CN206068135U - 一种亚音速飞机翼 - Google Patents

Abstract

本实用新型提出一种亚音速飞机翼，还包括涵道，其中，涵道与翼梢末端连接，涵道设置有过渡段和下弯段，过渡段与下弯段采用大曲率光滑过渡连接，下弯段为卷曲结构，该卷曲结构由一体成型的四个翼型占位面构成，四个翼型占位面分别是：进气道、扩压器、气流混合室、推进喷管，进气道的前端为下弯段的前缘，推进喷管的后端为下弯段的后缘，涵道沿翼弦方向呈现先扩张后收缩的形状。本实用新型不仅能够减少诱导阻力，且提供推力，而且自身产生的阻力比较小，满足轻量化要求，而且结构稳定，有助于增加升阻比，提升巡航性能。

Description

一种亚音速飞机翼

技术领域

本实用新型属于航空气动技术领域，具体涉及一种具有翼梢减阻装置的亚音速飞机翼。

背景技术

诱导阻力占飞机总阻力的比重很大，对于一架普通的民航客机，诱导阻力约占总阻力的40％，导致飞机发动机约一半的油耗来源于诱导阻力，使得飞机的运行成本比较高，还会造成严重的环境污染，降低飞机发动机的寿命，对飞机的安全性构成威胁。

目前主要采用翼梢涡扩散器、翼梢小翼、翼梢帆片等方案来降低诱导阻力，并且取得了一定的效果。但是广泛应用的翼梢小翼也存在一定的不足，首先，翼梢小翼的本质是扩散并最终消耗翼尖涡，并没有从形成机理上消除翼尖涡，其对涡流能量的利用率过低，降低诱导阻力的效果也并不显著，因此气动效率不佳。

实用新型内容

通常的亚音速飞机，其机翼包括：翼体、翼梢，翼梢为机翼的末端部分。针对现有技术的不足，本实用新型提出一种亚音速飞机翼，还包括涵道，其中，涵道与翼梢末端连接，涵道设置有过渡段和下弯段，过渡段与下弯段采用大曲率光滑过渡连接，下弯段为卷曲结构。

该卷曲结构由一体成型的四个翼型占位面构成，四个翼型占位面分别是：进气道、扩压器、气流混合室、推进喷管，进气道的前端为下弯段的前缘，推进喷管的后端为下弯段的后缘，涵道沿翼弦方向呈现先扩张后收缩的形状。上述结构的机翼，气流进入涵道后，在涵道内混合，使得涵道壁受到斜前方的压力j，从而产生推力；气流喷出时，由于下弯段的卷曲结构产生的端板效应，能够从机理上阻止涡流的形成，降低诱导阻力，而且自身浸润面积较小，所以附加的阻力较小。

进一步地，根据机翼的半展长l确定所述下弯段高度，下弯段高度d为机翼半展长l的16％～24％。不但能够满足降低诱导阻力的要求，而且避免机翼根部弯矩过大而增加重量。

进一步地，下弯段与过渡段连接的一端为下弯段的根，另一端为下弯段的梢，当下弯段的梢根比为60％～80％时，安装于巡航速度不同的亚音速飞机时，都有较高的进气效率。

本实用新型取得的有益效果在于不仅能够减少诱导阻力，且提供推力，提高了涡流能量的利用率。自身浸润面积较小，所以附加的阻力较小。在减小诱导阻力的同时避免弯矩过大而引起的重量增加，满足轻量化要求，而且结构稳定。此外，有助于增加升阻比，提升巡航性能。

附图说明

图1是本实用新型的结构示意图；

图2是本实用新型涵道的立体结构示意图；

图3是本实用新型的下弯段展开图；

图4是本实用新型的主视图；其中，

1 翼体

2 翼梢

3 涵道

31 过渡段

32 下弯段

32a 进气道

32b 扩压器

32c 气流混合室

32d 推进喷管

32e 下弯段的根

32f 下弯段的梢

34 下弯段的前缘

35 下弯段的后缘

d 下弯段高度

l 机翼的半展长

k 翼弦方向

j 涵道受到合外力方向

具体实施方式

下面结合附图，具体说明本实用新型的亚音速飞机翼。

如图1、图2所示一种亚音速飞机翼，具有翼梢减阻装置，该机翼包括翼体1、翼梢2和涵道3。其中，翼梢2靠近机翼的末端，翼梢2的末端与涵道3连接，涵道3设置有过渡段31和下弯段32，过渡段31与下弯段32采用大曲率光滑过渡连接。下弯段32为卷曲结构，该卷曲结构由一体成型的四个翼型占位面构成，包括进气道32a、扩压器32b、气流混合室32c、推进喷管32d，进气道的前端为下弯段的前缘34，推进喷管的后端为下弯段的后缘35。涵道沿翼弦方向k呈现先扩张后收缩的形状。

