机翼结构及飞的制造方法
【专利摘要】本发明公开了一种机翼结构及飞机，属于运输工具及零配件领域，为解决现有产品对翼尖涡的抑制能力有限等问题而设计。本发明机翼结构包括机翼本体和设置在机翼本体端头处的翼梢小翼单元，翼梢小翼单元包括至少两片翼梢小翼，至少两片翼梢小翼平行且相互隔开设置，至少两片翼梢小翼设置在机翼本体的展向上。本发明飞机上设置有上述的机翼结构。本发明机翼结构具有更强的改变机翼本体翼梢尾涡的能力，可以更好地增升减阻，减少燃油消耗，提高飞机爬升率，增加飞机续航时间，增加飞机的承载能力，适用于各型号民机上。
【专利说明】机翼结构及飞机
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种机翼结构以及安装有该机翼结构的飞机。
【背景技术】
[0002]飞机在空中飞行时，机翼下表面的压力大于机翼上表面的压力导致机翼下表面的气流将会绕过翼梢向上表面翻卷，从而形成一个强劲的翼尖涡流。当迎角较大时会产生极大的诱导阻力，会使机翼的升力减少、升阻比降低，还会导致飞机操纵舵面的效率变差。
[0003]为了减少翼尖涡对飞机的不利影响，民用飞机越来越多地采用翼梢小翼结构。该结构主要包括翼尖端板、翼尖帆片、翼尖小翼等装置，用阻挡或分散翼尖涡的方法减少其对飞机的有害干扰。
[0004]现有的翼梢小翼为单片式结构，即仅在机翼翼尖处设置一个翼梢片。这种结构对翼尖涡的抑制能力有限，节油降耗效果不明显。
【发明内容】
[0005]本发明的一个目的是提出一种具有较强的改变机翼本体翼梢尾涡能力的机翼结构。
[0006]本发明的另一个目的是提出一种气动效率高、起降性能强的飞机。
[0007]为达此目的，一方面，本发明采用以下技术方案:
[0008]一种机翼结构，包括机翼本体和设置在所述机翼本体端头处的翼梢小翼单元，所述翼梢小翼单元包括至少两片翼梢小翼，所述至少两片翼梢小翼平行且相互隔开设置，至少两片翼梢小翼设置在所述机翼本体的展向上。
[0009]特别是，所述翼梢小翼单元包括两片翼梢小翼，其中，第一片翼梢小翼设置在机翼本体的翼尖处，位于100%半展长位置；第二片翼梢小翼位于所述机翼本体上90%半展长位置与第一片小翼之间的位置处。
[0010]进一步，第一片翼梢小翼与机翼本体的翼尖相接并融合过渡。
[0011]特别是，每片翼梢小翼的前缘线与垂直于机身对称面的轴线之间的夹角为翼稍小翼后掠角α，所述翼稍小翼后掠角α等于或者大于所述机翼本体的后掠角。
[0012]特别是，翼稍小翼的弦平面与垂直地面的垂线之间的夹角定义为倾斜角β，所述倾斜角β的范围为15°至25°。
[0013]特别是，翼梢小翼单元包括两片翼梢小翼，两片翼梢小翼均位于所述机翼本体的上侧面上。
[0014]特别是，翼稍小翼的根弦方向与所述机翼本体翼弦方向之间的夹角为安装角ω，所述安装角ω的范围为-5°至0°。
[0015]特别是，翼稍小翼的翼尖弦与所述机翼本体的翼弦方向的夹角为扭转角Θ，所述扭转角Θ的范围为-5°至0°。
[0016]另一方面，本发明采用以下技术方案:
[0017]一种飞机，所述飞机上设置有上述的机翼结构。
[0018]本发明机翼结构在展向上设有两片翼梢小翼，沿着展向排列形成一个刚性闭合环，相当于在翼梢形成两个翼梢小翼，改变机翼本体翼梢尾涡的能力更强，可以更好地实现增升减阻，减少燃油消耗，提高飞机爬升率，并增加飞机续航时间，增加飞机的承载能力。
[0019]本发明飞机上设置有上述的机翼结构，提高了气动效率和起降性能，降低了油耗。
【专利附图】
【附图说明】
[0020]图1是本发明优选实施例一中机翼结构结构示意图；
[0021]图2是本发明优选实施例一中翼稍小翼后掠角的示意图；
[0022]图3是本发明优选实施例一中机翼结构的两片翼稍小翼的后掠角示意图；
[0023]图4是本发明优选实施例一中倾斜角的示意图；
[0024]图5是本发明优选实施例一中机翼结构的两片翼稍小翼的倾斜角示意图；
[0025]图6是本发明优选实施例一中安装角和扭转角的示意图；
[0026]图7是本发明优选实施例一中机翼结构的两片翼稍小翼的安装角的示意图。
[0027]图中标记为:
