CN214776514U - 一种可调式栅格融合翼 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种可调式栅格融合翼，包括中空结构的单翼本体，单翼本体的外部设置有可调式栅格框架；可调式栅格框架包含位于框架前端的的外缘面和框架后端的的内缘面，内缘面与单翼本体连接，内缘面的展向垂直设置有第一支撑板、第二支撑板、第三支撑板和第四支撑板，第一支撑板和第二支撑板分别位于内缘面展向的上端和下端，第三支撑板和第四支撑板分别位于内缘面展向的左端和右端，外缘面内侧均与第一支撑板、第二支撑板、第三支撑板和第四支撑板连接。本实用新型可以解决目前提升机翼大攻角失速特性的装置存在的阻力增大、升阻比降低问题以及目前机翼在高速小攻角巡航状态下升阻特性难以提升的技术问题。

Description

一种可调式栅格融合翼

技术领域

本实用新型属于气动布局设计技术领域，具体涉及一种可调式栅格融合翼。

背景技术

飞行器的机翼在大攻角状态下会由于气流分离而发生失速，在失速状态下飞行器会发生失去控制的俯冲颠簸运动以及在控制系统未给出指令的情况下发生转动，相当多的航空事故都是由于机翼失速导致的，因而提升机翼的失速攻角及大攻角状态下的气动特性对飞行器的机动性和安全性都具有重要意义。此外，当前阶段的飞行器的巡航攻角一般为机翼最大升阻比对应攻角，在飞行马赫数不变的情况下如果飞行器所需升力下降(油耗导致的飞机重量降低、投放任务载荷后导致整机重量下降等情况)，需要降低攻角以保证飞行器的升力和重力平衡，攻角降低后会导致飞行器升阻比的损失，因而提升机翼高速小攻角状态的升阻特性对提升飞行器的经济性具有一定意义。

现阶段抑制机翼大攻角气流分离进而提升机翼大攻角失速特性的主要技术为流动控制技术，按照控制方式又分为主动流动控制技术与被动流动控制技术。被动流动控制技术最典型的工程应用为涡流发生器，其虽然可以增大机翼的失速攻角和最大升力系数，但是产生增升作用的代价为阻力的增大和升阻比的降低。主动流动控制的控制方式为在流场内直接施加适当的扰动，与机翼本身绕流相互耦合来实现对流动的控制，其抑制气流分离的主要途径包括射流、吹气和吸气、释放等离子体等方式，和被动流动控制技术相比主动流动控制技术在非设计状态仍可以对机翼流动进行有效的控制，但相应地会增加飞行器的重量与能量消耗。

现存的提升机翼小攻角升力特性的增升装置一般为机翼上用来改善机翼绕流特性的活动壁板，按作用机理和安装位置主要分为前缘缝翼、前缘襟翼、后缘襟翼等。增升装置一般作用于飞行器的起降阶段以提升机翼在速度较小情况下的举力，在飞行器处于巡航状态情况下增升装置一般并不发挥作用。因此，有必要设计一种消耗能量较低、基本不产生附加阻力的可改善机翼大攻角气动特性及小攻角巡航状态气动特性的可调式栅格融合翼。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种消耗能量较低、基本不产生附加阻力的可改善机翼大攻角气动特性及小攻角巡航状态气动特性的可调式栅格融合翼，旨在解决目前提升机翼大攻角失速特性装置存在阻力增大、升阻比降低、飞行器的重量与能量消耗增加以及目前机翼在高速小攻角巡航状态下升阻特性难以提升的技术问题。

为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案是：

一种可调式栅格融合翼，包括中空结构的单翼本体，单翼本体的外部设置有可调式栅格框架；

可调式栅格框架包含位于框架前端的的外缘面和框架后端的的内缘面，内缘面与单翼本体连接，内缘面的展向垂直设置有第一支撑板、第二支撑板、第三支撑板和第四支撑板，第一支撑板和第二支撑板分别位于内缘面展向的上端和下端，第三支撑板和第四支撑板分别位于内缘面展向的左端和右端，外缘面内侧均与第一支撑板、第二支撑板、第三支撑板和第四支撑板连接；

