一种民用客机的机翼环形翼梢小翼

摘要

本发明公开了一种民用客机的机翼环形翼梢小翼，属于航空气动技术领域，包括外环段、内环段和过渡段；内环段稍部与外环段稍部连接固定，内环段根部与外环段根部连接并通过铆钉铆接固定于过渡段的上下两层薄片结构中间，使内环段和外环段连接后形成一个整体圆环结构，并将飞机机翼的翼尖也置于过渡段的上下两层薄片结构的中间。本发明提出的一种民用客机的机翼环形翼梢小翼，为环形结构，环形翼梢小翼在相同几何机翼展长增量的情况下，较常规翼梢小翼具有更大的有效展长效果，可降低诱导阻力；环形翼梢小翼两端封闭成环形，强度和刚度都大幅提高，故可减轻结构重量；环形小翼抗扭和抗弯能力都很强，对飞机颤振速度影响小。

说明书

技术领域

本发明属于航空气动技术领域，具体涉及一种民用客机的机翼环形翼梢小翼。

背景技术

翼梢小翼是一种先进技术，它以增加最小结构重量的代价提高高低速升阻比和巡航效率、 降低起飞场长、增加爬升率，研究表明只要翼梢小翼翼面的曲率和翼梢小翼的安装方向与机 翼翼尖当地的气流匹配得当，可产生向内的侧向力，抑制机翼的翼尖涡，减小诱导阻力。对 于大多数运输机来说，在巡航飞行时，诱导阻力约占总阻力的40％，对节约油耗和降低飞机 的运行成本具有很大的经济价值。

目前，飞机上采用翼梢小翼、翼梢涡扩散器和翼梢帆片等翼梢装置，近年来又提出“融 合式翼梢小翼”、“螺旋式翼梢小翼”等新概念，并在减阻等方面取得了显著效果。但上述翼 梢小翼也有一些不利影响需要克服，首先，翼梢小翼本身会产生诱导阻力和形状阻力，其次， 翼梢小翼的安装会增加翼根弯矩，影响机翼的结构强度，再次，对于“螺旋式翼梢小翼”其 减阻效果最好，但结构过于复杂，安装不便，且加装翼梢小翼会使飞机颤振速度减小，影响 飞行安全。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明提供一种民用客机的机翼环形翼梢小翼，该翼梢小 翼通过吸收、融合先进的翼梢小翼气动设计思想，结合使用“环形机翼”的布局优势，可提 高翼梢小翼的减阻性能，并能够降低机翼翼根弯矩，减小机翼翼尖涡强度，缓解小翼对飞机 颤振速度的影响。

本发明提出一种民用客机的机翼环形翼梢小翼，包括外环段、内环段和过渡段；该外环 段为半环形结构，展开后为梯形结构，梯形上底为外环段梢部，梯形下底为外环段根部，梯 形左侧边为外环段前缘线，梯形右侧边作为外环段后缘线；所述的内环段也未半环形结构， 展开后为梯形结构，梯形上底作为内环段梢部，梯形下底作为内环段根部，梯形左侧边作为 内环段前缘线，梯形右侧边作为外环段后缘线，内环段稍部与外环段稍部尺寸相等。所述的 过渡段具有上下两层薄片结构，上下两层薄片的两侧边彼此连接为一体成型结构，所述的内 环段稍部与外环段稍部连接固定，内环段根部与外环段根部连接并通过铆钉铆接固定于过渡 段的上下两层薄片结构中间，使内环段和外环段连接后形成一个整体圆环结构，且内环段稍 部和内环段根部在连接时均位于整体圆环结构的内部，并将飞机机翼的翼尖也置于过渡段的 上下两层薄片结构的中间，使过渡段的上下两层薄片结构的中间顺次铆接有内环段、外环段 和飞机机翼的翼尖。

本发明提出一种民用客机的机翼环形翼梢小翼的外环段梢根比为0.20～0.30；外环段后 掠角选取为比机翼1/4弦线后掠角大15°～20°；外环段的高度为机翼半翼展长度的10％～ 12％；内环段梢根比为0.5～0.6；内环段后掠角比外环段后掠角α小9°～11°；内环段高度 较外环段高度小3.5％～4.0％；环形翼梢小翼的中央段低头角为2°～3°；环形翼梢小翼的 安装角为0°～-4°；环形翼梢小翼的倾斜角为0°～4°。

