HB Z 321-1998 飞机增升装置设计指南.pdf

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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

18、收起状态下，其与襟翼舱之间要留有一定的问隙;而前缘缝翼运动时，一般向前偏转，不受主翼的影响;为保持机翼头部具有良好的气流品质，前缘缝翼在收起状态下，要与主翼头部财合，不留问隙;C.前缘缝翼后缘厚度和主翼后缘厚度，一般为3-4mm;d.为使前缘缝翼后段和主翼后段具有足够的刚度和强度，前缘缝翼后缘角一般不小于7.，主翼后缘角一般不小于50;e.前缘缝翼上后缘到其上理论后缘的弦向距离，一般为机翼当地弦长的2%左右，而其下后缘到其下理论后缘的弦向距离，一般为机翼当地弦长的1%左右;主翼后缘到其理论后缘的弦向距离，一般为当地弦长的2%左右。具体的翼型设计方法，见附录B(参考件)。5.4对增升装置气动力设

19、计计算的要求飞机在起飞、着陆时，需要大的升力系数。此时，飞行迎角较大:同时，增升装置偏角也较大。因此，在翼段上可能出现分离。迎角再大时，有可能出现失速。因此，用于增升装置气动力设计计算的方法，需要能计算在各种增升装置配置下达到失速迎角或超过失速迎角时的气动特性，包括升力参数、阻力系数和力矩系数对迎角的关系，以及相应的压力分布。表4给出了不同设计阶段对增升装置气动力设计计算方法的要求。表4对增升装置气动力设计计算的要求设计阶段精度要求时间要求费用要求概念设计土(10-20)%可忽略不计可忽略不计初步设计:1: (5-10)% 快速较低详细设计:1: (2-5)% 适度适度9 HB/Z 321-9

20、8 5.5 设计流程图S.示出了精升装置设计的-般流程。5.5.1 初步设计阶段设计流程-_._-一-_.增升毒草置设计:选得增开盖章宜司自式确定平面争数确定剖面参数理论的篝sft力、阻力和压力分布修正飞机性能饺核也飞着陆性能计算lili-lilli t-il-J r-.-.-一-，I .j步役汁阶段风洞试验! rr.m:制除非模型1 i ti l倒M户状态优化II 5 !1 三维L愤|! 状态优化/初始性能伎核11全机制I : 性能脚I-f洗影响lj 阶段L豆豆马:函豆3图5增升装置设计流程 10 HB/Z 321-98 详细设计阶段设计流在5.5.2 11l1|!1 性22:四!li!11

21、12|ili-il全机模型性能伎核/发动机干扰影响(f洗影响i宇细全机模型离凡数试验/性能饺核设计阶飞机性能校核起飞着陆性能计篝寸一L_一_-段11 增升装置设计流程(续-)图5HB/Z321-98 试飞之前阶段设计流程5.5.3 由:;:1 r-.-.-全机穆离Re数试验.性L_._一一一试飞之前飞机性能技核监盐盆址签一阶1L 段lll试飞增升装置设计流程(续二)因512 Al 后缘地开装置常用的后缘增升装置如下ga.简单式糠翼HB/Z 321-98 附录A章升2主置的种类(补充件)简单式橡翼的剖面外形，如图A1所示。二二一玉运之主图A1简单式襟翼这种橡翼主要是利用弯度效应，增加零迎角升力系

22、数Cu.从而可能达到更大的簸大升力系c，血。其特点是，在中等偏角下.上表面就发生分离s所以，是大升力增量并不可观.而阻力地量却较大。但由于其结果简单，在飞机设汁中也广泛采用。它适用于推重比大、场域性能要求不高的飞机。b.开裂式襟翼开裂式襟冀的剖面外形，如图A2所示。因A2开裂式襟翼随着襟爽的偏转，机冀的弯度增大.这时在橡翼前部下翼面的压力增加，使得襟翼与机翼固定部分之间形成低压区;并从后缘传到机冀的上表面.致使上表面的吸力增大，从而增加了升为3并使机翼后上部逆压梯度减小，从而推迟了后缘分离的发生.更进一步增大了Jl大升力系数(C，皿)。开裂式襟翼与简单式襟翼产生的升力增量是相同的，但开裂式微翼

23、会产生更大的阻力，然而对俯仰力矩的影响量要小得多，所以.在飞机设计中也常采用。c.单缝橡翼单缝襟1(的剖面外形，如图A3所示。13 HB/Z 321-98 ;二可=-J . ?、图A3单缝襟翼它的饺链销路低于基本翼的弦线，通过襟翼偏转可增大机冀的有效弯度s同时.在基本后缘与微翼头部之间形成一个缝隙。由于该缝隙的存在.在下游翼段的前缘附近，由前部翼段环量产生的速度与该段环量产生的速度方向相反，因此降低了该段的压力辈值;相应地，下游翼段使相邻的上游翼段处于一个高速流动的区域，在上游翼段的后部，流动的方向趋于其中弧线方向。这种流动趋势，能在上游翼段上诱导产生很大的环量;由于上游，自段后缘处在一个比自

