專利名稱：充氣式柔性襟翼的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及飛行器設計領域，具體是一種充氣式柔性襟翼。
背景技術：
現(xiàn)代飛行器設計，尤其是大型飛機設計中，保證在起飛著陸時低速壓情況下能夠 獲得足夠的升力是一項十分關鍵的工作。目前，在設計中通常采用前緣縫翼、后緣襟翼等復 雜的多段式增升裝置，這些裝置在起飛、著陸時可以增加機翼的彎度和有效面積，控制氣流 流動，從而達到增升的目的。但是多段翼型上的流動非常復雜，涉及附面層、尾跡干擾、分離 等復雜流動現(xiàn)象，使得高性能多段翼型的設計變得非常困難。即使設計成功，實際使用時也 往往難以達到預期效果。因此，在原有普通翼型的基礎上增加一些簡單的裝置來提高翼型 的氣動性能是一種很有應用價值技術。傳統(tǒng)襟翼都是通過部分翼面的相對偏轉來改變機翼上的氣流流向，以此獲得期望 的空氣動力學特性。襟翼的偏轉一般由液壓系統(tǒng)或一定功率的舵機完成。這些系統(tǒng)(尤其 是液壓機械系統(tǒng))不僅重量和體積都比較大，而且不便于設計和安裝。因為襟翼通常位于 厚度很小的機翼后緣，有時飛機設計者們不得不在翼面上鼓起一個凸包來安置襟翼的驅動 系統(tǒng)(這顯然會影響機翼的氣動特性，從而影響操縱效率)。此外，現(xiàn)代作戰(zhàn)飛機特別強調(diào)隱身性能，而傳統(tǒng)襟翼與機翼翼面之間不可避免地 存在間隙，當襟翼打開時，襟翼與翼面之間的角度更大，這就會帶來強烈的角反射問題，不 利于飛機的隱身設計。本發(fā)明利用空氣動力學原理，通過在機翼根部的后緣附近設計一種氣囊式的充氣 結構來代替原來的機械式襟翼操縱面，實現(xiàn)飛機的可控飛行。使用時可通過充氣設備打開， 使用后收起即可。充氣式柔性襟翼不僅結構重量輕，而且設計、加工、維護和控制等都較方 便。在無需改變翼面結構的情況下，獲得飛行器操縱所需的空氣動力學特性，同時此襟翼模 式還不會影響飛機的隱身性能。為了驗證本發(fā)明的有效性，進行了風洞實驗，結果表明，充氣式柔性襟翼顯然能帶 來較大的升力增加，證明了充氣式柔性襟翼的有效性，能夠控制飛行器飛行姿態(tài)的改變。
發(fā)明內(nèi)容為克服現(xiàn)有技術中存在的體積大、不利于飛機隱身的不足，本發(fā)明提出了一種充
氣式柔性襟翼。本發(fā)明包括粘貼在兩側機翼下表面的充氣式柔性襟翼。充氣式柔性襟翼是用橡膠材料制成的矩形氣囊。充氣式柔性襟翼的一個表面為粘 貼面；通過該粘貼面將充氣式柔性襟翼粘貼固定在直機翼的下表面。充氣式柔性襟翼的弦向尺寸為1.5% 8%機翼根弦長，展向尺寸為機翼展長的 22% 100%。充氣式柔性襟翼固定在機翼1的下表面。充氣式柔性襟翼的后緣距機翼的 后緣為0% 10%機翼根弦長；充氣式柔性襟翼的右端距機翼1翼根為0% 10%機翼展長。空氣壓縮機位于機身內(nèi)部，并且與機翼下表面的充氣式柔性襟翼連接。