CN112298526B - 一种翼梢小翼结构及飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种翼梢小翼结构及飞行器，翼梢小翼结构包括机翼、翼梢小翼，翼梢小翼为螺旋带状结构，翼梢小翼具有呈前后延伸设置的中心轴线，中心轴线设置于翼尖的旁侧，述中心轴线与翼尖处于同一水平面上，螺旋带状结构以中心轴线螺旋中心线呈圆柱螺旋设置，使得翼梢小翼分为设置于机翼所处水平面上方的上翼部、设置于机翼所处水平面下方的下翼部，翼梢小翼设置有呈前后设置的第一连接端和第二连接端，第一连接端与翼尖的前部连接，第二连接端与翼尖的后部连接。翼梢小翼结构能够消除翼尖涡产生的诱导阻力对机翼升力的影响，并能够将诱导阻力转化为诱导推力，补偿翼尖涡带来的升力损失。

Description

一种翼梢小翼结构及飞行器

技术领域

本发明涉及水下滑翔机或固定翼飞机等航行器(飞行器)领域，特别涉及一种翼梢小翼结构及飞行器。

背景技术

航行器(飞行器)在运动过程中会受到翼尖涡流带来的不利影响，这是由于航行器(飞行器)机翼翼展长度有限，在运动过程中来自下翼面的高压流体会绕过两端翼尖,向上翼面的低压区流去，当气流绕过翼尖时,便会在翼尖部分形成旋涡,这种旋涡会不断产生而又不断地向后流去，从而形成了翼尖涡流，在降低机翼升力的同时还会产生一种阻力即诱导阻力，诱导阻力会导致机体的阻力增加。

翼梢小翼由于可以阻挡由下表面向上表面的涡流，减弱机翼的翼梢效应，减小航行器(飞行器)运动时的阻力。因此在航行器(飞行器)领域得到了广泛的应用，现有的航行器(飞行器)采用的翼梢小翼尽管能够起到减弱机翼翼梢效应的作用，但是仍不能完全避免诱导阻力对机翼的影响，也不能对机翼损失的升力进行补充。

发明内容

本发明目的在于提供一种翼梢小翼结构及飞行器，以解决现有技术中所存在的一个或多个技术问题，至少提供一种有益的选择或创造条件。

为解决上述技术问题所采用的技术方案：

首先本发明提供一种翼梢小翼结构，其包括机翼、翼梢小翼，所述机翼设置有在左右方向上间隔设置的翼尖和翼根，所述翼梢小翼为螺旋带状结构，所述翼梢小翼具有呈前后延伸设置的中心轴线，所述中心轴线设置于翼尖的旁侧，所述中心轴线与所述翼尖处于同一水平面上，所述螺旋带状结构以所述中心轴线为螺旋中心线呈圆柱螺旋设置，使得所述翼梢小翼分为设置于机翼所处水平面上方的上翼部、设置于机翼所处水平面下方的下翼部，所述翼梢小翼设置有呈前后设置的第一连接端和第二连接端，所述第一连接端与所述翼尖的前部连接，所述第二连接端与所述翼尖的后部连接，所述上翼部与第一连接端相连，所述下翼部与第二连接端相连。

本发明的有益效果是：由于翼梢小翼的存在，沿着机翼的上下翼面进行展向(既是左右方向)流动的流体在翼尖处交汇时，由于流体康达效应，流体会偏离原本流动方向，随着凸出的物体表面流动，故流经机翼上翼面的流体会经上翼部的外翼面的引导向上流，流经机翼下翼面的流体会经下翼部的外翼面的引导向下流，从而阻止了两股流体交汇形成翼尖涡，也避免了诱导阻力的产生；与此同时，来自机翼切向(既是从前往后的方向)上的流体被翼梢小翼分流之后，在翼梢小翼后部的中心区域将会形成一片低压区，此时被翼梢小翼的下翼部和上翼部分流的两部分流体会向中心的低压区回流，将产生的诱导阻力转化为诱导推力，从而起到升力补偿的作用。

作为上述技术方案的进一步改进，所述机翼在左右方向上的长度为L，所述上翼部在上下方向上的高度为h1，所述下翼部在上下方向上的高度为h2，h1＝h2＝0.06L。

作为上述技术方案的进一步改进，所述翼尖在前后方向上的长度为C，所述第一连接端与第二连接端呈前后并排设置，所述螺旋带状结构在前后方向上的带宽为h，h＝(1/2)C。