可调式栅格框架内部设置有横向可调式栅格隔板，横向可调式栅格隔板的前侧面、后侧面的左端和右端分别铰接有第一滑轮，外缘面和内缘面的内侧沿其边沿处分别设置有闭合的第一滑轨，横向可调式栅格隔板的前侧面、后侧面通过第一滑轮和第一滑轨分别与外缘面和内缘面的内侧滑动连接；

第一支撑板与第三支撑板、第一支撑板与第四支撑板、第二支撑板与第三支撑板、第二支撑板与第四支撑板之间分别设置有第一可开闭蒙皮、第二可开闭蒙皮、第三可开闭蒙皮和第四可开闭蒙皮，且第一可开闭蒙皮、第二可开闭蒙皮、第三可开闭蒙皮和第四可开闭蒙皮均位于横向可调式栅格隔板的外侧，第一可开闭蒙皮、第二可开闭蒙皮、第三可开闭蒙皮和第四可开闭蒙皮分别与可调式栅格框架滑动连接。

优选的，可调式栅格框架内部沿其长度方向间隔设置有纵向栅格隔板，纵向栅格隔板分别与外缘面和内缘面平行，且纵向栅格隔板外端面分别与第一支撑板、第二支撑板、第三支撑板和第四支撑板连接，纵向栅格隔板位于第一可开闭蒙皮、第二可开闭蒙皮、第三可开闭蒙皮和第四可开闭蒙皮的内侧。

优选的，多个纵向栅格隔板上均开设有供横向可调式栅格隔板通过的通孔。

优选的，第一可开闭蒙皮、第二可开闭蒙皮、第三可开闭蒙皮和第四可开闭蒙皮的底部均设置有支架，支架的内侧面上设置有沿可调式栅格框架宽度方向滑动的第二滑轨，外缘面和内缘面的内侧沿其边沿处以及纵向栅格隔板的内部分别间隔设置有多个第二滑轮，第一可开闭蒙皮、第二可开闭蒙皮、第三可开闭蒙皮、第四可开闭蒙皮分别通过第二滑轨和第二滑轮与可调式栅格框架滑动连接。

优选的，横向可调式栅格隔板包含左移动板和右固定块，所述左移动板为中空结构且右侧面开口，所述左移动板与右固定块插接，且左移动板可沿右固定块的宽度方向滑动。

优选的，纵向栅格隔板的数量为2～6个。

优选的，横向可调式栅格隔板弦线与单翼本体弦线夹角为-20°～30°。

优选的，可调式栅格框架上设置有进气口和排气口。

进一步优选的，进气口位于第二支撑板与第四支撑板之间，排气口位于第一支撑板与第三支撑板之间。

进一步优选的，进气口位于第一支撑板与第四支撑板之间，排气口位于第二支撑板与第三支撑板之间。

优选的，横向可调式栅格隔板的数量为1～4个。

本实用新型与现有技术相比，其有益效果在于：

本实用新型提供的可调式栅格融合翼，结构设计新颖，而且实用性强，通过外部的可调式栅格框架、内部横向可调式栅格隔板和多个可开闭蒙皮共同布置而形成多面结构升力系统，可以在消耗能量较少、基本不产生附加阻力的情况下有效抑制机翼大攻角气流分离，增大机翼的失速攻角，提升机翼的最大升力系数，具体为在低速及亚音速大攻角状态下可将高能气流导引至能量较低的气流分离区，以达到提升机翼失速攻角及大攻角气动特性的作用；在高速小攻角状态下可削弱机翼下表面流速较高导致的升力损失情况进而提升机翼的小攻角升阻特性，因此，相对于常规单翼具有更大的失速攻角及大攻角升力特性，与此同时还具备压力中心移动量小、铰链力矩较小、强度质量比高等特点；同时，本实用新型不仅可保证机翼在不同飞行速度及攻角状态下获得相对最优的升阻特性，而且可开闭蒙皮结构设计可降低栅格结构在非设计状态下为飞行器带来的不利影响，在一定程度上做到了同时提高机翼大攻角气动性能及小攻角巡航气动性能的作用。

