CN110667820A - 一种飞行器机翼 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞行器机翼装置，所述飞行器机翼装置包括：机翼、至少一个气流出口、高压气源、以及至少一个高压气流管道；至少一个所述气流出口设置在所述机翼的翼梢压力面；所述高压气源设置在所述飞行器上；至少一个所述高压气流管道设置在所述机翼内部，且连通所述高压气源与至少一个所述气流出口。本发明提高了机翼的升阻比同时无须大幅加大机翼强度，从而降低了机翼生产成本和机翼重量。
Description
技术领域
本发明属于飞行器制造领域，具体涉及一种飞行器机翼。
背景技术
翼梢小翼是一种以小重量结构的代价来改善飞行器气动性能的先进技术，主要运用于民用客机、空中加油机、军用运输机、预警机等亚音速飞机。研究表明只要翼梢小翼安装得当，可抑制机翼的翼尖涡，节约燃油消耗，降低运行成本。
目前，飞行器上采用的翼梢小翼和翼梢涡扩散器等翼梢装置，在减阻方面取得显着效果，如目前已经公开的翼梢小翼的专利文献： CN208134599U、CN203666968U、CN108454823A和CN108725750A，通过改变小翼结构，达到一些特定气动要求或其它特定目的，但加装翼梢小翼后，会增大机翼弯矩，从而带来一系列问题：
1、机翼强度校核难，不仅要考虑静应力的作用，还需考虑动应力的作用。在飞行时，翼梢小翼受到气流的扰动，产生突发或类周期性弯矩，造成机翼安性下降。此外，机翼强度设计和气动设计常常冲突，造成设计方案不断调整。
2、翼梢小翼气动设计复杂，需要分析计算不同小翼装置下的气动性动，如尖削比、倾斜角、安装角和扭转角等参数的选定。
3、材料和安装费用昂贵，同时也增加了机翼重量。
为了解决强度和气动性能两方面的冲突，需要提高材料和安装工艺方面的标准，导致翼梢小翼的加装费用少则需要花费数十万美元，多则上百万美元，同时加装小翼也增大机翼的重量（小翼占机翼重量的5-10%），间接提高燃油的消耗。
现有技术的小翼存在以上缺点，若有其它方法能进行改进，同时还具有小翼的功能，则可以大大降低生产费用和提高飞行效率。
发明内容
为此，本发明提供一种飞行器机翼装置，能够有效降低机翼强度要求从而降低飞行器的生产成本和机翼重量。
一种飞行器机翼，包括：
机翼、至少一个气流出口、高压气源、至少一个气压调节阀以及至少一个高压气流管道；
至少一个所述气流出口设置在所述机翼的翼梢压力面；
至少一个所述气压调节阀设置在所述高压气流管道上，以调节气压；
所述高压气源设置在所述飞行器上，提供稳定的高压气源；
至少一个所述高压气流管道设置在所述机翼内部，且连通所述高压气源与至少一个所述气流出口。
进一步，所述高压气流管道与所述气流出口之间的连接关系为：
一根所述高压气流管道连接一个或者多个所述气流出口，或
一根或者多根所述高压气流管道连接一个所述气流出口。
进一步，所述气流出口为槽或者小孔。
进一步，当所述气流出口为至少两个小孔时，所述小孔的展向宽度是机翼弦长的1%-5%；所有所述小孔的弦向长度之和大于所述机翼弦长的1/3。
进一步，所述小孔角度的取值范围设置在30°-60°之间。
进一步，所述小孔为圆形、椭圆形或矩形。
进一步，所述小孔沿所述机翼的弦向布置，均匀的设置在所述机翼的翼梢压力面。
进一步，当所述气流出口为槽时，所述槽的弦向长度大于翼梢弦长的1/3，展向宽度为翼梢弦长的1%-5%，所述槽的角度为30°，所述槽的角度是所述槽的出气方向与机翼压力面的延伸面之间的夹角。
进一步，所述槽以所述机翼的前缘为对称轴，设置在所述机翼的翼梢压力面。
进一步，所述槽为矩形。
本发明在原有机翼的基础上开有气流出口，避免了气流扰动导致的机翼强度下降，降低了生产成本和机翼重量。
附图说明
图1为本发明中第一种实施例的结构示意图；
图2为本发明中第二种实施例的结构示意图；
图3为本发明中气压调节阀的放大示意图；
