CN218877549U - 一种改善电动垂直起降飞机性能的低阻翼尖结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种改善电动垂直起降飞机性能的低阻翼尖结构，包括低阻翼尖，所述低阻翼尖安装在机翼翼梢端部位置，所述低阻翼尖根部弦长设为X1，所述低阻翼尖梢部弦长设为X2，所述X2/X1的比值范围在0.25～0.5，所述低阻翼尖的型面与机翼的型面在连接处相切连续，所述低阻翼尖型面的前缘线与机翼型面的前缘线相切连续，所述低阻翼尖型面的后缘线与机翼型面的后缘线相切连续。本结构低阻翼尖可以降低巡航时的诱导阻力，增加全机升阻比，提升飞机的航程及增加飞机的有效载荷；同时可以降低因小翼上反带来的横航向动稳定性负面影响，改善飞机的荷兰滚特性。

Description

一种改善电动垂直起降飞机性能的低阻翼尖结构

技术领域

本实用新型涉及航空技术领域，具体涉及一种改善电动垂直起降飞机性能的低阻翼尖结构。

背景技术

eVTOL(Electric Vertical Takeoff and Landing)电动垂直起降飞行器应用涉及城市客运、区域客运、货运、个人飞行器、紧急医疗服务等多种场景模式。加上电池技术、自动控制和互联网技术的进步，使得大规模的城市航空运输似乎比以往任何时候都更可行。这种城市航空运输的可能性目前正受到极大的关注。eVTOL最突出的优点是节能环保，效率高能耗低，同时实现接近零排放，噪声和振动水平很低，乘坐舒适性好。此外，还具有安全可靠、结构简单、操作使用简便、维修性好/费用低、经济性好等特点。

随着城市化进程，陆用空间日趋饱和，交通拥堵问题日益严重，亟需开发城市空中可用空间，发展垂直式立体交通。eVTOL未来潜在应用涉及城市客运、区域客运、货运、个人飞行器、紧急医疗服务等多种场景模式。

主导城市天空的竞赛已经促使航空航天工业的许多关键参与者了解了开发与城市空中出行相关的项目的可行性。大多数现代流行的概念和原型都在探索垂直起降(垂直起飞和降落)的能力，以适应城市内空间的短缺。

eVTOL的垂直升降，一般是通过提供垂直升力的多旋翼实现。多旋翼具有垂直起降和悬停等功能，对地形依赖性不高，具有较好的灵活性，但其最大前飞速度受到诸多限制；如果飞行器仅靠垂直螺旋桨提供升力和推力，效率较低；固定翼飞机具有较高的前飞速度，但对地形要求很高，场地建设和维护成本较高，因此结合多旋翼和固定翼的优点，提高垂直起降飞行器的升阻比进而提高航程成为气动研究的热点。

一般巡航飞行总阻力中有35％～40％为诱导阻力。翼尖涡由机翼翼尖产生卷起并随着来流发展至下游气流中。翼尖涡逐渐向机翼远后方发展和演化，带来气动噪声、产生诱导阻力等负面效果，由飞机产生的翼尖涡所导致的诱导阻力在起降状态时，甚至可以达到80％，所以研究翼尖涡减阻意义重大。改善翼梢流动，利用翼梢涡来改善飞机的诱导阻力可有效提高升阻比。通过优化设计翼梢低阻翼尖，可以实现降低翼尖涡强度，减小诱导阻力的目标。而现有低阻翼尖设计，由于翼梢涡较强，其诱导阻力较大，翼尖分离涡较强，巡航经济性较差；采用上反小翼则会使得飞机的横航向动稳定性减弱。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种改善电动垂直起降飞机性能的低阻翼尖结构，以解决背景技术中提到的问题。为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种改善电动垂直起降飞机性能的低阻翼尖结构，包括低阻翼尖，所述低阻翼尖安装在机翼翼梢端部位置，所述低阻翼尖根部弦长设为X1，所述低阻翼尖梢部弦长设为X2，所述X2/X1的比值范围在0.25～0.5，所述低阻翼尖的型面与机翼的型面在连接处相切连续，所述低阻翼尖型面的前缘线与机翼型面的前缘线相切连续，所述低阻翼尖型面的后缘线与机翼型面的后缘线相切连续。

优选地，所述低阻翼尖根部前缘点与梢部前缘点连线与来流夹角设为θ，所述θ在45°内。

优选地，所述低阻翼尖的面积为机翼面积的1.5％～3％。

优选地，所述低阻翼尖根部的相对厚度与机翼翼梢的相一致，较机翼翼根处小，所述低阻翼尖翼梢相对厚度控制在其翼根处0.5～1倍，其中相对厚度为翼型的最大厚度与当地弦长的比值。