24、由来流离得多的速度范围内.在这种高速流动下，附面层厚度降低3高速气流与附面层内的低能量气流交换，减轻了附面层内的压力上升，从而缓和了附面层分离.允许更大的升力糟加。下游翼段在其头部部造成一个新生附商店，较薄的附面层比较厚的附面层能承受更大的逆压梯度。单草堂后缘攥翼还有机构简单、重量轻的优点，放广泛应用于各类飞机。d.富勒式襟翼富勒式襟冀的剖面外形.如图A4所示。/一J一一一卢飞、气图A4富勒式镰翼富勘式糠翼与单缝式襟翼相似，但通过位于机翼下方的简单链或襟翼内部某些形式的导轨，可使其在偏转的同时能够向后滑动。除具有单盘查镰翼的特点外，还增加了几何弦低，从而又增加了机冀的有效面织，以致能产生更大的

25、升力。宫是现代大型飞机，应用较广泛的一种后缘增升装置。e.双缝橡翼双缝襟翼的fttJ面外形，如图A5所示。14 乓三HB/Z 321-98 -一-弓CA a b 图A5双缝襟翼.吃三三二、双缝糠翼是单缝橡冀的发展，常用于大型飞机，在某些战斗机上也常使用。它主要有两种形式:第一种是由导流片和主镰翼组成的双缝襟翼(见图A5川，它是在主镰翼之町细-个导流片3因此产生两个缝道.比起单缝襟翼，它对控制主翼上表面的附面层和橡翼上表面的气流分离能起更大的作用。在飞机的改型设计中，常可将单缝橡翼或富勒式橡翼，改为由导流片和主糠翼组成的双.襟翼.以满足对飞机提出的更高的场城性能要求。第二种是由主襟翼和后襟翼组成

26、的双缝橡翼(见图A5b)，它的主襟翼后缘有一个与主翼后缘类似的橡翼舱.其后有一个常规形式的后襟漠。显然.这种形式的双缝镰翼.比之上一种双缝襟翼，在缝道控制与有效面积增加方面更为明显;因而，其增升效果也更明显。f.三缝襟翼三缝襟翼的剖面外形.如图Afj所示。二一-JP、飞图Afj三缝襟翼15 HB/Z321-98 三缝襟翼一般由导流片、主擦翼和后襟翼组成。它相当于在第二种双量u章.之前增设了一个导流片。由于缝道和机翼有效面积的精细.这种襟冀的增升效果更好。但因其结构复杂，可靠性、维护性较差g所以，它远不如单缝襟翼或双缝襟翼应用得广泛。A2 的缘地升装置常用的前缘增升装置如下za.前缘襟翼前缘襟翼

27、通常是指，无缝道的简单式前缘襟翼，其部IJiIii外形如图A7所示。关节段前穰翼图A7前缘襟翼它与简单式后缘襟爽的结构形式有些相似.但前缘襟翼下偏时，除糠翼与主翼段外，在上表团还有一个过渡幽面(或称关节段)。前缘襟翼下偏时，囱于减小了头部附近的当地迎角，因而降低了吸力峰值;使飞机的临界迎角有一个较大的增加，从而增加了最大升力系数c，_。在亚音速和高亚音速范围内，前缘糠翼下偏.可以提高升阻比s因此，通常用它改善中低空盘旋性能。b.前缘缝翼前缘缝翼的剖面外形.如图A8所示。JZ二-一因A8前缘缝翼它是前伸到机翼之前下方的辅助页段.能够增加翼型弯度、缝隙及机翼面积，用以fI助气流在高升力状态下，平滑

28、(无分离)地绕过前缘，推迟主翼失速.t曹大c，_o无论对低速，还是跨音速机动，前缘缝翼都是应用较广泛的前缘装置。在跨音速时，前缘缝翼对于减少可能限制可用升力的抖振趋势，也同样有效。在中、小升力系曼史下，不冒冒要使用前仰和下垂的前缘缝翼;因为.在此情况下.由于气流从16 HB/Z321-98 下翼面分离，阻力系数高达约0.1.其量级约为基本机翼阻力系数的十倍。因此.为使飞机具有良好的飞行性能，前缘缝翼必须是可收起的或自动收放的。通常，前缘缝翼有两个偏角.分别对应于起飞和着陆状态。当前缘缝冀的偏角固定不变时.称之为固定缝翼或翼缝.它是前缘缝翼的一种符殊形式。由于同样受到其它飞行状态的限制，所以固定

29、缝冀的偏角很小。为了降低高速巡航时的阻力，缝隙处也可能有封闭门。前缘缝翼偏转产生的升力大.失速迎角大.失速特性好，饺链力短小。C.克鲁格糠翼克鲁格襟翼，可按其运动机构的形式.分为上曾皮延伸式克鲁格襟翼和沿前缘旋转式克鲁格襟翼，其剖面外形，分别如图A9和图AlO所示。f二二图A9上蒙皮延伸式克鲁格襟翼/廷二云: 图AlO沿前缘旋转式克鲁格襟翼克鲁格襟翼，也可按其外形.分为平申式克鲁格橡翼和弯曲型克鲁格襟翼气其剖面外形，分别如图All和图A12所示。一图A11平伸式克格糠翼C芒云 因A12弯曲型克格糠翼17 HB/Z 321-98 与上述a、b二种前缘增升装置相比.克鲁格糠翼的前缘半径，可不受基本