下弯段32与过渡段31连接的一端为下弯段的根32e，另一端为下弯段的梢32f，如图3所示，为本实用新型的下弯段32的展开图，本实施例中下弯段32展开后为近似梯形，近似梯形的左边为下弯段的梢32f；近似梯形的右边为下弯段的根32e，与过渡段4相连；近似梯形的上边为下弯段的前缘34，近似梯形的下边为下弯段的后缘35。

当下弯段的梢根比为60％～80％时，安装于巡航速度不同的亚音速飞机时，都有较高的进气效率。并且，下弯段高度d与机翼的半展长l具有密切关系。

如图4所示，机翼的半展长为l，当下弯段高度d为机翼半展长l的16％～24％时，不但能够满足降低诱导阻力的要求，而且避免机翼根部弯矩过大而增加重量。

以下是基于P-51“野马”战斗机为原型的缩比模型机，在一侧采用具翼梢减阻装置的机翼的实施例：

实施例1

本实施例中，机翼的半展长l为55cm，下弯段高度d为机翼的半展长l的16％，为8.8cm。下弯段的梢根比为60％，下弯段的梢32f为12cm，下弯段的根32e为20cm。另一侧为常规翼梢的机翼，操纵方向舵使飞机在跑道中心线上方保持匀速直线平飞，松开方向舵，用摄像机记录飞行轨迹，飞机向常规翼梢方向偏航，说明融合式翼梢涵道对诱导阻力有降低的作用。添加所述减阻装置，本实用新型诱导阻力减小约50％。

实施例2

本实施例与实施例1的区别仅在于：所述下弯段高度d为机翼半展长l的20％，为11cm。下弯段的梢根比为70％，下弯段的梢为14cm，下弯段的根为20cm。添加所述减阻装置，本实用新型诱导阻力减小约60％。

实施例3

本实施例与实施例1的区别仅在于：所述下弯段高度d为机翼半展长l的24％，为13.2cm。下弯段的梢根比为80％，下弯段的梢为16cm，下弯段的根为20cm。添加所述减阻装置，本实用新型诱导阻力减小约70％。

本实用新型中，飞机飞行时产生的高速气流通过进气道进入扩压器，气流流速降低，根据伯努利定律，压强增大，涵道内部的所受压力大于外部，因此涵道受到向外且向前的合压力。由于引射抽吸效应，来自扩压器的高压气流与展向气流在气流混合室进行混合，并且产生冲压效应，使得混合气流的速度大于外界气流并且小于声速。然后气流进入推进喷管，由于推进喷管直径渐缩，气流速度增大，根据伯努利定律，压强减小，涵道外部所受压力大于内部压力，气流会对涵道产生向内且向前的合压力，气流受到涵道的端板效应，从下弯段后缘喷出，使得无法形成涡流，从形成机理上消除了诱导阻力，与此同时，涵道受到向前的合力和向上的合力，将涡流的一部分能量转化为推力和上升力，提高了涡流能量的利用率，可减小约为2/3的诱导阻力。

Claims (4)

1.一种亚音速飞机翼，包括翼体和翼梢，其特征在于：还包括涵道，其中，涵道与翼梢末端连接，涵道设置有过渡段和下弯段，过渡段与下弯段采用大曲率光滑过渡连接，下弯段为卷曲结构。

2.根据权利要求1所述的一种亚音速飞机翼，其特征在于：该卷曲结构由一体成型的四个翼型占位面构成，四个翼型占位面分别是：进气道、扩压器、气流混合室、推进喷管，进气道的前端为下弯段的前缘，推进喷管的后端为下弯段的后缘，涵道沿翼弦方向呈现先扩张后收缩的形状。

3.根据权利要求1所述的一种亚音速飞机翼，其特征在于：所述下弯段的高度d为机翼的半展长l的16％～24％。

4.根据权利要求1所述的一种亚音速飞机翼，其特征在于：所述下弯段的梢根比为60％～80％。