CN107521664A - 一种飞机副翼角补偿前缘的防结冰结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞机副翼角补偿前缘的防结冰结构，并安装在该型通用飞机副翼角补偿前面的机翼安定面下表面。本发明的防冰结构将气流中的过冷水滴均拦截在挡冰条前面，位于挡冰条后面的副翼角补偿前缘不再出现结冰，副翼操纵结冰卡滞问题得到解决。副翼角补偿挡冰条具有结构设计简单、重量轻、安装维护方便等优点，并且不影响飞机原有的气动特性。

Description

一种飞机副翼角补偿前缘的防结冰结构

技术领域

本发明属于飞机设计技术领域，特别是涉及一种副翼角补偿前缘结冰防护结构。

背景技术

民用飞机制造商为了使所设计的飞机具有尽可能大的使用范围，通常会向适航当局申请在结冰环境中飞行的适航许可，即民用飞机需要按照适航当局颁布的相关结冰适航条款的规定进行结冰适航验证。为满足与结冰有关的适航条款的要求，民用飞机一般需要在机体表面的一些关键部位进行结冰防护。民用飞机典型的结冰防护部位包括机翼前缘、平尾前缘和垂尾前缘，这些部位一般采用在机体金属蒙皮内表面进行加热的防冰设计技术、或在机体金属蒙皮外表面粘贴可膨胀的橡胶管进行充气膨胀除冰的设计技术。此外，飞机的副翼、升降舵和方向舵等操纵面如果在结冰环境中飞行时也出现结冰现象，并且操纵面结冰可能会导致操纵面偏转卡滞时，则操纵面也必须进行结冰防护。飞机的副翼、升降舵和方向舵等操纵面最可能出现结冰的部位是角补偿前缘。图1给出了某型通用飞机机翼外段和副翼的平面形状图。当副翼无偏转时，副翼上/下表面与机翼上/下表面是光顺连续的，副翼角补偿前缘是躲在前面的机翼安定面之后的，如图2所示，因此在飞行中远前方自由来流不会直接冲击到副翼角补偿前缘。由图1可以看出，由于副翼角补偿前缘距离副翼转轴相对较远，因此当副翼绕副翼转轴向上或向下偏转时，副翼角补偿前缘会明显突出前面的机翼安定面的上或下表面。图3 给出了某型通用飞机副翼向下偏转的示意图，可以看出副翼角补偿前缘明显突出前面的机翼安定面下表面，因此远前方的自由来流会直接冲击到副翼的前缘。如果远前方自由来流中含有可导致结冰的过冷水滴时，过冷水滴会随着气流直接撞击到突出机翼上/下表面的副翼前缘，导致副翼前缘结冰。正常情况下，副翼前缘与前面的机翼安定面会有一个约10mm左右的结构间隙，以保证副翼自由偏转。当副翼前缘结冰厚度超过这个结构间隙宽度时，结冰就会影响副翼的自由偏转，即发生了副翼操纵结冰卡滞问题。民用飞机在飞行中是不允许副翼操纵、升降舵操纵和方向舵操纵发生卡滞的；因此，民机制造商如果在飞机设计中不能确保副翼操纵、升降舵操纵和方向舵操纵不会出现结冰卡滞时，一般会在副翼角补偿前缘、升降舵角补偿前缘和方向舵角补偿前缘外表面粘贴电加热膜，防止这些部位结冰。在副翼角补偿前缘、升降舵角补偿前缘和方向舵角补偿前缘安装电加热膜是经典的防止操纵面结冰卡滞的设计方法，这种方法需要从机舱内的电源总线处引出专门的导线，长距离地穿过机体内部结构，最终与上述操纵面角补偿处的电加热膜连接供电。这种安装电加热膜的设计方法能确保操纵面角补偿前缘不结冰，但增加了机体结构重量和电能消耗，并且电加热膜容易老化和发生电路故障，增加了日常维护工作量，因此飞机制造商在可能的情况下会采取其他更加简洁的设计方法防止副翼、升降舵和方向舵等操纵面的角补偿前缘结冰。