本发明具有的优点在于：

1、本发明提出一种民用客机的机翼环形翼梢小翼，该翼梢小翼与飞机机翼翼尖弦向之间 采用大曲率光滑过渡连接，即融合式翼梢小翼，保证连接部位表面光滑，减少小翼与机翼之 间的气动干涉，同时改善受力情况；

2、本发明提出一种民用客机的机翼环形翼梢小翼，翼梢小翼为环形结构，环形翼梢小翼 在相同几何机翼展长增量的情况下，较常规翼梢小翼具有更大的有效展长效果，可降低诱导 阻力；翼梢小翼两端封闭成环形，强度和刚度都大幅提高，故可减轻结构重量；环形小翼抗 扭和抗弯能力都很强，对飞机颤振速度影响小；

3、本发明提出一种民用客机的机翼环形翼梢小翼，外环段对飞机机翼翼尖拖出的强集中 涡有很好的分散作用，使其在粘性作用下强度很快减弱，其翼型为超临界翼型，可推迟小翼 分离，避免对流场产生不利影响，且可产生向内侧向力，提供额外的上升力和向前的推力； 内环段可对向内的展向流动进行遮挡；因为内环段与外环段是对称的，所以截面对称，内环 段翼型为反转的超临界翼型，产生外侧向力，可对外环段所产生的内侧向力进行调节以防止 翼梢小翼产生的弯矩过大。

附图说明

图1-A：本发明提供的一种民用客机的机翼环形翼梢小翼的主视图；

图1-B：本发明提供的一种民用客机的机翼环形翼梢小翼的右视图；

图1-C：本发明提供的一种民用客机的机翼环形翼梢小翼的俯视图；

图2：本发明提供的一种民用客机的机翼环形翼梢小翼与飞机机翼翼尖的连接示意图；

图3-A：本发明中外环段结构示意图；

图3-B：本发明中内环段结构示意图；

图4：本发明中过渡段外形图；

图5：本发明中所选翼型升力系数随迎角变化曲线图。

图中：1-外环段；2-内环段；3-过渡段；4-飞机机翼翼尖；

101-外环段梢部；102-外环段根部；103-外环段前缘线；104-外环段后缘线；

201-内环段梢部；202-内环段根部；203-内环段前缘线；204-内环段后缘线。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明提供的一种民用客机的机翼环形翼梢小翼，如图1-A、1-B、1-C和图2所示，包 括外环段1、内环段2和过渡段3三个部件。如图3-A所示，所述的外环段1为半环形结构， 展开后为梯形结构，梯形上底作为外环段梢部101，梯形下底作为外环段根部102，梯形左侧 边作为外环段前缘线103，梯形右侧边作为外环段后缘线104；外环段梢根比为外环段梢部 101长度与外环段根部102长度之比，取值为0.20～0.30，外环段后掠角α为外环段前缘线 103与外环段根部102之间的夹角，该外环段后掠角α选取为比机翼后掠角大15°～20°。 该梯形结构卷起后形成的半环形外环段的直径长为外环段高度H。

如图3-B所示，所述的内环段2也未半环形结构，展开后为梯形结构，梯形上底作为内 环段梢部201，梯形下底作为内环段根部202，梯形左侧边作为内环段前缘线203，梯形右侧 边作为外环段后缘线204；内环段梢根比为内环段梢部201长度与内环段根部202长度之比， 取值为0.5～0.6。内环段后掠角β选取为比外环段后掠角α小9°～11°。该梯形结构卷起后 形成的半环形内环段的直径长作为内环段高度h，优选内环段高度较外环段高度小3.5％～ 4.0％。

如图4所示，所述的过渡段3具有上下两层薄片结构，表面具有若干用于铆接的铆接孔， 上下两层薄片的两侧边彼此连接为一体成型结构，所述的内环段稍部201与外环段稍部101 连接固定，内环段根部202与外环段根部102连接并通过铆钉铆接固定于过渡段3的上下两 层薄片结构中间，保证内环段2和外环段1连接后形成一个整体圆环结构，且内环段稍部201 和内环段根部202在连接时均位于整体圆环结构的内部，并将飞机机翼翼尖4也置于过渡段 3的上下两层薄片结构的中间，使过渡段3的上下两层薄片结构的中间顺次铆接有内环段2、 外环段1和飞机机翼的翼尖4。