图中：11-机翼、12-气流出口、13-高压气流管道、21-翼根、22-吸力面、23-翼梢、24-高压气流、25-压力面、26-气流出口的气流、27-前缘、28-尾缘、31-机翼运动方向、41-气压调节阀。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
如图1和图2所示，本发明为一种飞行器机翼装置，包括机翼11、气流出口12、设置在飞行器内的高压气源、气压调节阀41和高压气流管道13；其中，气流出口12设置在所述机翼的翼梢压力面21；气压调节阀41设置在高压气流管道13上，调节出口气流和压力和速度；高压气流管道13布置在机翼内部，一端连通翼梢小孔，翼梢小孔布置在压力面25的翼梢顶部，另一端连通高压气源，且高压气源压力为机翼压力面25气压的5倍以上。
高压气流管道13靠近翼梢小孔一侧为气流出口，该气流出口为小孔或槽，作用是把气流的压力转化为气流的速度，每一个小孔对应一个气压调节阀，一个槽可以对应多个气压调节阀。
其中，一根所述高压气流管道13连接一个或者多个所述气流出口12，或一根或者多根所述高压气流管道13连接一个所述气流出口12。
如图1所示，所述气流出口12为小孔，当所述气流出口12为至少两个小孔时，所述小孔的展向宽度是机翼弦长的1%-5%；所有所述小孔的弦向长度之和大于所述机翼弦长的1/3。所述小孔角度的取值范围可以设置在30°-60°之间。所述小孔为圆形、椭圆形或矩形；所述小孔具体为：沿所述机翼的弦向布置均匀的设置在所述机翼的翼梢压力面。如图2所示，展向是指从机翼翼根21到机翼翼梢23的方向；如图2所示，弦向是指从机翼横截面前缘27到尾缘28的方向，弦长是翼型前缘27到尾缘28的距离。
实施例1，以下描述气流出口12为小孔的具体应用场景。
如图1所示，本实施例主要用于亚音速小型客机，其翼梢弦长为1.5米。该装置包括机翼11、高压气流管道13和6个翼梢椭圆小孔。高压气流管道13中间具有高压气流24。其中高压气流管道13布置在机翼内部，一端连通翼梢小孔，另一端连通高压气源（若是喷气式飞机，其来源于飞机中的压气机）；翼梢小孔弦向均匀布置在压力面25的翼梢23区域。
设定所有翼梢小孔弦向尺寸为机翼弦长的1/3，即0.5米，设计六个小孔，每个小孔子弦向尺寸为0.083米，小孔展向尺寸取翼梢弦长的2%，为0.03米，小孔形状定为椭圆，小孔是一个长直径为0.083米,短直径为0.03米的椭圆，共六个小孔，每个小孔连接一个高压气流管道，管道直径为0.03米；由于机翼运用于客机，飞行器飞行时的稳定性更重要，故选取最小角度30°作为小孔角度。
如图2所示，气流出口12为矩形的槽。当所述气流出口12为槽时，所述槽的弦向长度大于翼梢弦长的1/3，展向宽度为翼梢弦长的1%-5%，所述槽的角度为30°，所述槽的角度是所述槽的出气方向与机翼压力面的延伸面之间的夹角。所述槽以所述机翼的前缘27为对称轴，设置在所述机翼的翼梢压力面25。
实施例2，以下描述气流出口12为槽的具体应用场景。
本实施例用于大型亚音速客机，其翼梢弦长为4米，由于其弦长较大，如果采用小孔的方式，就需要大量小孔，这样设计和安装都费时费力，同时槽比小孔具有更好的气墙效果，这时可以采用开槽的方式，可以用一个或几个槽代替许多小孔，简化设计和安装。该装置包括机翼，高压气流管道13和1个槽。其中高压气流管道13布置在机翼内部，一端连通翼梢槽，另一端连通高压气源；槽布置在翼梢压力面25的顶端。
槽的弦向长度定为翼梢弦长的80%，即为3.2米，并居中分布，展向宽度为翼梢弦长的1%，即为0.04米，槽角度是槽的出气方向与机翼压力面的延伸面之间的夹角，由于机翼运用于客机，飞机飞行时的稳定性更重要，取值为30°。