优选地，所述低阻翼尖的型面与机翼的型面在连接处曲率连续，所述低阻翼尖型面的前缘线与机翼型面的前缘线曲率连续，所述低阻翼尖型面的后缘线与机翼型面的后缘线曲率连续。

本实用新型的技术效果和优点：本结构低阻翼尖可以降低巡航时的诱导阻力，增加全机升阻比，提升飞机的航程及增加飞机的有效载荷；同时可以降低因小翼上反带来的横航向动稳定性负面影响，改善飞机的荷兰滚特性。

附图说明

图1为本实用新型在eVTOL飞机上的安装示意图俯视图；

图2为本实用新型在eVTOL飞机上的安装示意图主视图；

图3为本实用新型在eVTOL飞机上的等轴测视图；

图4为本实用新型的平面参数示意图；

图5为图3中A处的放大图。

图中：1.机身；2.电机臂；3.机翼；4.外V尾；5.内V尾；6.低阻翼尖；7.滑橇；8.型面；9.前缘线；10.后缘线。

具体实施方式

为了使本实用新型的实现技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本实用新型，在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接或是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以两个元件内部的连通。

实施例

如图1和图2所示为含低阻翼尖的电动垂直起降飞机俯视图和主视图，飞机主要部件包括机身1，电机臂2，机翼3，外V尾4，内V尾5，低阻翼尖6及滑橇7。低阻翼尖6安装在机翼3翼梢端部位置，图3所示为含低阻翼尖的电动垂直起降飞机等轴测示意图，翼梢局部放大如图5所示。

低阻翼尖6水平面投影外形与上反小翼类似，有别于小翼的是其前视图是水平的，而小翼是向上翘曲的。小翼向上翘曲带来的不利影响是其会使得横航向动稳定性变得较差。因此，本实用新型在提高飞机升阻比同时兼顾了飞机的横航向动稳定性。

低阻翼尖6平面参数示意图如图4所示，低阻翼尖6根部弦长设为X1，梢部弦长设为X2，低阻翼尖6根部前缘点与梢部前缘点连线与来流夹角θ。为控制低阻翼尖6载荷并降低低阻翼尖6翼梢涡强度，一般通过调节低阻翼尖6的梢跟比，即梢部弦长与根部弦长的比值X2/X1来实现，该比值范围在0.25～0.5。低阻翼尖6的面积增大可提高机翼3的升力及全机的升力线斜率，可提高全机的升阻比，但随着面积的增大，翼根弯矩加大，带来结构重量的增加，如果面积过大反而使得综合效率降低，因此，一般低阻翼尖6面积范围在为机翼3面积的1.5％～3％。低阻翼尖6根部前缘点与梢部前缘点连线与来流夹角θ一般控制在45°内。

如图5所示为低阻翼尖局部放大示意，低阻翼尖6的型面8与机翼3的型面8在连接处相切连续，更佳的是满足曲率连续；低阻翼尖6型面的前缘线9与机翼3型面的前缘线9相切连续，更佳的是满足曲率连续；低阻翼尖6型面的后缘线10与机翼3型面的后缘线10相切连续，更佳的是满足曲率连续。

低阻翼尖6根部的相对厚度(翼型的最大厚度与当处弦长的比值)与机翼3翼梢的相一致，较机翼3翼根处小；一般低阻翼尖6处翼梢相对厚度控制在其翼根处0.5～1倍。

最后应说明的是：以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种改善电动垂直起降飞机性能的低阻翼尖结构，包括低阻翼尖，其特征在于：所述低阻翼尖安装在机翼翼梢端部位置，所述低阻翼尖根部弦长设为X1，所述低阻翼尖梢部弦长设为X2，所述X2/X1的比值范围在0.25～0.5，所述低阻翼尖的型面与机翼的型面在连接处相切连续，所述低阻翼尖型面的前缘线与机翼型面的前缘线相切连续，所述低阻翼尖型面的后缘线与机翼型面的后缘线相切连续。

2.根据权利要求1所述的一种改善电动垂直起降飞机性能的低阻翼尖结构，其特征在于：所述低阻翼尖根部前缘点与梢部前缘点连线与来流夹角设为θ，所述θ在45°内。

3.根据权利要求1所述的一种改善电动垂直起降飞机性能的低阻翼尖结构，其特征在于：所述低阻翼尖的面积为机翼面积的1.5％～3％。

4.根据权利要求1所述的一种改善电动垂直起降飞机性能的低阻翼尖结构，其特征在于：所述低阻翼尖根部的相对厚度与机翼翼梢的相一致，较机翼翼根处小，所述低阻翼尖翼梢相对厚度控制在其翼根处0.5～1倍，其中相对厚度为翼型的最大厚度与当地弦长的比值。

5.根据权利要求1所述的一种改善电动垂直起降飞机性能的低阻翼尖结构，其特征在于：所述低阻翼尖的型面与机翼的型面在连接处曲率连续，所述低阻翼尖型面的前缘线与机翼型面的前缘线曲率连续，所述低阻翼尖型面的后缘线与机翼型面的后缘线曲率连续。

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