CN111003143B

CN111003143B - 飞机的机翼及包括该机翼的飞机

Info

Publication number: CN111003143B
Application number: CN201911327350.8A
Authority: CN
Inventors: 钟园; 周星; 王磊; 谭兆光; 孙兴超; 吴大卫
Original assignee: Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Current assignee: Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Priority date: 2019-12-20
Filing date: 2019-12-20
Publication date: 2021-10-22
Anticipated expiration: 2039-12-20
Also published as: CN111003143A

Abstract

一种飞机的机翼包括上翼面和下翼面，其中，该机翼的沿机翼展向的至少一部分被设置成，当从机翼的该部分的横截面来看时，上翼面与下翼面会聚在前缘点处，且下翼面包括从前缘点开始朝着机翼的后侧延伸的下翼面前缘部，其中，下翼面前缘部具有较大的曲率半径。该机翼翼型能够提高飞机的飞行性能，例如提升失速临界迎角、最大升力系数等。还公开了一种包括该机翼的飞机。

Description

飞机的机翼及包括该机翼的飞机

技术领域

本发明涉及飞机设计领域，特别地涉及对大型民用飞机的飞机机翼翼型的设计领域。

背景技术

对于大型民用飞机来说，在高速飞行时，飞机会受到激波阻力的影响。其中，当飞机高速飞行时，特别是在以声速或超声速飞行时，飞机的前端对空气产生的扰动波会发生叠加，形成较强的波，从而使空气经受强烈压缩，形成激波，该激波会对飞机的飞行产生较强的阻力。

为了减少此种激波阻力对飞机的影响，在对飞机机翼进行设计时，目前多采用前缘曲率半径较小且厚度较小的翼型设计。

但是，此种机翼翼型的设计会引起其它的一些问题，比如飞机失速特性差等。具体来说，在飞机机翼的迎角大于临界迎角时，绕过飞机机翼的气流会发生流动分离，使得在机翼上产生的升力减少，从而造成飞机失速。而对于曲率半径较小以及厚度较小的翼型设计来说，发生飞机失速的临界迎角较小，即，该翼型设计会造成飞机的失速临界迎角减小。而若临界迎角较小，飞机在飞行过程中所能得到的最大升力系数也较小。因此，飞机的飞行性能有待进一步地提高。

基于以上所述，对于现有的飞机、尤其是大型民用飞机来说，需要有改进的结构，以提高飞机的飞行性能，例如提高飞机的升力系数等。

发明内容

本发明是为解决以上所述现有技术所存在的问题而做出的。本发明的目的是提供一种结构改进的飞机机翼，其能够提高飞机的飞行性能，例如提高飞机的升力系数。本发明还提供了一种包括该飞机机翼的飞机。

本发明的一种示例性的机翼包括上翼面和下翼面，其中，该机翼的沿机翼展向的至少一部分被设置成，当从机翼的部分的横截面来看时，上翼面与下翼面会聚在前缘点处，且下翼面包括从前缘点开始朝着机翼的后侧延伸的下翼面前缘部，其中，下翼面前缘部的曲率半径为机翼的弦长的1.5％以上。

因此，在本发明的上述技术方案中，下翼面的靠近前缘点的部分具有较大曲率半径，从而能够抑制气流的流动分离，进而可改善在低速飞行时的飞机机翼性能，例如可提高失速临界迎角、最大升力系数等。

在一种较佳的结构中，下翼面可包括拐点，下翼面前缘部在前缘点和拐点之间延伸，且下翼面还包括从拐点开始向着机翼的后侧延伸的内凹部。其中，该内凹部的深度可以是在所述机翼的所述弦长的0～0.05％的范围中。此外，该拐点的位置可以是位于从前缘点开始至下翼面的沿机翼的弦长的0～15％的范围的位置处。

进一步较佳地，在机翼的沿着机翼的展向的从60％至80％的部分中，机翼的翼型被设计成包括下翼面前缘部。

或者，在包括拐点和内凹部的情况下，在机翼的沿着机翼的展向的从60％至80％的部分中，机翼的翼型被设计成包括下翼面前缘部、拐点和内凹部。

在另一种示例性结构中，机翼包括主翼和连接在主翼的前侧的前缘缝翼，其中，下翼面前缘部形成在前缘缝翼上；或者在包括拐点和内凹部的情况下，下翼面前缘部、拐点和内凹部形成在前缘缝翼上等结构可设置在前缘缝翼上。