综上所述，高压气流管道数目与小孔数目不一定要相同，可以多于小孔数量也可以少于小孔数量，可以一根高压气流管道给多个小孔供气，也可以多根高压气流管道给多小孔供气。机翼小孔为圆形、椭圆形或矩形，且均匀布置在翼梢23顶部，小孔的展向尺寸取决于翼梢弦向的长度，一般小孔展向尺寸是机翼弦长的1%-5%，所有小孔的弦向尺寸之和大于机翼弦长的1/3；小孔角度是小孔出气方向与机翼压力面25的延伸面之间的夹角，取值范围设置在30°-60°之间。角度取最大值时，飞机飞行的机动性达到最大，角度取最小值时，飞机飞行的稳定性达到最大。
本发明的原理以及对比其它类似发明具有以下有益效果：
（1）本发明在机翼翼梢顶部开有若干小孔或槽，通过管道引入高压气源，然后从小孔喷出高压气流，喷出的气流26形成气墙，阻挡了机翼下表面（压力面25）气流绕向上表面（吸力面22），起到类似翼梢端板的作用，削弱了机翼翼梢涡流强度，增加了机翼升阻比，改善了飞行器气动性能。另外，通过减压装置，可以合理的利用高压气源，比如滑翔下降时，可以关闭气源，低速时可以减少气源的运用。
（2）与带有小翼的机翼相比，本发明设计简单、制造成本低廉。采用高速气流和代替机翼小翼，这样设计则无须考虑小翼和翼梢之间的联接强度，降低机翼弯矩，特别是突风产生的弯矩，同时也能破坏和减弱翼尖涡流，提高升阻比，降低制造成本。另外，喷气式飞机里的压气机本身就能提供高压气源，无须加装置其它高压气源产生装置。
（3）与现有无小翼的机翼相比，本发明具有与翼梢小翼相似的作用，能够阻挡机翼下表面向上表面的绕流，削弱了翼梢涡流强度，增加了机翼升阻比，降低机翼重量，达到了改善飞行器气动性能的目的。另外，改善了机翼的升阻比系数，提高了飞行器飞行效率。并且，合理利用了喷气式飞行器高压气源极容易得到的便利。
以上对本发明的具体实施进行了描述。需要指出的是，本发明并不局限于上述实施方案，本领域技术人员可在可操作的范围内进行适当的修改或改进，都不影响本发明。
Claims (10)
1.一种飞行器机翼，其特征在于，包括：
机翼、至少一个气流出口、高压气源、至少一个气压调节阀以及至少一个高压气流管道；
至少一个所述气流出口设置在所述机翼的翼梢压力面；
至少一个所述气压调节阀设置在所述高压气流管道上，以调节气压；
所述高压气源设置在所述飞行器上，提供稳定的高压气源；
至少一个所述高压气流管道设置在所述机翼内部，且连通所述高压气源与至少一个所述气流出口。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器机翼，其特征在于：所述高压气流管道与所述气流出口之间的连接关系为：
一根所述高压气流管道连接一个或者多个所述气流出口，或
一根或者多根所述高压气流管道连接一个所述气流出口。
3.根据权利要求1所述的一种飞行器机翼，其特征在于：所述气流出口为槽或者小孔。
4.根据权利要求3所述的一种飞行器机翼，其特征在于：当所述气流出口为至少两个小孔时，所述小孔的展向宽度是机翼弦长的1%-5%；所有所述小孔的弦向长度之和大于所述机翼弦长的1/3。
5.根据权利要求4所述的一种飞行器机翼，其特征在于：所述小孔角度的取值范围设置在30°-60°之间。
6.根据权利要求4所述的一种飞行器机翼，其特征在于：所述小孔为圆形、椭圆形或矩形。
7.根据权利要求4所述的一种飞行器机翼，其特征在于：所述小孔沿所述机翼的弦向布置，均匀的设置在所述机翼的翼梢压力面。
8.根据权利要求3所述的一种飞行器机翼，其特征在于：当所述气流出口为槽时，所述槽的弦向长度大于翼梢弦长的1/3，展向宽度为翼梢弦长的1%-5%，所述槽的角度为30°，所述槽的角度是所述槽的出气方向与机翼压力面的延伸面之间的夹角。
9.根据权利要求8所述的一种飞行器机翼，其特征在于：所述槽以所述机翼的前缘为对称轴，设置在所述机翼的翼梢压力面。
10.根据权利要求8所述的一种飞行器机翼，其特征在于：所述槽为矩形。
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