在充氣式柔性襟翼的粘貼面中央處開有通氣孔，在通氣孔上套有空心螺栓；蒙皮 剖面上的通孔與充氣式柔性襟翼通氣孔為同心孔?？招穆菟ǖ耐鈭A周表面有螺紋；螺帽套 裝在空心螺栓上，將螺帽裝入蒙皮剖面上的通孔內(nèi)，并使充氣式柔性襟翼具有5% 14% 的初始伸長量。空氣壓縮機位于機身內(nèi)部；機翼下表面的充氣式柔性襟翼共用一個空氣壓縮機。 將空氣壓縮機與氣囊進氣口通過通氣管道連接；氣囊進氣口與電磁閥門進氣口連接。三通 管的三個管頭分別與空心螺栓和兩個電磁閥門連接。氣囊進氣口和氣囊出氣口分別與電磁 閥門串接。本發(fā)明在機翼后緣附近表面安裝一種充氣結構，該結構由橡膠材料粘貼而成。橡 膠材料選用彈性模量大且密封性好的材料。本發(fā)明中，各氣囊共用一套充氣系統(tǒng)。在需要 使用襟翼時，通過充氣裝置對橡膠材料內(nèi)部進行充氣加壓。在內(nèi)部壓力的作用下，橡膠材 料制成的氣囊體積增大，氣囊從機翼表面上突起，改變了機翼表面形狀，從而影響其繞流流 場，獲得操縱飛機姿態(tài)和控制飛機飛行的氣動力。經(jīng)風洞實驗，實驗風速為lOm/s，雷諾數(shù)為 750000。實驗的結果列于表1中，表中第一行為實驗迎角，第二行是充氣式柔性襟翼未打開 時得到的升力系數(shù)，第三行為充氣式柔性襟翼打開后得到的升力系數(shù)。風洞實驗的結果表 明，充氣式柔性襟翼打開后顯然能帶來較大的升力增加，能夠明顯地改變直機翼1的氣動 特性。證明了充氣式柔性襟翼的有效性，能夠在飛行器上產(chǎn)生較大的操縱力，從而改變飛行 狀態(tài)。表1充氣式柔性襟翼2帶來的增升效果 試驗證明，鼓起的氣囊同樣可以帶來流場變化，得到所需的氣動力，其操縱效果與 傳統(tǒng)機械式操縱面相同，即充氣式柔性襟翼可以替代傳統(tǒng)的機械式襟翼。與傳統(tǒng)機械式襟 翼相比，充氣式柔性襟翼有如下優(yōu)點1)可以共用一套充氣系統(tǒng)，無需驅動裝置，結構重量輕；2)不存在傳統(tǒng)襟翼需要在后緣內(nèi)部安裝機械裝置的問題，容易保證翼面的光滑 性；3)不破壞翼面的整體結構，不存在縫隙，可以減小雷達反射信號，對改善飛機的隱 身性能有利；4)充氣式柔性襟翼對氣囊尺寸的精度要求沒有傳統(tǒng)襟翼高，因此加工和維護方 便。

附圖1為充氣式柔性襟翼在某直機翼上的安裝示意圖。附圖2為充氣式柔性襟翼的剖面示意圖。附圖3為氣囊進出口連接示意圖。[0024]附圖4為充氣式柔性襟翼在某后掠機翼(右側)上的安裝示意圖。附圖5為三段充氣式柔性襟翼在M6機翼上的安裝示意圖。
2.直機翼的充氣式柔性襟翼 3.空氣壓縮機 4.橡膠管道
6.充氣式柔性襟翼的弦向剖面 7.氣囊進出口 8.空心螺栓 10.氣囊粘貼面 11.蒙皮剖面 12.三通管 13.氣囊進氣 15.氣囊出氣口 16.后掠機翼 17.后掠機翼的充氣式柔性襟翼 第一段充氣式柔性襟翼 20.第二段充氣式柔性襟翼 21.第三段1.直機翼
5.機翼弦向剖面9.螺帽
口 14.電磁閥門 18. M6 機翼 19.
