CN106184710B - 飞机机翼的翼尖装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种飞机机翼的翼尖装置，对称地设置在飞机的两侧机翼的翼尖部，在每侧机翼的翼尖部的外侧设置有至少两个翼梢帆片，每个所述翼梢帆片的翼梢帆片根部与所述机翼翼尖部的外侧端面沿着所述机翼长度方向均平滑连接，每个所述翼梢帆片均沿着所述机翼长度方向向上弯曲翘起，每个所述翼梢帆片的翼梢帆片根部与所述机翼翼尖部的外侧端面沿着所述机翼宽度方向顺序布置，越靠近机翼前缘的所述翼梢帆片向上弯曲翘起得越高。本发明采用融合式设计，使得各翼梢帆片与机翼或过渡区平滑过渡连接，充分利用相邻翼梢帆片的紧密布置，以使得各个翼梢帆片上表面的气体流动减慢以获得压力差，进而减小翼尖涡流强度。
Description
技术领域
本发明涉及一种飞机机翼的翼尖装置，尤其是用于飞机主翼的翼尖装置。
背景技术
如图1所示，传统的翼梢帆片在翼尖上加装多个帆片，这些帆片可以阻止部分翼尖气流形成旋转，从而达到减弱翼尖涡的目的。而在传统的翼梢帆片翼尖装置设计中，并未考虑翼梢帆片与机翼的融合问题，仅仅是把翼梢帆片“插”到机翼翼尖上；而且，帆片也未经过气动设计，只是简单的平板，并没有对帆片设计翼型；在帆片的外形设计上也未考虑到后掠角和外撇角问题。由于传统的翼梢帆片减阻效果一般，因此，此种翼尖装置并不是非常适合于现代民用飞机。
发明内容
为了使翼梢帆片获得更好的气动性能，减弱翼尖涡强度，本发明对多翼梢帆片的飞机机翼的翼尖装置进行了改进。
本发明提供了一种飞机机翼的翼尖装置，对称地设置在飞机的两侧机翼的翼尖部，在每侧机翼的翼尖部的外侧设置有至少两个翼梢帆片，
每个所述翼梢帆片的翼梢帆片根部与所述机翼翼尖部的外侧端面沿着所述机翼长度方向均平滑连接，每个所述翼梢帆片均沿着所述机翼长度方向向上弯曲翘起，
每个所述翼梢帆片的翼梢帆片根部与所述机翼翼尖部的外侧端面沿着所述机翼宽度方向顺序布置，越靠近机翼前缘的所述翼梢帆片向上弯曲翘起得越高。
较优选地，所述飞机机翼的翼尖装置为飞机主翼的翼尖装置。
较优选地，在每侧机翼的翼尖部的外侧设置有三个翼梢帆片，沿着所述机翼宽度方向顺序布置，从机翼前缘向所机翼后缘方向，依次为：第一翼梢帆片，第二翼梢帆片，第三翼梢帆片。
本发明还提供了一种飞机机翼的翼尖装置，对称地设置在飞机的两侧机翼的翼尖部，在每侧机翼的翼尖部的外侧设置有过渡区，所述过渡区与所述机翼的翼尖部沿着所述机翼长度方向平滑连接，在所述过渡区的外侧设置有至少两个翼梢帆片，
每个所述翼梢帆片的翼梢帆片根部与所述过渡区的外侧端面沿着所述机翼长度方向均平滑连接，每个所述翼梢帆片均沿着所述机翼长度方向向上弯曲翘起，
每个所述翼梢帆片的翼梢帆片根部与所述过渡区的外侧端面沿着所述机翼宽度方向顺序布置，越靠近机翼前缘的所述翼梢帆片向上弯曲翘起得越高。
较优选地，所述机翼前缘与所述过渡区前缘为光滑连接，和/或所述机翼后缘与所述过渡区后缘为光滑连接。
较优选地，所述机翼前缘与所述过渡区前缘的光滑连接为直线连接，和/或所述机翼后缘与所述过渡区后缘的光滑连接为直线连接。
较优选地，所述飞机机翼的翼尖装置为飞机主翼的翼尖装置。
较优选地，在所述过渡区的外侧设置有三个翼梢帆片，沿着所述机翼宽度方向顺序布置，从机翼前缘向所机翼后缘方向，依次为：第一翼梢帆片，第二翼梢帆片，第三翼梢帆片。
较优选地，沿着所述机翼宽度方向顺序布置的相邻所述翼梢帆片根部之间的间隙为0至相邻所述翼梢帆片根部长度平均值的20％。更优选地，沿着所述机翼宽度方向顺序布置的相邻所述翼梢帆片根部之间的间隙为相邻所述翼梢帆片根部长度的平均值的4％至7％。