作为上述技术方案的进一步改进，所述翼梢小翼的截面外形为弓形，所述弓形的圆心角α＝90°，且所述弓形的半径

作为上述技术方案的进一步改进，所述第一连接端、第二连接端与所述机翼之间顺滑过渡。

翼梢小翼本身应具备良好的气流分离特性，安装后不应对机翼的流场产生明显的不利干扰。为此，机翼的翼尖与翼梢小翼的连接处应采用融合连接，既是顺滑过渡，这样可以充分发挥翼梢小翼的作用，优化展向升力分布。

此外，本发明还提供一种飞行器，其包括上述的翼梢小翼结构，还包括呈前后延伸设置的飞行机体，所述翼梢小翼结构的设置有两个，两个所述翼梢小翼结构呈左右对称设置于飞行机体的两侧，所述翼根与所述飞行机体固定连接。

与现有的飞行器翼梢小翼设计方案相比，本设计方案能够消除翼尖涡产生的诱导阻力对机翼升力的影响，并能够将诱导阻力转化为诱导推力，补偿翼尖涡带来的升力损失，在减小飞行器运动阻力的同时，增强机翼的升力，从而增强飞行器的机动性，减小飞行器的功耗。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明做进一步的说明；

图1是本发明所提供的飞行器，其一实施例的右视图，其中两箭头分别表示前向和后向，其中两箭头分别表示上向和下向；

图2是本发明所提供的翼梢小翼结构，其一实施例的前视图，其中两箭头分别表示左向和右向，其中两箭头分别表示上向和下向；

图3是本发明所提供的翼梢小翼结构，其一实施例的俯视图，其中两箭头分别表示左向和右向，其中两箭头分别表示前向和后向；

图4是本发明所提供的翼梢小翼，其一实施例的截面示意图；

图5是本发明所提供的翼梢小翼，其一实施例的圆柱螺旋的原理示意图；

图6是本发明所提供的翼梢小翼结构，其一实施例流体的切向流动示意图；

图7是本发明所提供的翼梢小翼结构，其一实施例流体的展向流动示意图。

具体实施方式

本部分将详细描述本发明的具体实施例，本发明之较佳实施例在附图中示出，附图的作用在于用图形补充说明书文字部分的描述，使人能够直观地、形象地理解本发明的每个技术特征和整体技术方案，但其不能理解为对本发明保护范围的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，涉及到方位描述，例如上、下、前、后、左、右等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，如果具有“若干”之类的词汇描述，其含义是一个或者多个，多个的含义是两个以上，大于、小于、超过等理解为不包括本数，以上、以下、以内等理解为包括本数。

本发明的描述中，除非另有明确的限定，设置、安装、连接等词语应做广义理解，所属技术领域技术人员可以结合技术方案的具体内容合理确定上述词语在本发明中的具体含义。

参照图1至图7，本发明的飞行器作出如下实施例：

如图1所示，本实施例的飞行器包括呈前后延伸设置的飞行机体300和两个翼梢小翼结构，两个所述翼梢小翼结构呈左右对称设置于飞行机体300的两侧。

如图1和图2所示，翼梢小翼结构包括机翼100、翼梢小翼200，所述机翼100设置有在左右方向上间隔设置的翼尖110和翼根120，其中翼根120与飞行机体300固定连接，所述翼梢小翼200为螺旋带状结构，所述翼梢小翼200具有呈前后延伸设置的中心轴线，所述中心轴线设置于翼尖110的旁侧，所述中心轴线与所述翼尖110处于同一水平面上，所述螺旋带状结构以所述中心轴线螺旋中心线呈圆柱螺旋设置，使得所述翼梢小翼200分为设置于机翼100所处水平面上方的上翼部210、设置于机翼100所处水平面下方的下翼部220，具体地：螺旋带状结构的翼梢小翼200外形轨迹为圆柱螺旋线，如图5所示，当一动点M(x,y,z)绕中心轴线z轴作等速转动，同时沿中心轴线作等速移动，此时动点形成的轨迹便为圆柱螺旋线，圆柱螺旋线的参数方程表示为：

其中x,y,z表示动点M在空间中的坐标值，ω为点M绕z轴旋转的角速度，v为M点沿z轴移动的线速度，t为时间参数，h为螺距，该圆柱的半径等于上翼部210在上下方向上的高度、所述下翼部220在上下方向上的高度。

其中机翼100和翼梢小翼200的相关参数：机翼100在左右方向上的长度为L，翼尖110在前后方向上的长度为C，上翼部210在上下方向上的高度为h1，所述下翼部220在上下方向上的高度为h2，所以h1＝h2，且h1＝h2＝0.06L，所以该圆柱的半径为0.06L。并使得所述第一连接端230与第二连接端240呈前后并排设置，所述螺旋带状结构在前后方向上的带宽即为螺距h，螺距h为翼梢小翼200的翼梢长度的一半，既是h＝(1/2)C。