充氣式柔性襟翼
具體實施方式
實施例一本實施例是用于某直機翼的充氣式柔性襟翼，包括粘貼在兩側機翼上表面和下表 面的充氣式柔性襟翼。在圖1中，直機翼1的剖面5 (見圖2)采用NACA0012翼型，弦長為 800mm，展長為5000mm。本實施例以飛機的一側直機翼1為例進行詳細描述。充氣式柔性襟翼2是用橡膠材料制成的矩形氣囊。制作充氣式柔性襟翼2的橡膠 材料具有密封性，剛度系數(shù)為1. 5X105N/m2,并能承受100%的伸長變形量以及0. 4MPa的內(nèi) 壓。充氣式柔性襟翼2的一個表面為粘貼面10 ；通過該粘貼面將充氣式柔性襟翼2粘貼固 定在直機翼1的下表面。充氣式柔性襟翼2的弦向尺寸為4%機翼弦長，展向尺寸同直機翼1的展向尺寸， 長度為1500mm。充氣式柔性襟翼2的后緣距機翼1的后緣為3%機翼弦長；充氣式柔性襟 翼的兩端均與機翼1兩端平齊。在充氣式柔性襟翼2的粘貼面10中央處開有通氣孔，在通氣孔上套有空心螺栓8 ； 空心螺栓8的外圓周表面有螺紋；螺帽9套裝在空心螺栓8上，并將螺帽9裝入蒙皮剖面11 上的通孔內(nèi)(如圖3所示)。通氣孔與空心螺栓8的接觸面均涂有環(huán)氧樹脂膠水。蒙皮剖 面11上的通孔與充氣式柔性襟翼2通氣孔為同心孔?？招穆菟?的外徑同粘貼面10上的 通氣孔的內(nèi)徑，本實施例中，空心螺栓8的外徑為25mm ；空心螺栓8的內(nèi)徑為20mm，長度為 55mm。螺帽9的外徑同蒙皮剖面11上通孔的內(nèi)徑，本實施例中為螺帽9的外徑為32mm，高 度為6mmο使用環(huán)氧樹脂膠水將充氣式柔性襟翼2的四周粘貼固定在機翼1的下表面。環(huán)氧 樹脂膠水的抗壓強度為40kg/mm2，引張強度為30kg/mm2。粘貼前先將與充氣式柔性襟翼2 連接的空心螺栓8穿過機翼上的通孔，并使充氣式柔性襟翼2具有7%的初始伸長量。使用 時充氣式柔性襟翼2內(nèi)的充氣氣壓為0. 2MPa。空氣壓縮機3位于機身內(nèi)部?？諝鈮嚎s機3的排氣量為lOOL/min，輸出壓力為 0.3MPa。將空氣壓縮機3與氣囊進氣口 13通過通氣管道4連接，連接方式采用寶塔型外錐 連接。通氣管道4采用柔性橡膠管道，其內(nèi)徑為23mm，并且能夠承受IMPa的內(nèi)壓。如圖3所示。通氣管道4與氣囊進氣口 13之間采用寶塔型外錐連接，氣囊進氣口 13與電磁閥門14進氣口之間采用螺紋連接。三通管12的三個管頭分別與空心螺栓8和 兩個電磁閥門14連接，均通過螺紋連接。氣囊進氣口 13和氣囊出氣口 15分別與電磁閥門 14串接。本實施例中，氣用電磁閥門14的工作壓力為0. 5MPa,內(nèi)徑為20mm，時滯小于3ms，
5且可長期通電。充氣式柔性襟翼2的充、放氣過程由電磁閥門14控制，沒有電壓時電磁閥門14處 于打開狀態(tài)。在充氣式柔性襟翼2充氣時，斷開進氣口 13上電磁閥門14的電源使進氣口 13打開，接通出氣口 15上電磁閥門14的電源，出氣口 15關閉；充氣式柔性襟翼2放氣時， 進氣口 13上的電磁閥門14閉合，出氣口 15上的電磁閥門14打開。實施例二本實施例是用于某后掠式機翼的充氣式柔性襟翼，是在兩側機翼的下表面分別對 稱的粘貼有充氣式柔性襟翼，本實施例以飛機的右側機翼(如圖4所示)為例進行詳細描 述。