较优选地，其特征在于，所述第一翼梢帆片根部的扭转角与所述机翼翼尖部的扭转角相同。
较优选地，所述过渡区的外侧端面的俯视投影呈直线，且第一翼梢帆片根部、第二翼梢帆片根部、第三翼梢帆片根部均位于此直线上。
较优选地，第一翼梢帆片根部长度、第二翼梢帆片根部长度、第三翼梢帆片根部长度均相同。
较优选地，第一翼梢帆片根部长度大于第一翼梢帆片外端部长度；和/或第二翼梢帆片根部长度大于第二翼梢帆片外端部长度；和/或第三翼梢帆片根部长度大于第三翼梢帆片外端部长度。
较优选地，相邻所述翼梢帆片的俯视投影之间的间隙为相邻所述翼梢帆片根部长度的平均值的2％至20％。
较优选地，所述第一翼梢帆片前缘，和/或所述第二翼梢帆片前缘，和/或所述第三翼梢帆片前缘，呈大后掠的样条曲线。
较优选地，所述第一翼梢帆片后缘采用与所述第一翼梢帆片前缘相同的样条曲线，和/或所述第二翼梢帆片后缘采用与所述第二翼梢帆片前缘相同的样条曲线，和/或所述第三翼梢帆片后缘采用与所述第三翼梢帆片前缘相同的样条曲线。
较优选地，第一翼梢帆片外端部的相切平面与机翼所在平面的夹角记为α1，第二翼梢帆片外端部的相切平面与机翼所在平面的夹角记为α2，第三翼梢帆片外端部的相切平面与机翼所在平面的夹角记为α3，其中，0＜α3＜α2＜α1＜90°，且第一翼梢帆片的上弯曲率最大，第二翼梢帆片的上弯曲率次之，第三翼梢帆片的上弯曲率最小。更优选地，所述夹角α1的取值范围是：30°＜α1＜75°，且所述夹角α2的取值范围是：20°＜α2＜60°，且所述夹角α3的取值范围是：5°＜α3＜45°。
较优选地，所述第一翼梢帆片，和/或所述第二翼梢帆片，和/或所述第三翼梢帆片，采用超临界翼型。
较优选地，所述第一翼梢帆片，和/或所述第二翼梢帆片，和/或所述第三翼梢帆片，采用外撇角设计，使得各翼梢帆片的翼型弦长与气流流向形成外撇角。
本发明的飞机机翼的翼尖装置具有如下特点：采用融合式设计，使得各翼梢帆片与机翼或过渡区平滑过渡连接；充分利用相邻翼梢帆片的紧密布置，以使得各个翼梢帆片上表面的气体流动减慢以获得压力差，进而减小翼尖涡流强度。在优选方案中，还能进一步获得如下有益效果：采用大后掠式的翼梢帆片前缘，有效减弱翼梢帆片的激波强度；采用超临界翼型的翼梢帆片，实现翼梢帆片“无激波”设计；采用外撇角设计，增加升力，减小阻力。
总体而言，本发明是一种用于降低民用飞机巡航阻力的气动装置，属于飞机设计和气动设计领域。本发明不仅适用于民用运输机、还可用于军用运输机以及无人机。
附图说明
图1是现有技术中的飞机机翼的翼尖装置。
图2是本发明的优选的飞机机翼的翼尖装置的立体示意图。
图3是图2中的本发明的优选的飞机机翼的翼尖装置的前视图。
图4是图2中的本发明的优选的飞机机翼的翼尖装置的左视图。
图5是图2中的本发明的优选的飞机机翼的翼尖装置的俯视图。
图6是图5中方框部分的局部放大图。
图7是图3中K-K截面的俯视示意图。
图8是图7中K-K截面的局部放大图。
图9是本发明中的第一翼梢帆片外端部的相切平面与机翼所在平面的夹角α1的示意图。
图10是本发明中的第一翼梢帆片外端部的相切平面与机翼所在平面的夹角α2的示意图。
图11是本发明中的第一翼梢帆片外端部的相切平面与机翼所在平面的夹角α3的示意图。
图12是本发明的各个翼梢帆片的截面示意图和气体流动原理图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实例对本发明作进一步详细的说明。为了论述的方便，采用“上”、“下”、“左”、“右”对各个示意图中的方位进行指示，有利于论述的展开。根据本发明的特点，具体实施方式在图2中表示了XYZ的坐标系统，并且在其后的有些附图中用到了XOY面视图、YOZ面视图、ZOX面视图，在阅读这些附图时，可以结合图2中的立体图进行理解。
