HB Z 321-1998 飞机增升装置设计指南.pdf
《HB Z 321-1998 飞机增升装置设计指南.pdf》由会员分享,可在线阅读,更多相关《HB Z 321-1998 飞机增升装置设计指南.pdf(22页珍藏版)》请在麦多课文档分享上搜索。
1、中华人民共和国航空工业标准HB/Z 321-98 飞机增升装置设计指南1999一01-06发布1999-03一01实施中国航空工业总公司批准目次1 主题内容与适用范围. . . . . . . . (1) 1. 1 主题内容.(1) 1.2适用范围.(1) 2引用标准. . . . . (1) 3术语.(1)4 一般要求.(1) 4.1 总体设计准则(1)4.2 气功设计准则. . (2) 4.3结构设计准则.(2) 4.4 操纵系统设计准则.(2) 5详细要求.(2) 5.1 场域特性要求.(幻5.2 气功设计要求(到5.3 设计参数的确定.(4) 5.4 对增升装置气动力设计计算的要求.(
2、9) 5.5 设计流理.(10) 附录A增升装置的种类(补充件).(1 3) 附录B增升装置翼型设计(参考件).(19) HB/Z 321-98 机、强击机和歼击轰炸机类),着陆安全高度取为15mo5. 1. 2 起飞滑跑距离要求该要求,通常.tIi:级大允许地面滑跑距离来规定。计算地面滑跑距离时,要求考虑地面效应、起德架放下、糟升装置放在起飞位置。起飞速度必须不小于1.1倍的失速速度,最大升力系数取决于起飞时的增升装置偏度。5.1.3 着陆距离要求军用飞机着陆距离要求.通常,在飞机的战术技术要求中规定。进场是从越过15m目标的着陆安全高度开始的。进场速度(V,嘈)规定为,起落架放下、无地面效
3、应、增升装置处于着陆状态时.无动力平飞失速度Vs.山的1.2倍。最陡的选场角可根据下式计算,T-D_ T 1 = -一一每一-T7百.(1) W -W L/D 式中:凡,一迸场角.弧度;T/W一飞机推重比;L/D一飞机升阻比。这时,发动机为慢车状态,糟升装置处于着陆位置。对于跨音速飞机,选场角晤应不大于了。接地速度Vr为着陆构型无动力平飞失速速度Vs.山的1.5倍。中华人民共和国航空工业标准1 主题内容与适用范围,. 1 主思内容飞机增升装置设计指南本标准规定了军用飞机机械式增升装置的空气动力设计要求。1.2 适用范围本标准适用于军用飞机,民用飞机亦可参照使用。HB/Z 321-98 IID/
4、Z 321-98 型状态下的升力系数增量为最大;C.使增升装置在起飞状态时,飞机的升阻比(L/D)最大;d.在增升装置不偏转(对应巡航状态)时,应满足翼面巡航外形的约束.并应使由其台阶和缝隙产生的阻力增量(L:.c)为般小:e.对离机动性飞机,t曾升装置应提供在亚音速和高亚音速飞机状态下所需的fA:大可用升力和判阻比;f.增升装置偏转时.所引起的全机纵向力量E变化量,应满足飞行品质的要求38使增升装置的饺链力短最小。5.2.2 压力分布的设计压力分布的设计应满足下述要求:a要有合适的后缘襟翼目标压力分布在设计状态下,后缘襟冀的吸力峰值要低,位置要适当靠后,吸力降饱满圆滑,以降低逆压梯度,延迟后