圖4中，后掠式機翼16的剖面5采用NACA64A010翼型，根弦長為3200mm，尖弦長 為800mm，展長為7000mm，前緣后掠角為60°，后緣后掠角為12°。充氣式柔性襟翼17是用橡膠材料制成的矩形氣囊。制作充氣式柔性襟翼17的橡 膠材料具有密封性，剛度系數(shù)為3X 105N/m2，并能承受60%的伸長變形量以及0. 7MPa的內(nèi) 壓。充氣式柔性襟翼17的一個表面為粘貼面10 ；通過該粘貼面將充氣式柔性襟翼17粘貼 固定在機翼16的下表面。充氣式柔性襟翼17的弦向尺寸為1.5%機翼弦長，展向尺寸為機翼展長的55%。 在充氣式柔性襟翼17的粘貼面10中央處開有通氣孔，在通氣孔上套有空心螺栓8 ；空心 螺栓8的外圓周表面有螺紋，螺帽9套裝在空心螺栓8上，并將螺帽9裝入蒙皮剖面11上 的通孔內(nèi)(如圖3所示)。通氣孔與空心螺栓8的接觸面均涂有環(huán)氧樹脂膠水。蒙皮剖面 11上的通孔與充氣式柔性襟翼17通氣孔為同心孔?？招穆菟?的外徑同粘貼面10上的 通氣孔的內(nèi)徑，本實施例中，空心螺栓8的外徑為42mm ；空心螺栓8的內(nèi)徑為26mm，長度為 78mm。螺帽9的外徑同蒙皮剖面11上通孔的內(nèi)徑，本實施例中為螺帽9的外徑為50mm，高 度為12mm。使用環(huán)氧樹脂膠水將充氣式柔性襟翼17的四周粘貼固定在后掠機翼16的下表 面。環(huán)氧樹脂膠水的抗壓強度為50kg/mm2，引張強度為40kg/mm2。粘貼前先將與充氣式柔 性襟翼17連接的空心螺栓8穿過機翼上的通孔，并使充氣式柔性襟翼17具有5%的初始伸 長量。充氣式柔性襟翼17的后緣距機翼16的后緣為0%機翼根弦長；充氣式柔性襟翼17 的左端距后掠機翼16翼根為10%機翼半展長。使用時充氣式柔性襟翼17內(nèi)的充氣氣壓為 0.35MPa?？諝鈮嚎s機3位于機身內(nèi)部。空氣壓縮機3的排氣量為300L/min，輸出壓力為 0.5MPa。分別位于兩個機翼下表面的兩個充氣式柔性襟翼共用一個空氣壓縮機4。將空氣 壓縮機3與氣囊進氣口 13通過通氣管道4連接，連接方式采用寶塔型外錐連接。通氣管道 4采用柔性橡膠管道，其內(nèi)徑為40mm，并且能夠承受1. 5MPa的內(nèi)壓。如圖3所示。通氣管道4與氣囊進氣口 13之間采用寶塔型外錐連接，氣囊進氣口 13與電磁閥門14進氣口之間采用螺紋連接。三通管12的三個管頭分別與空心螺栓8和 兩個電磁閥門14連接，均通過螺紋連接。氣囊進氣口 13和氣囊出氣口 15分別與電磁閥門 14串接。本實施例中，氣用電磁閥門14的工作壓力為IMPa，內(nèi)徑為25mm，時滯小于2ms，且 可長期通電。充氣式柔性襟翼17的充、放氣過程由電磁閥門14控制，沒有電壓時電磁閥門14處于打開狀態(tài)。在充氣式柔性襟翼17充氣時，斷開進氣口 13上電磁閥門14的電源使進氣 口 13打開，接通出氣口 15上電磁閥門14的電源，出氣口 15關閉；充氣式柔性襟翼17放氣 時，進氣口 13上的電磁閥門14閉合，出氣口 15上的電磁閥門14打開。實施例三本實施例是用于某后掠式機翼的充氣式柔性襟翼，是在兩側機翼的下表面分別對 稱的粘貼有充氣式柔性襟翼，本實施例以飛機的右側機翼(如圖4所示)為例進行詳細描 述。