如图2所示，是本发明的飞机机翼的翼尖装置优选实施例，特别地，是飞机主翼的翼尖装置优选实施例。尽管如此，本领域技术人员能够理解，本发明的技术方案也是可以用于尾翼上的，尤其是尾翼上设置两个翼梢帆片的情形。
如图2所示，结合本发明的优选的飞机主翼的翼尖装置的前视图3、左视图4、俯视图5，展示了飞机一侧的主翼1，能够理解，在飞机另一侧的主翼是与此对称的。
如图2至图5所示，飞机一侧的主翼1的翼尖部12的外侧设置有过渡区2，过渡区2与主翼1的翼尖部12沿着主翼长度方向平滑连接，在所述过渡区的外侧设置有三个翼梢帆片，沿着主翼宽度方向顺序布置，从主翼前缘18向所主翼后缘19方向，依次为：第一翼梢帆片31，第二翼梢帆片32，第三翼梢帆片33。这三个翼梢帆片可以统称为翼梢帆片组3。
如图2所示，此处的各个翼梢帆片不是简单的“插”到过渡区2上，而是和过渡区2通过曲面平滑过渡连接，实现了融合式的设计，降低了非流线型过渡可能导致的阻力。同时需要注意的是，本发明的飞机主翼的翼尖装置主要包括过渡区2和第一翼梢帆片31、第二翼梢帆片32、第三翼梢帆片33，实际上，这主要是考虑到过渡区2和翼梢帆片组3可以一起制作加工，从而保证翼梢帆片组3与过渡区2之间的高精度加工。因此，在最终装配阶段，只需要过渡区2与靠近飞机主翼1的翼尖部12能够适配安装，并保持过渡区2和主翼1的平滑连续过渡即可。具体到图2中，过渡区2和主翼1的接触面为截面120，图2进一步地示意性地把截面上轮廓线121和截面下轮廓线122显示出来，实际上，在真实部件中，此处正是平滑连续过渡的。
本领域技术人员可以理解，本发明也可以取消过渡区2，即直接把第一翼梢帆片31、第二翼梢帆片32、第三翼梢帆片33融合式地平滑过渡连接到主翼1上。此时，对于翼梢帆片组3的加工精度会有较高的要求，使得翼梢帆片组3能够融合式地与主翼平滑过渡连接。尽管图中未示出此种方案的情形，但是并不妨碍这种技术方案的实施，这也是本发明的一种可行变形。
如图2、图3、图6所示，每个翼梢帆片31、32、33对应的翼梢帆片根部311、321、331与过渡区2的外侧端面沿着主翼长度方向均平滑连接，每个翼梢帆片31、32、33均沿着主翼长度方向向上弯曲翘起。与此同时，每个翼梢帆片31、32、33的翼梢帆片根部311、321、331与过渡区2的外侧端面沿着主翼宽度方向顺序布置，越靠近主翼前缘18的第一翼梢帆片31向上弯曲翘起得最高，第二翼梢帆片32向上弯曲翘高度次之，第三翼梢帆片33向上弯曲翘得最低。
结合图2至图4及图9至图11所示，第一翼梢帆片根部311的扭转角与主翼翼尖部12的扭转角相同，并且如图5所示，第一翼梢帆片前缘41与过渡区前缘28直线相切；与此同时，第一翼梢帆片外端部312的相切平面与主翼1所在平面的夹角记为α1，第二翼梢帆片外端部322的相切平面与主翼1所在平面的夹角记为α2，第三翼梢帆片外端部332的相切平面与主翼1所在平面的夹角记为α3，其中，0＜α3＜α2＜α1＜90°，且第一翼梢帆片31的上弯曲率最大，第二翼梢帆片32的上弯曲率次之，第三翼梢帆片33的上弯曲率最小；优选地，夹角α1的取值范围是：30°＜α1＜75°，夹角α2的取值范围是：20°＜α2＜60°，夹角α3的取值范围是：5°＜α3＜45°。