本实用新型的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本实用新型的实践了解到。

附图说明

图1为本实用新型实施例提供的可调式栅格融合翼在小攻角高速巡航状态下的结构示意图；

图2为本实用新型实施例在小攻角高速巡航状态下的可调式栅格框架与横向可调式栅格隔板的连接结构示意图；

图3为本实用新型实施例提供的可调式栅格融合翼的展向截面局部视图；

图4为本实用新型实施例提供的可调式栅格融合翼在大攻角失速状态下的结构示意图；

图5为本实用新型实施例提供的可调式栅格融合翼在大攻角失速状态下的可调式栅格框架与横向可调式栅格隔板的连接结构示意图；

图6为本实用新型实施例中第二可开闭蒙皮在闭合状态下与可调式栅格框架的连接结构示意图；

图7为本实用新型实施例中第二可开闭蒙皮在打开状态下与可调式栅格框架的连接结构示意图；

图8为本实用新型实施例中横向调式栅格隔板的结构示意图；

图9为本实用新型实施例提供的可调式栅格融合翼以及的单翼本体的流场流线图；

其中，图9(a)为单翼本体的流场流线图；图9(b)为本实用新型实施例提供的可调式栅格融合翼流场流线图；

图10为本实用新型实施例提供的可调式栅格融合翼以及单翼本体在大攻角失速状态下的升力系数随攻角变化曲线；

图11为本实用新型实施例提供的可调式栅格融合翼以及单翼本体在小攻角高速巡航状态下的升力系数、升阻比随攻角变化曲线；

其中，图11(a)为本实用新型实施例提供的可调式栅格融合翼以及单翼本体在小攻角高速巡航状态下的升力系数随攻角变化曲线；图11(b)为本实用新型实施例提供的可调式栅格融合翼以及单翼本体在小攻角高速巡航状态下的升阻比随攻角变化曲线；

图中：1、可调式栅格框架；101、外缘面；102、内缘面；103、第一支撑板；105、第三支撑板；106、第四支撑板；2、横向可调式栅格隔板；3、第一可开闭蒙皮；4、单翼本体；5、进气口；6、排气口；7、第二可开闭蒙皮；8、第三可开闭蒙皮；10、支架；11、第二滑轨；12、第二滑轮；13、纵向栅格隔板；14、第一滑轮；15、第一滑轨；16、右固定块；17、左移动板；18、翼根。

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1-8所示，本实用新型实施例提供的可调式栅格融合翼，包括中空结构的单翼本体4，本实用新型实施例中单翼本体4采用的翼型为NACA2214翼型，为亚音速高升力常用翼型，根据飞行器实际需要可选其他翼型，单翼本体4的外部设置有可调式栅格框架1；

可调式栅格框架1包含位于框架前端的外缘面101和框架后端的内缘面 102，相对于整个机翼而言，外缘面101位于机翼翼尖附近，内缘面102位于机翼中部靠近翼根方向，翼根是指机翼和飞机机体连接的位置，相对应的翼尖是暴露在空气中与翼根最远的位置，内缘面102与单翼本体4连接，内缘面102 的展向垂直设置有第一支撑板103、第二支撑板、第三支撑板105和第四支撑板106，第一支撑板103和第二支撑板分别位于内缘面101展向的上端和下端，第三支撑板105和第四支撑板106分别位于内缘面102展向的后端和前端，外缘面101的内侧均与第一支撑板103、第二支撑板、第三支撑板105和第四支撑板106连接；

可调式栅格框架1内部设置有横向可调式栅格隔板2，横向可调式栅格隔板2的前侧面、后侧面的左端和右端分别铰接有第一滑轮14，外缘面101和内缘面102的内侧沿其边沿处分别设置有闭合的第一滑轨15，横向可调式栅格隔板2的前侧面、后侧面通过第一滑轮14和第一滑轨15分别与外缘面101和内缘面102的内侧滑动连接，使得横向可调式栅格隔板2可根据实际飞行状态在可调式栅格框架1内部转动到所需要的位置，第一滑轮14不仅起滑动作用，而且第一滑轮的位置设置可以保证横向可调式栅格隔板2在纵向栅格隔板13 的通孔内转动，而不受纵向栅格隔板13的影响；