30、爽的约束而设计得更大;对给定的前在位置.可获得更大的面织延伸量;还可以作成头部折叠式的z甚至可采用柔性壁板和变形机构，使襟翼本身能按飞行状态的需要而改变弯度，后者，即称为可变弯度克鲁将襟翼。克鲁格襟翼.主要用于大型飞机，它比前缘缝翼轻，但在较低迎角使用时产生的阻力较高。18 令HB/Z 321-98 附亵B地升装置翼型设计(参考件)为了生成前缘缝翼、后缘镣翼等部件的外形.可用下述的椭圆方程gy + = + bxy +臼=0 . (B1) 当将翼型前缘点定义为原点时，此方程自动满足前缘点斜率无穷大的条件。p = bx.(应)q = = +臼.(B3) 则y，+虫y+ q = 0 . (B4) Y

31、I.2 =-主+代导J2- q . (B5) 2 I、2喝Y.2是翼面上各点的坐标值。根据不同的传统和经验.也可采用抛物线方程来确定前缘缝翼、后缘攥冀的形状。81 后缘橡翼翼型参曼史的确定在后缘襟翼上，分布如图Bl所示的六个特征点s其中，点1是后缘襟翼下翼面与基本翼相交的点3点2是后缘楝冀的前缘点，通过调它的弦向位置，可控制后缘攥翼的相对弦低，通过调整它的上下位置.可控制后缘襟翼前缘半径的大小3点3是后缘襟翼前缘与其最大厚度之间的某个点，通过它的调整.可控制后缘襟翼前半部上翼丽的形状;点5是后缘襟翼上主翼后缘处的点，通过它的调整，可控制橡翼舱的长度:点6是主翼的理论后缘。每一段的生成条件如下:

32、8. 1-2段的生成.用点1、点3坐标和点l处的斜司Es(要求在后缘攥冀的点1处与主翼外形相同。)b.2-4段的生成，用点3、点4坐标和点4处的斜率;c.4-5段的生成.用点4、点5坐标和点5处的斜率g图Bl后缘襟翼外形定义19 H/Z 321-98 d.过渡段5-6的形状，采用下述方法生成z如图B2所示，将点5和点6之间相对于基本翼弦长的弦向相对距离定义为n点5处主翼后缘的相对厚度定义为y则应点5相对距离1，处，主翼上的理论外形到后缘糠翼上表面的相对距离间，可用下述余弦函数方程描述:岛=Ay(1+四1)倒其中.1的取值范围在0到之间。也可采用三次方程zy=阻，+ bx +臼+d. (B7)

33、来表示过渡段5-6的形状。不论采用哪种方程.均应保证后缘襟翼过渡段5-6光滑连续过渡到基本翼型的外形。e.自，?6以后的橡翼外形与基本机冀的外形一致。因B2过渡段外形定义B2 前缘缝翼翼型参徽的确定因前缘缝翼在收起状态下.要安全与主翼头部贴合.不留间隙;因此.前缘缝翼的设计，也就转换成了对主翼头部形状的设计。在主翼头部上，分布如图B3所示的6个特征点z其中，点1和点2.分别是前缘缝翼下翼面的理论后缘和实际后缘3点3是主冀的前缘点.通过调整它的弦向位置，可控制主冀的相对弦长，通过调整它的上下位置.可控制主翼前缘半径的大小:点4是主翼前缘与前缘缝翼后缘之间的某个点，通过它的调整.可控制主翼头部的形

34、状3点5和点6分别是前缘缝.上翼面的实际后缘和理论后缘。每一段的生成条件如下ga.过渡段1-2的形状.采用与后缘擦翼过渡段5-6相同的方法生成;b.2-3段的生成，用点2、点4处的坐标和在2处的斜率;其中点2处的斜率为.该弦向位置处，基本翼的翼面斜率减去该处前缘缝翼后缘夹角的正切;c.3-5段生成，用点4、点5坐标和点5处的斜率;d.过渡段5-6的形状，采用与后缘襟翼过渡段5-6相同的方法生成。20 HB/Z 321-98 -itr生辈革主翼图B3前缘缝翼外形定义附加说明2本标准由航空工业总公司提出3本标准由航空工业总公司第六O三研究所、第六一一研究所、第三0一研究所、第六。一研究所和南京航空航天大学负责起草;本标准主要起草人:陈迎春、郑遂、何正忠、张利义、陆志良。21 c c cer、，如饵中华人民共和国航空工业标准飞机稽升装置设计指南E丑Z321- 98 中国航空工业总公司第三。一研究所出版(北京东外京顺路7号)三0一研究所印刷丰间印刷北京市1665号倩箱发行版权专有不得翻印 开本787x 1仰21/16 印张lY字数39千字1酬年4月第-版l酬年4月第-IJ印刷印!t1-200书号:标301.1536定价10元