发明内容

发明目的

解决副翼角补偿前缘的结冰问题，从而消除副翼操纵结冰卡滞现象。

技术方案

大气结冰环境就是指空气中含有温度低于0℃的液态过冷水滴。飞机在大气结冰环境中飞行时，过冷水滴一旦撞击到机体表面就会立即附着在机体表面并转变为固态的冰；随着过冷水滴不断地撞击机体的某一表面，该机体表面上的结冰就会不断地增长，直至危及飞行安全。大气中未受扰动的过冷水滴一般随空气的整体流动而一起运动，1个过冷水滴的直径一般为 0.02～0.05mm，质量约为4×10^-9～7×10^-8g；空气主要是由氮气和氧气组成的，1个空气分子的平均质量为4.8×10^-23g，因此过冷水滴的质量约为空气分子质量的8×10⁺¹³～2×10⁺¹⁵倍。如果在一个平板上放置1个三角形遮挡物，当含有过冷水滴的远前方水平自由来流翻越该三角形遮挡物时会发生下述现象：(1)由于空气分子的质量很小，空气分子沿着三角形遮挡物的迎风坡爬到遮挡物顶端后能够急速转弯，然后紧贴着三角形遮挡物的背风坡向下流动直至平板，再沿平板水平向后流动；(2)过冷水滴最初也是随着空气分子冲击到三角形遮挡物的迎风坡，一部分过冷水滴直接撞击到三角形遮挡物的迎风坡上，并凝结成固态的冰；另一部分过冷水滴则随着空气分子沿着三角形遮挡物的迎风坡爬到遮挡物的顶端，但过冷水滴的质量高出空气分子质量数个量级，在离心力的作用下过冷水滴不可能像空气分子一样进行急速转弯，因此在翻越遮挡物的顶端后过冷水滴不会紧贴遮挡物的背风坡向下流动，而是脱离遮挡物的背风坡向前下方流动，编号6区域是过冷水滴翻越遮挡物顶端后最终撞击到平板的位置，也就是平板上的结冰位置，而紧靠遮挡物背风坡的平板编号5区域是不会结冰的。如果将副翼角补偿前缘紧靠三角形遮挡物后面，平板编号5区域，则副翼角补偿前缘就不会结冰，这就是副翼角补偿挡冰条的设计原理。副翼角补偿挡冰条实际上是安装在机翼下表面，相当于三角形遮挡物以平板为对称线倒装在平板的下表面，但其工作原理是完全相同的。

尽管副翼角补偿挡冰条的横截剖面是一个简单的三角形，但为了使挡冰条具有最佳的拦截过冷水滴的效果，并且对飞机原有的气动特性影响最小，需要对挡冰条横截剖面的三角形形状和挡冰条的展长进行优化设计。通过利用多相流流场的“拉格朗日”粒子运动方程分析计算了直径0.02～0.05mm的过冷水滴绕过挡冰条后的运动轨迹，得出挡冰条的优化设计结论如下：

1)挡冰条三角形横截面迎风坡夹角不应超过40°；迎风坡夹角超过40°后飞机的飞行阻力增加较明显；但迎风坡夹角也不能太小，否则三角形底边尺寸变长，使挡冰条尺寸过大；因此挡冰条三角形横截面迎风坡的最佳设计夹角应接近40°。

2)挡冰条三角形横截面背风坡最佳设计夹角应在45°～60°之间；背风坡夹角如果小于45°会使过冷水滴随空气分子一同紧贴三角形背风坡向下流动，使挡冰条失去了拦截过冷水滴的效果；背风坡夹角如果大于60°则会使空气分子也像过冷水滴一样不能紧贴背风坡向下流动、即气流流过挡冰条后发生了流动分离现象，这不仅会增加飞机的飞行阻力，而且破坏了飞机原有的气动特性。