圖4中，后掠式機翼16的剖面5采用NACA64A010翼型，根弦長為3200mm，尖弦長 為800mm，展長為7000mm，前緣后掠角為60°，后緣后掠角為12°。充氣式柔性襟翼17是用橡膠材料制成的矩形氣囊。制作充氣式柔性襟翼17的橡 膠材料具有密封性，剛度系數(shù)為3X 105N/m2，并能承受80%的伸長變形量以及0. 85MPa的內(nèi) 壓。充氣式柔性襟翼17的一個表面為粘貼面10 ；通過該粘貼面將充氣式柔性襟翼17粘貼 固定在機翼16的下表面。充氣式柔性襟翼17的弦向尺寸為3%機翼弦長，展向尺寸為機翼展長的70%。在 充氣式柔性襟翼17的粘貼面10中央處開有通氣孔，在通氣孔上套有空心螺栓8 ；空心螺栓 8的外圓周表面有螺紋，螺帽9套裝在空心螺栓8上，并將螺帽9裝入蒙皮剖面11上的通孔 內(nèi)(如圖3所示)。通氣孔與空心螺栓8的接觸面均涂有環(huán)氧樹脂膠水。蒙皮剖面11上的 通孔與充氣式柔性襟翼17通氣孔為同心孔?？招穆菟?的外徑同粘貼面10上的通氣孔的 內(nèi)徑，本實施例中，空心螺栓8的外徑為42mm ；空心螺栓8的內(nèi)徑為26mm，長度為78mm。螺帽 9的外徑同蒙皮剖面11上通孔的內(nèi)徑，本實施例中為螺帽9的外徑為50mm，高度為12mm。使用環(huán)氧樹脂膠水將充氣式柔性襟翼17的四周粘貼固定在后掠機翼16的下表 面。環(huán)氧樹脂膠水的抗壓強度為50kg/mm2，引張強度為40kg/mm2。粘貼前先將與充氣式柔 性襟翼17連接的空心螺栓8穿過機翼上的通孔，并使充氣式柔性襟翼17具有8%的初始伸 長量。充氣式柔性襟翼17的后緣距機翼16的后緣為7%機翼根弦長；充氣式柔性襟翼17 的左端距后掠機翼16翼根為5%機翼半展長。使用時充氣式柔性襟翼17內(nèi)的充氣氣壓為 0.35MPa?？諝鈮嚎s機3位于機身內(nèi)部?？諝鈮嚎s機3的排氣量為300L/min，輸出壓力為 0.5MPa。分別位于兩個機翼下表面的兩個充氣式柔性襟翼共用一個空氣壓縮機4。將空氣 壓縮機3與氣囊進氣口 13通過通氣管道4連接，連接方式采用寶塔型外錐連接。通氣管道 4采用柔性橡膠管道，其內(nèi)徑為40mm，并且能夠承受1. 5MPa的內(nèi)壓。如圖3所示。通氣管道4與氣囊進氣口 13之間采用寶塔型外錐連接，氣囊進氣口 13與電磁閥門14進氣口之間采用螺紋連接。三通管12的三個管頭分別與空心螺栓8和 兩個電磁閥門14連接，均通過螺紋連接。氣囊進氣口 13和氣囊出氣口 15分別與電磁閥門 14串接。本實施例中，氣用電磁閥門14的工作壓力為IMPa，內(nèi)徑為25mm，時滯小于2ms，且 可長期通電。充氣式柔性襟翼17的充、放氣過程由電磁閥門14控制，沒有電壓時電磁閥門14 處于打開狀態(tài)。在充氣式柔性襟翼17充氣時，斷開進氣口 13上電磁閥門14的電源使進氣 口 13打開，接通出氣口 15上電磁閥門14的電源，出氣口 15關閉；充氣式柔性襟翼17放氣 時，進氣口 13上的電磁閥門14閉合，出氣口 15上的電磁閥門14打開。