此种布置方式的技术效果可以结合图12进行理解，在图12中，展示了某个截面状态下的翼梢帆片组3中的第一翼梢帆片31、第二翼梢帆片32、第三翼梢帆片33。其中，第一翼梢帆片31高于第二翼梢帆片32，且第二翼梢帆片32高于第三翼梢帆片33。结合图2和图12所示，第一翼梢帆片31、第二翼梢帆片32、第三翼梢帆片33均采用超临界翼型。此时，图12展示了气流流经翼梢帆片组3的典型的流动情况。气流流经第一翼梢帆片31的后缘时，受到第二翼梢帆片32的前缘流动的气流的抑制作用；同时，气流流经第二翼梢帆片32的后缘时，受到第三翼梢帆片33的前缘流动的气流抑制作用。也就是说，第二翼梢帆片32、第三翼梢帆片33的前缘气流流动分别受到第一翼梢帆片31、第二翼梢帆片32后缘气流流动的抑制作用。因此，三个翼梢帆片之间的相互抑制作用使得各个翼梢帆片的上表面的流速减慢，压强增大。由此，不仅能降低主翼翼尖部上下翼面的压力差，而且主翼翼尖部的压强的增加会减小主翼的展向流动，从而降低产生的主翼翼尖部的气涡的强度，使得气流状况得到很大改善。同时，翼梢帆片组3还能对主翼翼尖部气流进行导流作用，使原本旋转的气流顺着三个翼梢帆片的表面流动，较大地削弱了翼尖部的气涡的强度，并且大大减弱各个翼梢帆片上的激波强度。
如图5所示，主翼前缘18与过渡区前缘28为光滑连接，主翼后缘19与过渡区后缘29也为光滑连接；优选地，主翼前缘18与过渡区前缘28的光滑连接为直线连接，且主翼后缘19与过渡区后缘29的光滑连接也为直线连接。
如图6所示，第一翼梢帆片根部311长度大于第一翼梢帆片外端部312长度，第二翼梢帆片根部321长度大于第二翼梢帆片外端部322长度，第三翼梢帆片根部321长度大于第三翼梢帆片332外端部长度。与此同时，第一翼梢帆片前缘41、第二翼梢帆片前缘42、第三翼梢帆片前缘43，均呈大后掠的样条曲线。较优选地，第一翼梢帆片后缘51采用与第一翼梢帆片前缘41相同的样条曲线，第二翼梢帆片后缘52采用与第二翼梢帆片前缘42相同的样条曲线，第三翼梢帆片后缘43采用与第三翼梢帆片前缘53相同的样条曲线，更优选地，为曲率也相同的样条曲线。此种优选设计使得飞机主翼翼尖部12的翼梢帆片组3的流线型设计更为完善，有利于减弱各个翼梢帆片的激波强度，减少阻力，降低涡流，并能提升升力。
如图5和图6所示，过渡区2的外侧端面的俯视投影呈直线，且第一翼梢帆片根部311、第二翼梢帆片根部321、第三翼梢帆片根部331均位于此直线上，并且，第一翼梢帆片根部长度、第二翼梢帆片根部长度、第三翼梢帆片根部长度均相同。沿着主翼宽度方向顺序布置的相邻所述翼梢帆片根部之间的可选间隙为：0至翼梢帆片根部长度的20％；优选地，为翼梢帆片根部长度的4％至7％；最优地，为翼梢帆片根部长度的5％左右。与此同时，相邻翼梢帆片的俯视投影之间的间隙为翼梢帆片根部长度的2％至20％，最优选地，为翼梢帆片根部长度的5％左右。各个翼梢帆片之间较为紧密地排列，有利于更好地利用上述图12的气流原理，达到上述的各项有益效果。
结合图2、图3、图7、图8所示，第一翼梢帆片31、第二翼梢帆片32、第三翼梢帆片33，均采用外撇角设计，使得各翼梢帆片的翼型弦长与气流流向形成外撇角，以下部分详细讲述外撇角设计。
如图8所示，在K-K截面的局部放大图中，与图2中Y轴垂直的K-K平面与第一翼梢帆片31的相交截面，即为第一翼梢帆片31在此处的超临界翼型。在此时的相交截面中，第一翼梢帆片31的一侧轮廓线82与另一侧轮廓线83共同包围了此相交截面。在此相交截面中，翼型弦长81(即翼型上最靠前的点与最靠后的点的连线)与气流方向84(与X轴平行)的夹角，即为外撇角85。对于右侧机翼，当翼型弦长81在气流方向84的右侧时，外撇角85为正。外撇角85的存在可以使飞机主翼翼尖装置上产生的升力有一个指向前的分量，同时使飞机主翼翼尖装置上产生的阻力有一个指向机翼内侧的分量，因而可以产生“推力”并降低飞机主翼翼尖装置本身的阻力。同时，指向内侧的力的分量的降低也会减小翼根弯矩。