第一支撑板103与第三支撑板105、第一支撑板103与第四支撑板106、第二支撑板与第三支撑板105、第二支撑板与第四支撑板106之间分别设置有第一可开闭蒙皮3、第二可开闭蒙皮7、第三可开闭蒙皮8和第四可开闭蒙皮，且第一可开闭蒙皮3、第二可开闭蒙皮7、第三可开闭蒙皮8和第四可开闭蒙皮均位于横向可调式栅格隔板2的外侧，第一可开闭蒙皮3、第二可开闭蒙皮 7、第三可开闭蒙皮8和第四可开闭蒙皮分别与可调式栅格框架1滑动连接。

可调式栅格框架1内部沿其长度方向间隔设置有纵向栅格隔板，纵向栅格隔板分别与外缘面101和内缘面102平行，且纵向栅格隔板外端面分别与第一支撑板103、第二支撑板、第三支撑板105和第四支撑板106连接，纵向栅格隔板13位于第一可开闭蒙皮3、第二可开闭蒙皮7、第三可开闭蒙皮8和第四可开闭蒙皮的内侧。这样的设计能够提升可调式栅格框架1结构强度。

多个纵向栅格隔板13上均开设有供横向可调式栅格隔板2通过的通孔。

第一可开闭蒙皮3、第二可开闭蒙皮7、第三可开闭蒙皮8和第四可开闭蒙皮的底部均设置有支架10，支架10的内侧面上设置有沿可调式栅格框架1 宽度方向滑动的第二滑轨11，外缘面101和内缘面102的内侧沿其边沿处以及纵向栅格隔板13上所设置的第二滑轮的位置位于通孔的上方，分别均匀间隔设置有多个第二滑轮12，第二滑轮12的结构为上下两排式结构，第一可开闭蒙皮3、第二可开闭蒙皮7、第三可开闭蒙皮8、第四可开闭蒙皮分别通过第二滑轨11和第二滑轮12与可调式栅格框架1滑动连接。第二滑轮12位于第一滑轨15的外侧，这样的设计能够确保第一可开闭蒙皮3、第二可开闭蒙皮7、第三可开闭蒙皮8和第四可开闭蒙皮闭合关闭时不会影响横向可调式栅格隔板 2的滑动，

横向可调式栅格隔板2包含左移动板17和右固定块16，所述右固定块16 为中空结构且左侧面开口，所述左移动板17与右固定块16插接，且左移动板17可沿右固定块16的宽度方向滑动。这样的设计能够保证横向可调式栅格隔板2通过第一滑轮14沿着第一滑轨15滑动，从而实现横向可调式栅格隔板2 可偏转，能够满足本实用新型实施例提供的融合翼在不同飞行状态下升力的提升。

可调式栅格框架1上设置有进气口5和排气口6。第一可开闭蒙皮3、第二可开闭蒙皮7、第三可开闭蒙皮8和第四可开闭蒙皮的几何尺寸与进气口5 和排气口6保持一致。

当飞行器处于小攻角高速巡航状态下时，横向可调式栅格隔板2的左移动板17在电机驱动下滑动到第一支撑板103与第四支撑板106之间，右固定块 16相应滑动到第二支撑板与第三支撑板105之间，进气口5位于第一支撑板 103与第四支撑板106之间，排气口6位于第二支撑板与第三支撑板105之间，此时，第二可开闭蒙皮7和第三可开闭蒙皮8在电机控制下均滑动闭合到第一支撑板和第四支撑板的内侧，使进气口5和排气口6暴露出来，而第三可开闭蒙皮8、第四可开闭蒙皮仍处于闭合状态，气流由进气口5进入，经由排气口 6排出，主要机理为栅格排出气流和机翼下表面高速流动交汇，削弱机翼下表面流速较高导致的升力损失情况，进而提升了机翼在高速小攻角巡航状态下的升阻比。