5、缘橡翼上的流动分离.后缘擦翼吸力峰位置应放在对主翼后缘压力分布产生有利影响的地方,以保持主翼上表面后缘无明显流动分离,并尽可能提高主翼后缘处气流的动力,以增大主翼产生的升力;b.要有合适的主翼目标压力分布在设计状态下,主冀吸力峰值要低,以降低逆压梯度,延迟主翼上的流动分离。吸力峰位置应放在.对前缘缝翼后缘压力产生有利影响的地方,以保持前缘缝翼上表面后缘无明显流动分离;.J!:尽可能提尚有j缘缝提上表面后缘处的吸力,以增加前缘缝翼对升力的贡献量:c要有合适的前缘缝翼日t,j;压力分布前缘缝翼局部压力系数不能低于-15.5,或者前缘缝翼局部M数不能超过1.25,因为越过此值.前缘缝W.t很可能发生
6、激波诱导的流动分离。5.3设计参数的确定5.3.1 增升装置的种类件)。增升装置一般分为后缘增升装置和前缘增升装置两大类。详细的分类,见附录A(补充后缘增升装咒偏转时,所增加的机翼升力,主要是由下述各方面因素得到的:a.增加了机翼弯度;b.附面层控制.其作用来自改善了的压力分布、排除低能附面层或给附面层增加能量gC.当弦伏延伸时,机翼有效丽织的增加。因后缘增升装置偏转.增大了机翼环量,在机翼头部诱导出上洗,局部吸力峰增加,在有前缘失速倾向的机翼上,气流将提前分离.从而减少失速迎角。前缘增升装置可推迟或消除前缘失速.从而J将飞机的失速推迟到最大的迎角.便地升效率更高。5.3.2 增升装置理1式选
7、择t曾升装置型式的选佯.应综合考虑总体、气动、结构及操纵系统等方面的要求。就气动特性而言,选择的依据是.起飞状态下的JI力系数及升阻比和着陆升力系数。4 HB/Z 321-98 按常规起飞、着陆方式的飞机.都必须有后缘增升装置:如果有前缘失速发生的可能,应具有前缘增升装置。但对轻型飞机和小型螺旋桨飞机.其所用的翼型相对较厚,前缘半径校大,通常不需要考虑前缘糟升装置。5.3.2.1 升力系数的要求飞机着陆时的最大升力系数,可根据迸场速度的要求得出zG一=(乒旦) Ct.pp (3) 胃-,.w W 1 =一古.(4) 1., - 5 1/2p V;,. 丸,.= 1.2仨皿.(5)其中,Vs.w
8、 =: n只.放,CL.= (1. 2n )CL哺.(6) 式中:CL阳一飞机作过戴系数n=lg平飞时的最大升力系数;V.一飞机着陆构型下过载为1时的实际失速速度,m/s;v喘一飞机迸场速度Jmls; CL.一飞机迸场构型的升力系数3W/S一飞机进场构型的翼载荷.kg/m; p一空气密度.kg/m3; n一飞机在着陆时的实际过载,通常小于105.3.2.2 升阻比的要求对于双发及多发飞机,起飞收起落架后的爬升梯度可写成2N -1 T 1 r =一万一w-ra万72注(r)呵式中:(r)晴起飞后所需的最小爬升梯度,弧度;N-2一发动机个数:L/D一飞机在爬升期间飞速度时的升阻Lt;T/W一飞机起
9、飞*力重量比。由上式即可求得飞机在爬升期间,速度V,时的升阻比L/D.其中V,是飞机爬升至起飞安全高度时达到的速度。对于单发飞机.起飞收起落架后的爬升梯度可以写成:5.3.3 平面参数的确定T 1 r =一寸寸百二昌(r)呵W (L!D) 增升装置的平面参数,包括弦长、展长和位置。平面参敬的选择,应在满足气动特性的前提下.充分考虑总体布局和结构等方面的因素。弦K参数包括:前缘缝翼弦t主、主翼弦长和后缘襟翼弦长。5 HB/Z 321-98 前缘缝翼和后缘襟翼弦长的选择,应综合考虑增升效率和结构等方面的因素。弦太小.气动放率低;弦长增加,气动效率增加;但其伏度要受机翼前、后果位置的影响。对于每一种