对实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其他实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的实施例，凡采用等同替换或等效变换的方式所获得的技术方案，均落在本发明的保护范围内。综上所述仅为发明的较佳实施例而已，并非用来限定本发明的实施范围。即凡依本发明申请专利范围的内容所作的等效变化与修饰，都应为本发明的技术范畴。
Claims (21)
1.一种飞机机翼的翼尖装置，对称地设置在飞机的两侧机翼的翼尖部，其特征在于，在每侧机翼的翼尖部的外侧设置有至少两个翼梢帆片，
每个所述翼梢帆片的翼梢帆片根部与所述机翼翼尖部的外侧端面沿着所述机翼长度方向均平滑连接，每个所述翼梢帆片均沿着所述机翼长度方向向上弯曲翘起，
每个所述翼梢帆片的翼梢帆片根部与所述机翼翼尖部的外侧端面沿着所述机翼宽度方向顺序布置，越靠近机翼前缘的所述翼梢帆片向上弯曲翘起得越高。
2.根据权利要求1所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述飞机机翼的翼尖装置为飞机主翼的翼尖装置。
3.根据权利要求1所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，在每侧机翼的翼尖部的外侧设置有三个翼梢帆片，沿着所述机翼宽度方向顺序布置，从机翼前缘向所机翼后缘方向，依次为：第一翼梢帆片，第二翼梢帆片，第三翼梢帆片。
4.一种飞机机翼的翼尖装置，对称地设置在飞机的两侧机翼的翼尖部，其特征在于，在每侧机翼的翼尖部的外侧设置有过渡区，所述过渡区与所述机翼的翼尖部沿着所述机翼长度方向平滑连接，在所述过渡区的外侧设置有至少两个翼梢帆片，
每个所述翼梢帆片的翼梢帆片根部与所述过渡区的外侧端面沿着所述机翼长度方向均平滑连接，每个所述翼梢帆片均沿着所述机翼长度方向向上弯曲翘起，
每个所述翼梢帆片的翼梢帆片根部与所述过渡区的外侧端面沿着所述机翼宽度方向顺序布置，越靠近机翼前缘的所述翼梢帆片向上弯曲翘起得越高。
5.根据权利要求4所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述机翼前缘与所述过渡区前缘为光滑连接，和/或所述机翼后缘与所述过渡区后缘为光滑连接。
6.根据权利要求5所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述机翼前缘与所述过渡区前缘的光滑连接为直线连接，和/或所述机翼后缘与所述过渡区后缘的光滑连接为直线连接。
7.根据权利要求6所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述飞机机翼的翼尖装置为飞机主翼的翼尖装置。
8.根据权利要求7所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，在所述过渡区的外侧设置有三个翼梢帆片，沿着所述机翼宽度方向顺序布置，从机翼前缘向所机翼后缘方向，依次为：第一翼梢帆片，第二翼梢帆片，第三翼梢帆片。
9.根据权利要求8所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，沿着所述机翼宽度方向顺序布置的相邻所述翼梢帆片根部之间的间隙为0至相邻所述翼梢帆片根部长度平均值的20％。
10.根据权利要求9所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，沿着所述机翼宽度方向顺序布置的相邻所述翼梢帆片根部之间的间隙为相邻所述翼梢帆片根部长度的平均值的4％至7％。