[0055]實施例四本實施例是用于某后掠式機翼的充氣式柔性襟翼，是在兩側機翼的下表面分別對 稱的粘貼有充氣式柔性襟翼，本實施例以飛機的右側機翼(如圖4所示)為例進行詳細描 述。圖4中，后掠式機翼16的剖面5采用NACA64A010翼型，根弦長為3200mm，尖弦長 為800mm，展長為7000mm，前緣后掠角為60°，后緣后掠角為12°。充氣式柔性襟翼17是用橡膠材料制成的矩形氣囊。制作充氣式柔性襟翼17的橡 膠材料具有密封性，剛度系數(shù)為3X105N/m2，并能承受100%的伸長變形量以及IMPa的內(nèi) 壓。充氣式柔性襟翼17的一個表面為粘貼面10 ；通過該粘貼面將充氣式柔性襟翼17粘貼 固定在機翼16的下表面。充氣式柔性襟翼17的弦向尺寸為6%機翼弦長，展向尺寸為機翼展長的80%。在 充氣式柔性襟翼17的粘貼面10中央處開有通氣孔，在通氣孔上套有空心螺栓8 ；空心螺栓 8的外圓周表面有螺紋，螺帽9套裝在空心螺栓8上，并將螺帽9裝入蒙皮剖面11上的通孔 內(nèi)(如圖3所示)。通氣孔與空心螺栓8的接觸面均涂有環(huán)氧樹脂膠水。蒙皮剖面11上的 通孔與充氣式柔性襟翼17通氣孔為同心孔?？招穆菟?的外徑同粘貼面10上的通氣孔的 內(nèi)徑，本實施例中，空心螺栓8的外徑為42mm ；空心螺栓8的內(nèi)徑為26mm，長度為78mm。螺帽 9的外徑同蒙皮剖面11上通孔的內(nèi)徑，本實施例中為螺帽9的外徑為50mm，高度為12mm。使用環(huán)氧樹脂膠水將充氣式柔性襟翼17的四周粘貼固定在后掠機翼16的下表 面。環(huán)氧樹脂膠水的抗壓強度為50kg/mm2，引張強度為40kg/mm2。粘貼前先將與充氣式柔 性襟翼17連接的空心螺栓8穿過機翼上的通孔，并使充氣式柔性襟翼17具有10%的初始 伸長量。充氣式柔性襟翼17的后緣距機翼16的后緣為10%機翼根弦長；充氣式柔性襟翼 17的左端距后掠機翼16翼根為2%機翼半展長。使用時充氣式柔性襟翼17內(nèi)的充氣氣壓 為 0. 35MPa?？諝鈮嚎s機3位于機身內(nèi)部?？諝鈮嚎s機3的排氣量為300L/min，輸出壓力為 0.5MPa。分別位于兩個機翼下表面的兩個充氣式柔性襟翼共用一個空氣壓縮機4。將空氣 壓縮機3與氣囊進氣口 13通過通氣管道4連接，連接方式采用寶塔型外錐連接。通氣管道 4采用柔性橡膠管道，其內(nèi)徑為40mm，并且能夠承受1. 5MPa的內(nèi)壓。如圖3所示。通氣管道4與氣囊進氣口 13之間采用寶塔型外錐連接，氣囊進氣口 13與電磁閥門14進氣口之間采用螺紋連接。三通管12的三個管頭分別與空心螺栓8和 兩個電磁閥門14連接，均通過螺紋連接。氣囊進氣口 13和氣囊出氣口 15分別與電磁閥門 14串接。本實施例中，氣用電磁閥門14的工作壓力為IMPa，內(nèi)徑為25mm，時滯小于2ms，且 可長期通電。充氣式柔性襟翼17的充、放氣過程由電磁閥門14控制，沒有電壓時電磁閥門14 處于打開狀態(tài)。在充氣式柔性襟翼17充氣時，斷開進氣口 13上電磁閥門14的電源使進氣 口 13打開，接通出氣口 15上電磁閥門14的電源，出氣口 15關閉；充氣式柔性襟翼17放氣 時，進氣口 13上的電磁閥門14閉合，出氣口 15上的電磁閥門14打開。