当飞行器处于大攻角失速状态下时，横向可调式栅格隔板2的左移动板17 在电机驱动下滑动到第二支撑板与第四支撑板106之间，右固定块16相应滑动到第一支撑板103与第三支撑板105之间，进气口5位于第二支撑板与第四支撑板106之间，排气口6位于第一支撑板103与第三支撑板105之间，此时，第一可开闭蒙皮1和第四可开闭蒙皮在电机驱动下均滑动闭合到第一至第四支撑板内部，使进气口5和排气口6暴露出来，而第二可开闭蒙皮7、第三可开闭蒙皮8仍处于闭合状态，气流由进气口5进入，经由排气口6排出，机翼下表面的高能量气流导引到机翼上表面低能量分离区，抑制机翼上表面的气流分离。同时由于升力面后部驻点后移，栅格融合翼下表面的压强高于基础单翼，进而致使栅格融合翼具有更优的大攻角气动特性。

当气动特性差于常规单翼对应的来流速度及飞行攻角状态时，本实用新型实施例提供的可调式栅格融合翼的第一可开闭蒙皮3、第二可开闭蒙皮7、第三可开闭蒙皮8和第四可开闭蒙皮均处于关闭状态，以降低融合式栅格结构在非设计状态对机翼气动特性造成的不利影响。

可调式栅格框架1内部沿其长度方向间隔设置有纵向栅格隔板，纵向栅格隔板分别与外缘面101和内缘面102平行，且纵向栅格隔板外端面分别与第一支撑板103、第二支撑板、第三支撑板105和第四支撑板106连接，纵向栅格隔板13位于第一可开闭蒙皮3、第二可开闭蒙皮7、第三可开闭蒙皮8和第四可开闭蒙皮的内侧。这样的设计能够提升可调式栅格框架1结构强度。

纵向栅格隔板13的数量为2个，根据结构强度要求可对栅格隔板布置数量进行调整。

横向可调式栅格隔板2弦线与单翼本体4弦线夹角(导流角)为-20°～30°。可根据不同设计状态进行相应的偏转调式，当进气口在可调式栅格框架1下表面时，夹角角度为负值。

横向可调式栅格隔板2的数量为3个。根据结构强度要求可对栅格隔板布置数量进行调整。

可调式栅格框架1的整体格宽为单翼本体4弦长的10％至20％左右，横向可调式栅格隔板2的厚度为单翼本体4弦长的1％至2％左右，本实施例中可调式栅格框架1的整体格宽为单翼本体4弦长的12％，横向可调式栅格隔板2的厚度为单翼本体4弦长的1.5％。

可调式栅格框架1的格宽翼弦比为0.1～0.2，横向可调式栅格隔板2根据不同设计状态进行偏转后格宽翼弦比相应发生变化，横向可调式栅格隔板2数量的调整也会影响该量纲值。

下面对本实用新型实施例提供的可调式栅格融合翼的性能进行研究。

采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的数值模拟方法对本实用新型实施例提供的可调式栅格融合翼的大攻角气动特性及高速小攻角状态下的气动特性进行了数值仿真，仿真对象为单翼本体及栅格导流角为-10°、-20°、+10°、 +30°的本实用新型实施例提供的可调式栅格融合翼。仿真来流马赫数为0.6、 1.2，可调式栅格融合翼攻角为0～36°。

图9为来流马赫数为0.6，攻角为28°情况下单翼本体及本实用新型提供的栅格导流角为-20°的可调式栅格融合翼的流场流线图。在亚音速大攻角状态下基础翼型为NACA2214的常规单翼上表面出现的严重的气流分离，机翼上表现绝大部分区域被分离流导致的流动死水区覆盖，导致了机翼上表面压强显著升高，机翼大攻角升力特性损失严重。和常规单翼相比，本实用新型设计的可调式栅格翼(导流角为-20°情况)可以有效抑制机翼上表面的气流分离，在栅格排出气流的作用下机翼上表面的流动死水区明显减小，这对于提升机翼的失速攻角及大攻角时的升力性能具有重要意义。