10、精开装置.都有一个特定的弦民值,该值是满足最大气动效率、总体布局等综合要求的最佳值。机翼内侧襟冀的弦伏,还受到主起落架舱空间大小的限制。5.3.3.1 前缘缝翼弦长的确定前缘缝翼弦长的选取.应满足能获得较大的最大升力系数增量的需要,同时应考虑自t缘缝翼放下后对飞机俯仰特性的影响最小。因受机翼前梁位置的影响,般.前缘缝.弦长约为当地机翼弦伏的12%-16%。5.3.3.2 主翼弦伏的确定主翼弦伏,系指机翼上除去前缘缝翼和后缘襟翼后的固定部分的弦侯,它通常为当地机弦长的75%-1%。选取主翼弦伏,应考虑的因素有:8.主翼弦t主越大,增升效果越大.但低头力矩也越大。因此.要考虑尾翼配平能力。同时,还
11、应考虑主翼弦长地加会使其后缘变薄,从而增加结构设计的难度;b.主翼要留有足够的空间,用于布置前、后察和系统管路及机翼泊箱。对于具有固定转输襟冀的增升装置,主翼弦t主约为当地机翼弦长80%-85%;如果橡翼转轴位置不固定,则为90%-95%,甚至为l%。5.3.3.3 后缘襟翼弦长的确定后缘襟翼的弦增加,可提高使用升力系数增量和最大升力系量生;但在结构上,官受机.后到E位置的限制;在气功上,它受低头力矩的限制,即使平尾有足够的配平能力,也会囱于其配平所需的负升力过大而大大降低襟翼的糟升效果。对简单式或开裂式襟翼,其最佳弦值约为当地机翼弦伏的20%;对于单缝糠翼.其值约为25%;对于后退式富勒镣翼
12、.为30%。5.3.4 剖面参数的确定5.3.4.1 剖面参数的定义t曾升装置的J丽参数包括:偏角、缝道参数和翼型。图1和图2分别示出了前缘缝翼利后缘襟冀的偏角和缝道参数定义。/L s 图1前缘缝翼的偏角和缝道参数6 HB/Z 321-98 O/L 图2后缘橡翼的偏角和缝道参数图中,3,-前镰!l翼偏角.皮.岛-后缘翼偏角.度tG . -无量细的锺遭宽度s对于前缘撞翼.矗指前罐罐翼后撒到主翼外形之间的量短臣商.与当地机翼弦佳之比8对于后镰部翼.是指主翼后镰到后镰攥翼外形之间的最短臣离.与当地机翼弦t民主比sQ/L一无量钢的重叠量.它是指前嫌缝翼或后缘攥翼偏转时前伸后退的哩皮.置叠为iE.对于前
13、镰锺翼.矗指由镰撞翼后缘到主翼的糠的距离.与当地饥翼弦民之比8对于后镰楝翼.是指主翼后缘到后镰檀翼町糠的距离.与当地机翼弦l:z比.噩噩量一般部沿平行于基本翼弦线测量.8 f 对于双缝或三缝的后缘襟Ill.以主橡翼相对于基本冀的偏角作为该型襟翼的名义偏角.如图3所示。回3双缝和三缝后缘襟翼的名义偏角5.3.4.2 偏角的选择对每一种增升装置来说.都有一个对应最大升力系数增量的偏角。通常,这个偏角越小,说明增升装置的效率越高,也就是说增加升力系数的能力越大。考虑增升装置偏角的另一个因素是型阻。在起飞时.要求高的升阻比.不希望增加型阻:7 HB/Z321-98 在着陆时,阻力的增加可以减小滑跑距离