本发明提供的一种民用客机的机翼环形翼梢小翼具有2°～3°的中央段低头角γ，所述 的中央段低头角为外环段稍部102和内环段稍部201连接处相对地面水平线朝向外环段前缘 线103和内环段前缘线203的倾斜角。本发明提供的形翼梢小翼具有0°～-4°(优选为-2°) 的小翼安装角ε，所述的小翼安装角ε为飞机机翼翼尖4与环形翼梢小翼连接时，飞机机翼 翼尖4与外环段根部102、内环段根部202连接时，外环段根部102、内环段根部202相对于 飞机机翼翼尖4平面的夹角，其中以靠近飞机机翼翼尖4平面方向夹角为正角度，以远离飞 机机翼翼尖4平面的方向的夹角为负角度。本发明提供的形翼梢小翼具有0°～4°(优选为 4°)的小翼倾斜角δ，所述的小翼倾斜角δ为外环段根部201、内环段根部202与飞机机翼 翼尖4连接时，相对于飞机机翼的水平面向外的倾斜角。

大型民用客机的常规翼梢小翼的外环段高度占机翼半翼展长度的5.00％～10.08％，翼梢 小翼的外环段1高度增加可使诱导阻力减小，且由于有内环段2进行力矩配平，不会大幅增 加翼根弯曲力矩，因此本发明中外环段1高度为机翼半翼展长度的10％～12％。为使环形翼 梢小翼达到理想的展向分布，使其具有最大的空气效率，环形翼梢小翼应有较大的外环段梢 根比，一般取值范围是0.300～0.545，因环形机翼有效展长大，因此可减小比例，本发明中 选取外环段梢根比为0.20～0.30。外环段后掠角与机翼的后掠角近似相同或比机翼的后掠角 稍大一些，因环形机翼结构强度、刚度好，为延缓外环段小翼失速，加大外环段后掠角，因 此本发明中外环段后掠角选取比机翼1/4弦线后掠角大15°～20°。本发明中内环段2高度 较外环段1高度小3.5％～4.0％，以避免其与上翼面接触位置靠内，影响机翼气动特性。本发 明中为防止内环段根部202对机翼上表面流动产生大的干扰，在保证结构要求的情况下，尽 量减小根弦长度，本发明的内环段梢根比为0.5～0.6；本发明中为防止环形翼梢小翼较翼尖 先失速，中央段低头角选择2°～3°，延缓气流分离；环形翼梢小翼安装角一般前缘向外即 与翼尖弦平面成负的安装角，可减小环形翼梢小翼根部上表面的气流分离，因为飞机机翼翼 尖4上表面有相当大的来流角，风洞试验证明小翼安装角为0°～-4°，优选为-2°。为使翼 梢小翼能有效地减小诱导阻力，并使飞机机翼翼尖4与环形翼梢小翼根部交界处在超临界状 态气流流动干扰小，防止分离，环形翼梢小翼倾斜角为0°～-4°。

本发明中机翼环形翼梢小翼的翼型(截面形状的)选用以超临界翼型为基础(外环段翼 型为超临界翼型，内环段翼型为反转的超临界翼型)，并减小前缘半径、增大弯度、减小相对 厚度、后移最大厚度位置，以使其具有较好的低速升力特性，也具有较好的超临界特性及失 速特性，本发明中所采用翼型升力系数随迎角变化曲线如图5所示，其中马赫数(当地速度 与当地音速的比值)Ma＝0.75、雷诺数(描述空气粘性的参数)Re＝4*10⁷状态下环形翼梢小 翼翼型失速迎角为6°，相对现有技术中的原始翼型在4°左右，失速特性有较大提高。

以某300座机干线飞机为例，该飞机展长30m，1/4弦长后掠角30°，确定其外环段高 度：翼梢小翼高度占机翼半翼展的10％，为30(m)*10％＝3(m)；外环段后掠角比机翼后掠角大 10°，为30°+15°＝45°；外环段梢根比0.20；内环段高度：内环段高度较外环段小3.5％， 以避免其与上翼面接触位置靠内，影响机翼气动特性，为30(m)*(1-3.5％)＝28.95(m)；内环 段后掠角较外环段后掠角小9°，为45°-9°＝36°；内环段梢根比为0.50；中央段低头角取 -2°；安装角取-2°；外倾角取4°。

本发明兼顾了各种构型的优点，全机诱导阻力减小30％，节约燃油6％。