3)挡冰条三角形横截面的高度是最关键的设计参数，高度越高挡冰效果越好，但挡冰条尺寸会变大，且对飞机原有气动特性的影响也会加大；经计算分析，只需保持三角形高度与副翼角补偿前缘突出机翼下表面的高度二者相等即可基本确保紧靠挡冰条后面的副翼角补偿前缘不受过冷水滴的撞击、即副翼角补偿前缘不会结冰。

4)经计算分析，挡冰条的展长与副翼角补偿展向宽度保持等长即可基本保证副翼角补偿前缘整个展向范围内不受过冷水滴的撞击、即副翼角补偿前缘不会结冰。

具体提供一种飞机副翼角补偿前缘的防结冰结构，包括机翼和副翼；副翼转动连接在机翼上，且在副翼角补偿前缘与机翼后缘之间存在间隙；在机翼的翼面上形成凸起遮挡结构，该遮挡结构位于副翼角补偿前缘的前方，用于在飞行中为副翼角补偿前缘遮挡迎面的冷气流。

进一步的，所述的遮挡结构截面呈三角形。

进一步的，所述的遮挡结构形成于机翼后缘位置。

进一步的，该挡冰结构的三角形横截面迎风坡夹角为36.9°、背风坡夹角为53.1°、顶端夹角为90°。

进一步的，挡冰结构高为45mm，挡冰结构的展长为60mm。

技术效果

本发明的挡冰结构的迎风坡表面上的最大结冰厚度达到100mm，但挡冰结构背风坡后面的副翼角补偿前缘表面无结冰，副翼操纵无结冰卡滞现象。此外，无结冰大气环境中的试飞结果也表明：加装副翼角补偿挡冰结构对该型通用飞机原有的气动特性无影响。

附图说明

图1为现有技术的机翼外段和副翼结构示意图；

图2为现有技术的机翼外段和副翼结构示意图；

图3为本发明的机翼外段和副翼结构示意图；

图4为遮挡结构防冰原理图；

其中：1机翼前缘、2机翼安定面、3副翼角补偿前缘、4副翼角补偿、5副翼转轴、6副翼、7遮挡结构、8过冷水滴运动轨迹、9空气分子运动轨迹、。

具体实施方式

提供一种飞机副翼角补偿前缘的防结冰结构，包括机翼和副翼；副翼转动连接在机翼上，且在副翼角补偿前缘与机翼后缘之间存在间隙；在机翼的翼面上形成凸起遮挡结构，该遮挡结构位于副翼角补偿前缘的前方，用于在飞行中为副翼角补偿前缘遮挡迎面的冷气流；所述的遮挡结构截面呈三角形；所述的遮挡结构形成于机翼后缘位置；该挡冰结构的三角形横截面迎风坡夹角为36.9°、背风坡夹角为53.1°、顶端夹角为90°；挡冰结构高为45mm，挡冰结构的展长为60mm。

Claims (5)

1.一种飞机副翼角补偿前缘的防结冰结构，包括机翼和副翼；副翼转动连接在机翼上，且在副翼角补偿前缘与机翼后缘之间存在间隙；在机翼的翼面上形成凸起遮挡结构，该遮挡结构位于副翼角补偿前缘的前方，用于在飞行中为副翼角补偿前缘遮挡迎面的冷气流。

2.如权利要求1所述的一种飞机副翼角补偿前缘的防结冰结构，其特征在于：所述的遮挡结构截面呈三角形。

3.如权利要求1或2所述的一种飞机副翼角补偿前缘的防结冰结构，其特征在于：所述的遮挡结构形成于机翼后缘位置。

4.如权利要求1或2所述的一种飞机副翼角补偿前缘的防结冰结构，其特征在于：该挡冰结构的三角形横截面迎风坡夹角为36.9°、背风坡夹角为53.1°、顶端夹角为90°。

5.如权利要求1或2所述的一种飞机副翼角补偿前缘的防结冰结构，其特征在于：挡冰结构高为45mm，挡冰结构的展长为60mm。