面上前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置点。
[0147] 根据步骤3确定的前缘缝翼活动段4的最大偏转角度δmax，在前缘缝翼外端面上作该前缘缝翼上表面的起始位置d外和下表面起始位置c外的连线。将该连线以d外为中心顺时针旋转δmax+2°，延伸该连线，使该连线与前缘缝翼活动段4下表面相交得到交点e外，所述交点e外即为外端面上前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置点。
[0148] 本实施例中，旋转角度为δmax+2°是为了保证橡胶块在被最大幅度压缩后仍能够布置在活动段4和固定段5之间的缝隙中。
[0149] 步骤4.3，确定前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置。
[0150] 将前缘缝翼活动段沿展向的内端面上的终止位置点e内与外端面上的终止位置点e外相连，所得连线即为能够变形的前缘缝翼的活动段4在前缘缝翼下表面的终止位置。
[0151] 步骤5，确定前缘缝翼活动段和固定段的最终尺寸。
[0152] 确定前缘缝翼活动段的最终尺寸：
[0153] 在前缘缝翼内端面上，连接前缘缝翼活动段在前缘缝翼上表面的终止位置d内和前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置点e内；在前缘缝翼外端面上，连接前缘缝翼活动段在前缘缝翼上表面的终止位置d外和前缘缝翼活动段在前缘缝翼下表面的终止位置点e外。上述两条连线与前缘缝翼活动段4在前缘缝翼上表面终止位置的连线和下表面终止位置的连线之间组成的空间曲面即为前缘缝翼活动段4的终止位置截面。沿所述终止位置截面分割固定外形前缘缝翼，得到前缘缝翼活动段4的最终尺寸和几何外形。
[0154] 在确定前缘缝翼固定段的最终尺寸：
[0155] 在前缘缝翼内端面上，作前缘缝翼固定段5在前缘缝翼上表面起始位置点d内与所述前缘缝翼下表面的起始位置点c内的连线；在前缘缝翼外端面上，作前缘缝翼固定段5在前缘缝翼上表面起始位置点d外与所述前缘缝翼下表面的起始位置点c外的连线。
[0156] 上述两条连线与前缘缝翼固定段5在前缘缝翼上表面起始位置的连线和下表面起始位置的连线之间组成的空间曲面即为前缘缝翼固定段5的起始位置截面。沿所述起始位置截面分割固定外形前缘缝翼，得到前缘缝翼固定段5的最终尺寸和几何外形。
[0157] 至此，完成所述能够变形的飞机前缘缝翼的设计。
[0158] 本实施例所述能够变形的前缘缝翼的工作原理是：当飞机以大攻角特别是接近失速攻角飞行时，将前缘缝翼的活动段4下偏角度δ，从而减小前缘缝翼1与来流的攻角α，如附图3所示，以达到延迟前缘缝翼气流分离，缓和飞机失速过程，改善飞机失速特性的目的。
[0159] 通过计算流体力学仿真手段，验证了本实施例的能够变形的前缘缝翼具有延迟前缘缝翼气流分离、提高失速攻角和最大升力、缓和失速过程，改善飞机失速特性等作用。
[0160] 从附图7的升力系数曲线对比可以看到，在飞行速度为马赫数0.2的飞机典型着陆状态，采用能够变形的前缘缝翼，通过将前缘缝翼的活动段偏转δ＝8°，可使某飞机的等弦长后掠机翼机身组合体的失速攻角αstall从采用固定外形前缘缝翼时的28°推迟到了30°，增加了2°；最大升力系数CLmax从3.199增至3.245，提升了1.44％；更重要的是，在来流攻角α＝28°～31°的失速区域内，随攻角增加，升力系数变化很小，失速过程很缓和，使得飞机由原先的突然失速变为缓慢失速，从而有效改善了失速特性，提高了飞行安全性。
[0161] 本实施例的能够变形的前缘缝翼改善飞机的失速特性，其主要的物理机制在于：前缘缝翼活动段4的下偏减小了前缘缝翼1与来流的攻角α，从而降低了前缘缝翼的压力系数峰值Cpmin，削弱了压力系数峰值附近的逆压梯度强度，推迟了前缘缝翼的气流分离。
[0162] 从附图8的压力系数分布可以清楚看到，在来流攻角α＝29°时，采用固定外形前缘缝翼时，前缘缝翼的对称面处型面上的压力系数Cp的峰值达到了Cpmin＝-19.3，而采用能够变形的前缘缝翼时，在将前缘缝翼的活动段下偏δ＝8°之后，同样在来流攻角α＝29°时，前缘缝翼的对称面处型面上的压力系数Cp的峰值已减小至Cpmin＝-17.7；虽然前缘缝翼的压力系数峰值下降，但是前缘缝翼的压力系数所包围的面积基本不变，且在压力系数峰值附近，压力系数存在一个小平台，削弱了压力系数峰值附近的逆压梯度强度。
[0163] 降低前缘缝翼的压力系数峰值，减弱压力系数峰值附近的逆压梯度强度，将有助于延迟气流分离的发生，保证流场品质。如附图9所示，采用固定外形前缘缝翼，某飞机的等弦长后掠机翼机身组合体在来流攻角α＝29°时，绕前缘缝翼的气流发生了分离，导致飞机的主翼上表面被大面积的分离流动所
覆盖，造成升力大幅损失，引起飞机失速，且失速过程急剧。而附图10则显示，采用能够变形的前缘缝翼，在将前缘缝翼的活动段偏转δ＝8°之后，同样在来流攻角α＝29°时，主翼上表面的分离流动面积已经大幅缩小，且分离的位置更加靠近机翼外端，保证了在机翼大部分区域都能获得良好的附着流动形态，从而维持了全机升力，改善了飞机的失速特性。