11.根据权利要求8-10中任一项所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述第一翼梢帆片根部的扭转角与所述机翼翼尖部的扭转角相同。
12.根据权利要求8-10中任一项所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述过渡区的外侧端面的俯视投影呈直线，且第一翼梢帆片根部、第二翼梢帆片根部、第三翼梢帆片根部均位于此直线上。
13.根据权利要求12所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，第一翼梢帆片根部长度、第二翼梢帆片根部长度、第三翼梢帆片根部长度均相同。
14.根据权利要求8-10中任一项所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，
第一翼梢帆片根部长度大于第一翼梢帆片外端部长度；
和/或第二翼梢帆片根部长度大于第二翼梢帆片外端部长度；
和/或第三翼梢帆片根部长度大于第三翼梢帆片外端部长度。
15.根据权利要求8-9中任一项所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，相邻所述翼梢帆片的俯视投影之间的间隙为相邻所述翼梢帆片根部长度的平均值的2％至20％。
16.根据权利要求8-10中任一项所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述第一翼梢帆片前缘，和/或所述第二翼梢帆片前缘，和/或所述第三翼梢帆片前缘，呈大后掠的样条曲线。
17.根据权利要求16所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述第一翼梢帆片后缘采用与所述第一翼梢帆片前缘相同的样条曲线，和/或所述第二翼梢帆片后缘采用与所述第二翼梢帆片前缘相同的样条曲线，和/或所述第三翼梢帆片后缘采用与所述第三翼梢帆片前缘相同的样条曲线。
18.根据权利要求8-10中任一项所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，
第一翼梢帆片外端部的相切平面与机翼所在平面的夹角记为α1，第二翼梢帆片外端部的相切平面与机翼所在平面的夹角记为α2，第三翼梢帆片外端部的相切平面与机翼所在平面的夹角记为α3，其中，0<α3<α2<α1<90°，
且第一翼梢帆片的上弯曲率最大，第二翼梢帆片的上弯曲率次之，第三翼梢帆片的上弯曲率最小。
19.根据权利要求18所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述夹角α1的取值范围是：30°<α1<75°，且所述夹角α2的取值范围是：20°<α2<60°，且所述夹角α3的取值范围是：5°<α3<45°。
20.根据权利要求8-10中任一项所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述第一翼梢帆片，和/或所述第二翼梢帆片，和/或所述第三翼梢帆片，采用超临界翼型。
21.根据权利要求8-10中任一项所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述第一翼梢帆片，和/或所述第二翼梢帆片，和/或所述第三翼梢帆片，采用外撇角设计，使得各翼梢帆片的翼型弦长与气流流向形成外撇角。
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