14、,高升高阻是有利的。因此.着陆偏角的逃得.在型阻糟量较高的区域。此外.还有一个要考虑、的因素是力短特性。糟升装置偏转后.改变翼型表面的压力分布.一方面使开力增加,另一方面(对后缘增升装置来说)压力中心后移,低头力量E增加.从而导致配平时尾翼载荷的增加,同时作用在平尾上的负升力部分抵消了自增升装置产生的升力增量。偏角选择的具体情况如下2a后缘增升装置偏角的选择:对于单缝橡翼.级佳偏角还与其弦t乏有关,弦长t曹大,相应的最佳偏角则变小。如30%弦长的糠翼,其簸佳偏角约为40;20%弦低的襟翼,约为45-50;40%弦伏的糠翼则为35。对于富勘式襟翼.其最佳偏角约为35-40。对于简单式和开裂式糠翼
15、.可以flJ.但越过以后,摄大升力系数增量(t.c,_)增加不多.而型阻的增加却特别明显。对于带导流片的双缝爽,一般.导流片偏角为25-30。导流片偏角增加.可帮助在导流片与主襟翼之间形成收敛的缝,并使气流直接吹向主襟翼。但导流片偏角,超过30以后,由于其本身上表面产生分离,会使升力下降。b.前缘增升装置偏角的选择前缘橡翼的最佳偏角约为25(顺气流方向);偏角过大.会因弯曲过渡段的吸力峰过高.而引起气流分离。前缘缝爽的级佳偏角,约为20-27;克鲁格襟翼的偏角.约为35-45,甚至可达50。5.3.4.3 缝道宽度的选挥后缘单缝擦爽的最佳缝隙宽度,应为当地弦伏的1%-2.5%。如果缝隙过宽,贝
16、H升力下降;如果缝隙过小,襟翼上新生的附面层没有形成.或生成后过早地被主翼尾迹吞并,也会导E在开力的显著损失。8 后缘m缝襟翼缝道宽度、重叠量与攥.偏角的典型关系,如图4所示。Gop 16 12 8 4 。Z 。 偏角()图4襟翼缝道宽度.重叠量与偏角的关系 HB/Z 321-98 前缘缝翼的最佳缝道宽度,随后缘襟翼偏角的增加而增加3随前缘缝翼偏角的增大而减小。前缘缝翼的最佳缝道宽度,应能使粘住附面层保持有利的压力梯度,防止或推迟其后面主翼或后缘襟翼上可能出现的分离。在通常的后缘襟翼着陆偏角范围(30-45)内,如果前缘缝翼的偏角为20.-25.,则其最佳缝道宽度应为当地基本翼弦长的3%左右。
17、5.3.4.4 重叠量的选取如图1所示,前缘缝翼偏转时的弦向前伸量,应不小于其弦t史的60%。相应的重叠量为,前缘缝翼不偏转时,其后缘到主翼前缘的弦向距离减去弦向前伸量。后缘襟翼的重叠量,随后缘襟翼偏角的增大而减小3具体的量值,需通过计算和试验优化确定。5.3.4.5 翼型的确定主翼头部与基本机翼上下翼面相交的点,分别称为前缘缝翼的上、下理论后缘;同理,后缘襟翼与基本机翼上翼面相交的点,称为主翼的理论后缘。前缘缝翼、后缘襟翼的生成,必须满足下述要求za.翼型前缘处斜率无穷大,以防止上、下翼商在该处交汇时形成尖点3b.因后缘襟翼运动时,一般向后偏转;为保证其在运动过程中不被襟翼舱卡住,后缘襟翼在
- 1.请仔细阅读文档,确保文档完整性,对于不预览、不比对内容而直接下载带来的问题本站不予受理。
- 2.下载的文档,不会出现我们的网址水印。
- 3、该文档所得收入(下载+内容+预览)归上传者、原创作者;如果您是本文档原作者,请点此认领!既往收益都归您。
下载文档到电脑,查找使用更方便
5000 积分 0人已下载
下载 | 加入VIP,交流精品资源 |
- 配套讲稿:
如PPT文件的首页显示word图标,表示该PPT已包含配套word讲稿。双击word图标可打开word文档。
- 特殊限制:
部分文档作品中含有的国旗、国徽等图片,仅作为作品整体效果示例展示,禁止商用。设计者仅对作品中独创性部分享有著作权。
- 关 键 词:
- HB 321 1998 飞机 装置 设计 指南