同时，翼梢小翼200的弦平面与竖直面之间形成夹角，并定义为外倾角，一方面增加了机翼100的展向面积、展向长度和有效展弦比，有效地阻挡了机翼100下表面气流向上表面的绕流，从而减小诱导阻力，提高机翼100的升阻比。另一方面，翼梢小翼200的外倾角减小了翼尖110和翼梢小翼200根部交界处的气流流动干扰，提升了飞行的稳定性。但如果外倾角过大，翼根120弯矩和滚转力矩会增大，从而致使机翼100结构重量增大。所以，翼梢小翼200的外倾角大小取决于机翼100巡航设计状态对载荷分布的要求。运输类飞机小翼的倾斜角度在15°-20°范围之内。

进一步地，如图4所示，所述翼梢小翼200的截面外形为弓形，所述弓形的圆心角α＝90°，且所述半径

如图6和图7所示，在运行时，沿着机翼100的上下翼面进行展向既是左右方向流动的流体在翼尖110处交汇时，由于流体康达效应，流体会偏离原本流动方向，随着凸出的物体表面流动，故流经机翼100上翼面的流体会经上翼部210的外翼面的引导向上流，流经机翼100下翼面的流体会经下翼部220的外翼面的引导向下流，从而阻止了两股流体交汇形成翼尖涡，也避免了诱导阻力的产生；与此同时，来自机翼100切向既是从前往后的方向上的流体被翼梢小翼200分流之后，在翼梢小翼200后部的中心区域将会形成一片低压区，此时被翼梢小翼200的下翼部220和上翼部210分流的两部分流体会向中心的低压区回流，将产生的诱导阻力转化为诱导推力，从而起到升力补偿的作用。

与现有的飞行器翼梢小翼设计方案相比，本设计方案能够消除翼尖涡产生的诱导阻力对机翼100升力的影响，并能够将诱导阻力转化为诱导推力，补偿翼尖涡带来的升力损失，在减小飞行器运动阻力的同时，增强机翼100的升力，从而增强飞行器的机动性，减小飞行器的功耗。

以上对本发明的较佳实施方式进行了具体说明，但本发明创造并不限于所述实施例，熟悉本领域的技术人员在不违背本发明精神的前提下还可作出种种的等同变型或替换，这些等同的变型或替换均包含在本申请权利要求所限定的范围内。

Claims (2)

1.一种翼梢小翼结构，其特征在于：其包括机翼(100)、翼梢小翼(200)，所述机翼(100)设置有在左右方向上间隔设置的翼尖(110)和翼根(120)，所述翼梢小翼(200)为螺旋带状结构，所述翼梢小翼(200)具有呈前后延伸设置的中心轴线，所述中心轴线设置于翼尖(110)的旁侧，所述中心轴线与所述翼尖(110)处于同一水平面上，所述螺旋带状结构以所述中心轴线为螺旋中心线呈圆柱螺旋设置，使得所述翼梢小翼(200)分为设置于机翼(100)所处水平面上方的上翼部(210)、设置于机翼(100)所处水平面下方的下翼部(220)，所述翼梢小翼(200)设置有呈前后设置的第一连接端(230)和第二连接端(240)，所述第一连接端(230)与所述翼尖(110)的前部连接，所述第二连接端(240)与所述翼尖(110)的后部连接，所述上翼部(210)与第一连接端(230)相连，所述下翼部(220)与第二连接端(240)相连，所述机翼(100)在左右方向上的长度为L，所述上翼部(210)在上下方向上的高度为h1，所述下翼部(220)在上下方向上的高度为h2，h1＝h2＝0.06L；

所述翼尖(110)在前后方向上的长度为C，所述第一连接端(230)与第二连接端(240)呈前后并排设置，所述螺旋带状结构在前后方向上的带宽为h，h＝(1/2)C；

所述翼梢小翼(200)的截面外形为弓形，所述弓形的圆心角α＝90°，且所述弓形的半径

；

所述第一连接端(230)、第二连接端(240)与所述机翼(100)之间顺滑过渡。

2.一种飞行器，其特征在于：其包括如权利要求1所述的翼梢小翼结构，还包括呈前后延伸设置的飞行机体(300)，所述翼梢小翼结构的设置有两个，两个所述翼梢小翼结构呈左右对称设置于飞行机体(300)的两侧，所述翼根(120)与所述飞行机体(300)固定连接。

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