因此，对于本发明来说，对于包括前缘缝翼的机翼结构来说，可以仅对前缘缝翼进行修改，以获得本发明的上述有益效果。

本发明还提供了一种包括上述机翼的飞机。

附图说明

附图示出了本发明的较佳结构的示意图，图中所示出的结构不应被理解为对本发明的范围的限制，其中：

图1是本发明的第一实施例的机翼沿着其机翼展向在一定位置处截取的示意性局部截面图。

图2是类似于图1的截面图，其中更加显著地显示出机翼的下翼面上的下翼面前缘部和内凹部，其中示出了相应部分曲线的曲率半径分布。

图3是一种飞机机翼的俯视图，其中以虚线框指示出本发明的机翼翼型在该机翼上的较佳设置范围。

图4是本发明的第二实施例的机翼沿着其机翼展向在一定位置处截取的示意性局部截面图。

图5是显示出现有的机翼翼型与本发明的机翼翼型的性能比较的图表。

具体实施方式

为了便于理解本发明，下面将结合附图对本发明的优选实施例进行详细描述。应当了解，附图中所示的仅仅是本发明的较佳实施例，其并不构成对本发明的范围的限制。本领域的技术人员可以在附图所示的实施例的基础上对本发明进行各种显而易见的修改、变型、等效替换，而这些都落在本发明的保护范围之内。

在以下对具体实施例的描述中，使用的“上”、“下”、“前”、“后”等表示方位和位置的用语是以飞机在使用状态时的朝向为基准的。

<第一实施例>

图1～3示出了本发明的第一实施例的机翼100。

图1中示出了本发明的飞机机翼100沿着其机翼展向在某一位置处的示意性局部截面图。从图1所示的截面图可以看到，机翼100包括面向上的上翼面110和面向下的下翼面120，上翼面110和下翼面120的前侧在图1所示的截面图中的前缘点130处相会聚。换言之，就图1所示的机翼100的截面图来说，前缘点130是上翼面110与下翼面120之间的过渡点，并且在飞机飞行过程中为该机翼100的处于最前缘的点。

如图1所示，本发明对于机翼100的翼型的改进主要在于对下翼面120的改进。在图1示出的是沿着机翼100的展向而在其中某一位置处的截面图，其中以虚线显示出现有技术中对于机翼100的下翼面120’的翼型，并且用实线示出了本发明中的下翼面120的翼型设计，以更清楚地显示出两者之间的对比。

可以看到，在现有的机翼100的翼型中，下翼面120’的曲率半径较小。与之相比较地，在本发明中，下翼面120的从前缘点130开始且靠近该前缘点130的一部分被设计成比现有技术的下翼面120’的对应部分具有更大的曲率半径，从而形成具有较大曲率半径的下翼面前缘部121。具体来说，在本发明中，下翼面前缘部121的曲率半径被设定成机翼的弦长的1.5％以上。此处，所谓的弦长指的是在机翼100的对应位置处沿着机翼的弦向(如图3中的箭头A所指示的方向)的长度。

在下翼面前缘部121与下翼面120的其余部分之间存在拐点122，下翼面120从该拐点122开始向机翼100的后侧延伸的一部分内凹，形成内凹部123。进一步地，该内凹部123内凹的深度可被设置成机翼的弦长0.05以下，即0～0.05％。较佳地，该拐点122可位于从前缘点130开始至下翼面120的沿机翼100的弦向的0～15％的范围的位置处。或者换言之，在前缘点130和拐点122之间的下翼面前缘部121占机翼100的相应位置处弦长的0～15％。

图2中以示意图的形式更加明显地示出了本发明的机翼100沿其展向的某一部分的截面中的下翼面120设计，并显示出沿着下翼面前缘部121和内凹部123上的曲率分布。大致来说，从截面图来看，该下翼面120包括在前缘点130和拐点122之间的下翼面前缘部121以及在拐点122之后的内凹部123，在拐点122处，曲率为0。

图3示出了本发明的机翼100的俯视图，其中箭头A指示出飞机飞行时的气流来流方向。较佳地，具有以上所述的本发明的翼型设计的部分为沿着机翼的展向的从大约60％至大约80％的范围中，该范围在图3中用虚线框B围出。换言之，图3中所示的机翼100具有机身端101和远端102，而机翼100的展向则是指从机身端101延伸到远端102的长度。进一步地，以上所述的“机翼的展向的从60％至80％的范围”则是指从机翼100的机身端101开始延伸了机翼展向的大约60％的位置到延伸了机翼展向的大约80％的位置之间的这一范围。

需要进一步说明的是，在机翼100的包括以上所述的翼型的部分中，下翼面前缘部121的曲率较佳地是沿着机翼的展向保持恒定。当然，下翼面前缘部121的曲率沿着机翼的展向变化的情形也在本发明的范围之内。