通过仿真发现大攻角状态下可调式栅格融合翼的失速攻角及最大升力系数和可调式栅格的导流角具有强相关关系，在导流角较较小的情况下可调式栅格融合翼产生增升作用的攻角及最大升力系数相对更小，导流角较大情况下可调式栅格融合翼的失速攻角及最大升力系数更大，因而在大攻角状态可以通过调整可调式栅格结构的导流角来获得相对最优的大攻角升力特性。在单翼本体升力线性段对应攻角范围内导流角为负的可调式栅格融合翼的升力特性差于单翼本体，在此阶段自适应可开闭蒙皮处于闭合状态以削弱可调式栅格结构在非设计状态对机翼气动特性的不利影响。在自适应可开闭蒙皮与可调式栅格结构的协同作用下本发明设计的可调式栅格融合翼可获得的最优升力系数曲线如图10中导流角为-20°时的曲线所示，相对于常规单翼，本发明设计的可调式栅格融合翼的失速攻角提升了15°左右，最大升力系数提升了20％左右。

在高速状态下可调式栅格结构偏转为导流角为正的状态，经数值仿真了解到在高速状态下可调式栅格融合翼的小攻角升阻特性对栅格导流角较敏感，在马赫数为0.85时导流角较大的可调式栅格融合翼的小攻角升力系数更优，在马赫数达到1.2后导流角较小的可调式栅格融合翼的小攻角气动性能更优，其主要原因为在跨音速至超音速阶段机翼绕流变化程度较为显著，致使栅格导流角对可调式栅格融合翼气动特性的影响规律发生变化，这需要可调式栅格结构在特定来流速度状态下偏转到相对最优的位置以获得最优的小攻角气动性能。

和单翼基础相比，本实用新型提供的可调式栅格结构流道内部流速及机翼下表面流速都相对较低，栅格融合翼上表面及可调式栅格隔板暴露区域上表面的流速相对较高，这对于提升升力面上下表面压强差具有重要意义。图11反映出了在马赫数为1.2的情况下导流角为10°的可调式栅格融合翼的小攻角升力系数及升阻比系数相对于单翼基础都具有显著的提升。

经数值模拟方法验证知，本实例中设计得到的可调式栅格融合翼在亚音速大攻角状态下可有效抑制气流分离、在基本不产生附加阻力的情况下致使机翼的失速攻角及最大升力系数显著提升；在高速状态下本发明设计的可调式栅格融合翼可显著改善机翼上下表面的压强分布，在很大程度上提升了高速小攻角状态下机翼的升力特性和升阻比，可显著提高飞行器的机动能力和经济性。

综上所述，本实用新型实施例提供的可调式栅格融合翼，相对于常规单翼具有更大的失速攻角及大攻角升力特性，与此同时还具备压力中心移动量小、铰链力矩较小、强度质量比高等特点；同时，本实用新型不仅可保证机翼在不同飞行速度及攻角状态下获得相对最优的升阻特性，而且可开闭蒙皮结构设计可降低栅格结构在非设计状态下为飞行器带来的不利影响，在一定程度上做到了同时提高机翼大攻角气动性能及小攻角巡航气动性能的作用。

尽管已经示出和描述了本实用新型的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本实用新型的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本实用新型的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (10)

1.一种可调式栅格融合翼，其特征在于，包括中空结构的单翼本体(4)，单翼本体(4)的外部设置有可调式栅格框架(1)；

所述可调式栅格框架(1)包含位于框架前端的外缘面(101)和框架后端的内缘面(102)，所述内缘面(102)与单翼本体(4)连接，所述内缘面(102)展向垂直设置有第一支撑板(103)、第二支撑板、第三支撑板(105)和第四支撑板(106)，所述第一支撑板(103)和第二支撑板分别位于内缘面(102)展向的上端和下端，所述第三支撑板(105)和第四支撑板(106)分别位于所述内缘面(102)展向的后端和前端，所述外缘面(101)的内侧面均与第一支撑板(103)、第二支撑板、第三支撑板(105)和第四支撑板(106)连接；