實施例五本實施例是用于某后掠式機翼的三段充氣式柔性襟翼，是在兩側機翼的下表面分 別對稱的粘貼有三段充氣式柔性襟翼，本實施例以飛機的右側機翼為例進行詳細描述。圖5中，后掠式機翼18采用M6機翼。本實施例中，第一段充氣式柔性襟翼19、第二段充氣式柔性襟翼20和第三段充氣 式柔性襟翼21采用并排式粘貼，其間距為8mm。第一段充氣式柔性襟翼19、第二段充氣式 柔性襟翼20和第三段充氣式柔性襟翼21是用橡膠材料制成的矩形氣囊。制作第一段充氣 式柔性襟翼19、第二段充氣式柔性襟翼20和第三段充氣式柔性襟翼21的橡膠材料具有密 封性，剛度系數(shù)為1.8X105N/m2，并能承受90%的伸長變形量以及0.9MPa的內(nèi)壓。第一段 充氣式柔性襟翼19、第二段充氣式柔性襟翼20和第三段充氣式柔性襟翼21的一個表面為 粘貼面10 ；通過該粘貼面將第一段充氣式柔性襟翼19、第二段充氣式柔性襟翼20和第三段 充氣式柔性襟翼21粘貼固定在機翼18的下表面。第一段充氣式柔性襟翼19、第二段充氣式柔性襟翼20和第三段充氣式柔性襟翼 21的弦向尺寸均為8%機翼根弦長，展向尺寸均為機翼展長的22%。分別在第一段充氣式 柔性襟翼19、第二段充氣式柔性襟翼20和第三段充氣式柔性襟翼21的粘貼面10中央處開 有通氣孔，在通氣孔上套有空心螺栓8 ；空心螺栓8的外圓周表面有螺紋，螺帽9套裝在空 心螺栓8上，并將螺帽9裝入蒙皮剖面11上的通孔內(nèi)(如圖3所示)。通氣孔與空心螺栓 8的接觸面均涂有環(huán)氧樹脂膠水。蒙皮剖面11上的三個通孔分別與對應的第一段充氣式 柔性襟翼19、第二段充氣式柔性襟翼20和第三段充氣式柔性襟翼21的通氣孔為同心孔。 空心螺栓8的外徑同粘貼面10上的通氣孔的內(nèi)徑，本實施例中，空心螺栓8的外徑為39mm ； 空心螺栓8的內(nèi)徑為33mm，長度為70mm。螺帽9的外徑同蒙皮剖面11上通孔的內(nèi)徑，本實 施例中為螺帽9的外徑為47mm，高度為10mm。使用環(huán)氧樹脂膠水分別將第一段充氣式柔性襟翼19、第二段充氣式柔性襟翼20 和第三段充氣式柔性襟翼21的四周粘貼固定在后掠機翼18的下表面。環(huán)氧樹脂膠水的抗 壓強度為50kg/mm2，引張強度為40kg/mm2。粘貼前先將與第一段充氣式柔性襟翼19、第二 段充氣式柔性襟翼20和第三段充氣式柔性襟翼21連接的空心螺栓8穿過機翼上對應的通 孔，并使充氣式柔性襟翼17具有14%的初始伸長量。充氣式柔性襟翼17的后緣距機翼18 的后緣為5%機翼根弦長；充氣式柔性襟翼19的左端距后掠機翼18翼根為8%機翼半展 長。使用時第一段充氣式柔性襟翼19、第二段充氣式柔性襟翼20和第三段充氣式柔性襟翼 21內(nèi)的充氣氣壓為0. 3MPa?？諝鈮嚎s機3位于機身內(nèi)部?？諝鈮嚎s機3的排氣量為250L/min，輸出壓力為 0.7MPa。分別位于兩個機翼下表面的六個充氣式柔性襟翼共用一個空氣壓縮機4。將空氣 壓縮機3與氣囊進氣口 13通過通氣管道4連接，連接方式采用寶塔型外錐連接。通氣管道 4采用柔性橡膠管道，其內(nèi)徑為37mm，并且能夠承受1. 3MPa的內(nèi)壓。如圖3所示。通氣管道4與氣囊進氣口 13之間采用寶塔型外錐連接，氣囊進氣口 13與電磁閥門14進氣口之間采用螺紋連接。