此外，本发明的机翼100的翼型设计可应用在飞机上的任意一个机翼上，例如飞机的主翼、尾翼等。

<第二实施例>

图4示出了本发明的第二实施例的机翼200。

在图4所示的第二实施例中，机翼200由主翼240和前缘缝翼250组成。前缘缝翼250包括上翼面210和下翼面220，上翼面210和下翼面220在汇聚在前缘点230处。

在第二实施例中，以上关于第一实施例所公开的下翼面120的翼型设计仅应用在前缘缝翼250上。即，前缘缝翼250的下翼面220包括从前缘点230延伸到拐点222的下翼面前缘部221，然后该下翼面220从拐点222开始内凹，形成内凹部223。

对于图4中所示出的第二实施例来说，较佳地是下翼面前缘部221只占据前缘缝翼250的一部分，而拐点222以及与之相关联的内凹部223形成在前缘缝翼250上。不过，下翼面前缘部221也可延伸整个前缘缝翼250，甚至还可延伸到主翼240的下翼面上，而拐点222位于前缘缝翼250和主翼240之间的界面附近，或者可位于主翼240上，并且内凹部223形成在主翼240的下翼面上。这些也都在本发明的范围之内。

<效果>

通常来说，在低速飞行时，飞机的机翼上的驻点位于下翼面上。对于现有技术的机翼翼型设计来说，前缘曲率半径较小，因此容易发生气流分离。而在本发明的上述技术方案中，将机翼的下翼面的靠近前缘点的部分设计成相比于现有技术的结构来说具有较大的曲率半径，例如大于机翼的弦长的1.5％，并且进一步较佳地，在该部分与机翼的其余部分之间形成有内凹部。发现，这样设置的机翼结构可以显著地降低发生气流分离的倾向，从而改善飞机低速飞行时的机翼性能。

通过计算和试验发现，采用了本发明的翼型设计的机翼能够有效地提高失速临界迎角并提高飞机的最大升力系数，从而提高飞机的飞行性能。例如，在图5中的图表显示了本领域中现有的机翼翼型与本发明的一种示例性机翼翼型的性能比较，其中纵轴代表升力系数，横轴代表迎角。从图5中可以看到，本领域中现有的机翼翼型最大升力系数大约为2.85，与之对应的失速临界迎角大约为19°，而本发明的一种机翼翼型的最大升力系数可达约2.9，而与之对应的失速临界迎角大约为20.5°。换言之，在图5所示的示例中，本发明的机翼翼型可相比现有的翼型将最大升力系数提高约0.05，并将失速临界迎角提高大约1.5°。这对于飞机的飞行性能来说是较大的提升。

Claims

1.一种大型民用飞机的机翼，所述机翼包括上翼面和下翼面，其特征在于，所述机翼的沿所述机翼的展向的至少一部分被设置成，当从所述机翼的所述部分的横截面来看时，所述上翼面与下翼面会聚在前缘点处，且所述下翼面包括从所述前缘点开始朝着所述机翼的后侧延伸的下翼面前缘部，其中，所述下翼面前缘部的曲率半径为所述机翼的弦长的1.5％以上；

其中，所述下翼面包括拐点，所述下翼面前缘部在所述前缘点和所述拐点之间延伸，且所述下翼面还包括从所述拐点开始向着所述机翼的所述后侧延伸的内凹部。

2.如权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述内凹部的深度在所述机翼的所述弦长的0～0.05％的范围中。

3.如权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述拐点位于从所述前缘点开始至所述下翼面的沿所述机翼的弦长的0～15％的范围的位置处。

4.如权利要求1所述的机翼，其特征在于，在所述机翼的沿着所述机翼的展向的从60％至80％的部分中，所述机翼的翼型被设计成包括所述下翼面前缘部。

5.如权利要求1所述的机翼，其特征在于，在所述机翼的沿着所述机翼的展向的从60％至80％的部分中，所述机翼的翼型被设计成包括所述下翼面前缘部、所述拐点和所述内凹部。

6.如权利要求1或4所述的机翼，其特征在于，所述机翼包括主翼和连接在所述主翼的前侧的前缘缝翼，其中，所述下翼面前缘部形成在所述前缘缝翼上。

7.如权利要求1、2、3或5所述的机翼，其特征在于，所述机翼包括主翼和连接在所述主翼的前侧的前缘缝翼，其中，所述下翼面前缘部、所述拐点和所述内凹部形成在所述前缘缝翼上。

8.一种飞机，其特征在于，所述飞机的至少一个机翼为如权利要求1～7中任一项所述的机翼。