所述可调式栅格框架(1)内部设置有横向可调式栅格隔板(2)，所述横向可调式栅格隔板(2)的前侧面、后侧面的两端分别铰接有第一滑轮(14)，所述外缘面(101)和内缘面(102)的内侧沿其边沿处分别设置有闭合的第一滑轨(15)，所述横向可调式栅格隔板(2)的前侧面、后侧面通过第一滑轮(14)和第一滑轨(15)分别与外缘面(101)和内缘面(102)的内侧滑动连接；

所述第一支撑板(103)与第三支撑板(105)、第一支撑板(103)与第四支撑板(106)、第二支撑板与第三支撑板(105)、第二支撑板与第四支撑板(106)之间分别设置有第一可开闭蒙皮(3)、第二可开闭蒙皮(7)、第三可开闭蒙皮(8)和第四可开闭蒙皮，且所述第一可开闭蒙皮(3)、第二可开闭蒙皮(7)、第三可开闭蒙皮(8)和第四可开闭蒙皮均位于横向可调式栅格隔板(2)的外侧，所述第一可开闭蒙皮(3)、第二可开闭蒙皮(7)、第三可开闭蒙皮(8)和第四可开闭蒙皮分别与可调式栅格框架(1)滑动连接。

2.如权利要求1所述的可调式栅格融合翼，其特征在于，所述可调式栅格框架(1)内部沿其长度方向间隔设置有多个纵向栅格隔板(13)，所述纵向栅格隔板分别与外缘面(101)和内缘面(102)平行，且所述纵向栅格隔板(13)外端面分别与第一支撑板(103)、第二支撑板、第三支撑板(105)和第四支撑板(106)连接，所述纵向栅格隔板(13)位于第一可开闭蒙皮(3)、第二可开闭蒙皮(7)、第三可开闭蒙皮(8)和第四可开闭蒙皮的内侧。

3.如权利要求2所述的可调式栅格融合翼，其特征在于，多个所述纵向栅格隔板(13)上均开设有供横向可调式栅格隔板(2)通过的通孔。

4.如权利要求2所述的可调式栅格融合翼，其特征在于，所述第一可开闭蒙皮(3)、第二可开闭蒙皮(7)、第三可开闭蒙皮(8)和第四可开闭蒙皮的内侧面上均设置有支架(10)，所述支架(10)的内侧面上设置有沿可调式栅格框架(1)宽度方向滑动的第二滑轨(11)，所述外缘面(101)和内缘面(102)的内侧沿其边沿处以及纵向栅格隔板的内部分别间隔内嵌设置有多个第二滑轮(12)，所述第一可开闭蒙皮(3)、第二可开闭蒙皮(7)、第三可开闭蒙皮(8)、第四可开闭蒙皮分别通过第二滑轨(11)和第二滑轮(12)与可调式栅格框架(1)滑动连接。

5.如权利要求1所述的可调式栅格融合翼，其特征在于，所述横向可调式栅格隔板(2)包含左移动板(17)和右固定块(16)，所述左移动板(17)为中空结构且右侧面开口，所述左移动板(17)与右固定块(16)插接，且左移动板(17)可沿右固定块(16)的宽度方向滑动。

6.如权利要求1所述的可调式栅格融合翼，其特征在于，所述可调式栅格框架(1)上设置有进气口(5)和排气口(6)。

7.如权利要求6所述的可调式栅格融合翼，其特征在于，所述进气口(5)位于第二支撑板与第四支撑板(106)之间，所述排气口(6)位于第一支撑板(103)与第三支撑板(105)之间。

8.如权利要求6所述的可调式栅格融合翼，其特征在于，所述进气口(5)位于第一支撑板(103)与第四支撑板(106)之间，所述排气口(6)位于第二支撑板与第三支撑板(105)之间。

9.如权利要求2所述的可调式栅格融合翼，其特征在于，所述横向可调式栅格隔板(2)的数量为1～4个，所述纵向栅格隔板(13)的数量为2～6个。

10.如权利要求1所述的可调式栅格融合翼，其特征在于，所述横向可调式栅格隔板(2)弦线与所述单翼本体(4)弦线夹角为-20°～30°。

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