三通管12的三個管頭分別與空心螺栓8和 兩個電磁閥門14連接，均通過螺紋連接。氣囊進氣口 13和氣囊出氣口 15分別與電磁閥門 14串接。本實施例中，氣用電磁閥門14的工作壓力為IMPa，內(nèi)徑為23mm，時滯小于2ms，且 可長期通電。各個氣囊的充、放氣過程由電磁閥門14控制，沒有電壓時電磁閥門14處于打開狀 態(tài)。在第一段充氣式柔性襟翼19、第二段充氣式柔性襟翼20和第三段充氣式柔性襟翼21 充氣時，斷開進氣口 13上電磁閥門14的電源使進氣口 13打開，接通出氣口 15上電磁閥門
914的電源，出氣口 15關閉；氣囊19 21放氣時，進氣口 13上的電磁閥門14閉合，出氣口 15上的電磁閥門14打開。每個氣囊均有一對電磁閥門14用于控制氣囊的充、放氣操作。
權利要求一種充氣式柔性襟翼，其特征在于，充氣式柔性襟翼(2)是用橡膠材料制成的矩形氣囊；充氣式柔性襟翼(2)的一個表面為粘貼面(10)；通過該粘貼面將充氣式柔性襟翼(2)粘貼固定在機翼(1)的下表面；充氣式柔性襟翼(2)的弦向尺寸為1.5％～8％機翼根弦長，展向尺寸為機翼展長的22％～100％；充氣式柔性襟翼(2)的后緣距機翼(1)的后緣為0％～10％機翼根弦長；空氣壓縮機(3)位于機身內(nèi)部，并且與機翼下表面的充氣式柔性襟翼(2)連接。
2.如權利要求1所述一種充氣式柔性襟翼，其特征在于，在充氣式柔性襟翼(2)的粘貼 面(10)的中央處開有通氣孔，在通氣孔上套有空心螺栓(8)；蒙皮剖面(11)上的通孔與充 氣式柔性襟翼(2)通氣孔為同心孔。
3.如權利要求1所述一種充氣式柔性襟翼，其特征在于，空氣壓縮機(3)與氣囊進氣口 (13)通過通氣管道(4)連接；氣囊進氣口(13)與電磁閥門(14)進氣口連接；三通管(12) 的三個管頭分別與空心螺栓(8)和兩個電磁閥門(14)連接；氣囊進氣口(13)和氣囊出氣 口 (15)分別與電磁閥門(14)串接。
4.如權利要求2所述一種充氣式柔性襟翼，其特征在于，空心螺栓(8)的外圓周表面有 螺紋；螺帽(9)套裝在空心螺栓(8)上，將螺帽(9)裝入蒙皮剖面(11)上的通孔內(nèi)，并使充 氣式柔性襟翼(2)具有5% 14%的初始伸長量。
專利摘要一種充氣式柔性襟翼，其特征在于，在兩側機翼下表面粘貼有充氣式柔性襟翼；將橡膠材料制成的矩形氣囊襟翼(2)粘貼固定在機翼(1)的下表面；充氣式柔性襟翼(2)的弦向尺寸為1.5％～8％機翼弦長，展向尺寸為機翼展長的22％～100％；充氣式柔性襟翼(2)的后緣距機翼(1)的后緣為0％～10％機翼根弦長；充氣式柔性襟翼的右端距機翼1翼根為0％～10％機翼展長；空氣壓縮機3位于機身內(nèi)部，并且與機翼下表面的充氣式柔性襟翼(2)連接。充氣后的氣囊從機翼下表面上突起，改變了機翼表面形狀，從而影響其繞流流場，明顯地改變機翼1的氣動特性，獲得操縱飛機姿態(tài)和控制飛機飛行的氣動力。本實用新型具有結構重量輕、翼面光滑且加工維護方便的特點。
文檔編號B64C13/00GK201647123SQ20092024595
公開日2010年11月24日 申請日期2009年12月23日 優(yōu)先權日2009年12月23日
發(fā)明者葉正寅, 武潔, 蔣躍文 申請人:西北工業(yè)大學