[0028]1、机翼本体；2、翼梢小翼；21、第一片翼梢小翼；22、第二片翼梢小翼。
【具体实施方式】
[0029]下面结合附图并通过【具体实施方式】来进一步说明本发明的技术方案。
[0030]优选实施例一:
[0031]如图1所示，本优选实施例提供一种机翼结构，包括机翼本体I和设置在机翼本体I端头处的翼梢小翼单元，翼梢小翼单元包括两片翼梢小翼，两片翼梢小翼平行且相互隔开设置，两片翼梢小翼设置在机翼本体I的展向上。
[0032]安装两片翼梢小翼后，能更好地抑制翼尖涡强度，大大降低飞行成本；对翼尖涡的抑制可提高飞机安全裕度，改善飞机起降性能；降低了发动机推力，延长发动机使用寿命，同时增加了飞机商载与航程；降低飞机起飞过程中的排放量，更加环保清洁。
[0033]第一片翼梢小翼21相接机翼本体I的翼尖，融合过渡，位于100%半展长位置；第二片翼梢小翼22比第一片翼梢小翼21更靠近机翼本体I内侧，且第二片翼梢小翼22位于机翼本体I上大于90%半展长位置。不同机型下的第二片翼梢小翼22的展向位置也不同。
[0034]在后掠机翼本体I上安装的翼稍小翼2也应当是后掠的，翼稍小翼2上有代表性的等百分比弦线与垂直于机身对称面的轴线之间的夹角即为后掠角α，如图2所示。一般的，翼稍小翼后掠角α指的是前缘后掠角，即翼稍小翼2的前缘线与垂直于机身对称面的轴线之间的夹角。
[0035]不同的民机气动布局参数具有不同的后掠角最佳值。在超临界状态，翼稍小翼的后掠角α应当与机翼本体I的后掠角相接近，使二者具有相近的超临界特性。翼稍小翼2的后掠角α需要等于或者大于机翼本体I的后掠角，因此双片式翼稍小翼后掠角α的取值范围还是要根据具体机型来确定。图3中，α I为第一片翼梢小翼21的后掠角，α 2为第二片翼梢小翼22的后掠角。
[0036]如图4所示，翼稍小翼2的弦平面与垂直地面的垂线之间的夹角定义为倾斜角β。为了使翼稍小翼2能更有效地减小诱导阻力，并使机翼本体I的翼尖与翼稍小翼2的根部交界处在超临界状态流动干扰较小，一般倾斜角为外倾。但外倾角也不宜过大，过大的外倾角会引起翼稍小翼2上的力对机翼本体I根部的弯矩过大。不同的民机气动布局参数具有不同的倾斜角最佳值，优选的角度为15°、17°、20°、22°和25°。在图5中，β I为第一片翼梢小翼21的倾斜角，β 2为第二片翼梢小翼22的倾斜角。
[0037]如图6所示，翼稍小翼2的安装角ω即翼稍小翼2的翼根安装角，是指翼稍小翼2的根弦方向与机翼本体I的翼弦方向之间的夹角。对于上翼稍小翼(翼梢小翼2位于机翼本体I的上侧面上)一般是前缘向外的，即有负的几何安装角。不同的民机气动布局参数具有不同的安装角最佳值，当双翼稍小翼中的小翼均为上翼稍小翼(两片翼梢小翼2均位于机翼本体I的上侧面上)时，优选的安装角ω为-5。、-4°、-2°、-1°和0°。在图7中，ω I为第一片翼梢小翼21的安装角，ω2为第二片翼梢小翼22的安装角。
[0038]如图6所示，翼稍小翼2的扭转角Θ即翼稍小翼2的翼尖扭转角，是指翼稍小翼2的翼尖弦与机翼本体I的翼弦方向的夹角。不同的民机气动布局参数具有不同的扭转角最佳值，优选的扭转角Θ为-5。、-4°、-2°、-1°和0°。
[0039]优选实施例二:
[0040]本优选实施例提供一种机翼结构，其结构与优选实施例一基本相同。
[0041]该机翼结构包括机翼本体和设置在机翼本体端头处的翼梢小翼单元，翼梢小翼单元包括至少两片翼梢小翼，至少两片翼梢小翼平行且相互隔开设置，至少两片翼梢小翼设置在机翼本体的展向上。
[0042]不同之处在于:翼梢小翼的数量不限于两片，可以是三片或更多片，同样具有较强的改变机翼本体翼梢尾涡的能力；倾斜角β不局限于优选实施例一中的数值，其范围为15°至25° ;安装角ω不局限于优选实施例一中的数值，其范围为-5°至0° ;扭转角Θ不局限于优选实施例一中的数值，其范围为-5°至0°。
[0043]优选实施例三:
[0044]本优选实施例提供一种飞机，在飞机机身的两侧都设置有如优选实施例一或二所述的机翼结构。
【权利要求】
1.一种机翼结构,包括机翼本体(I)和设置在所述机翼本体(I)端头处的翼梢小翼单元，其特征在于，所述翼梢小翼单元包括至少两片翼梢小翼(2)，所述至少两片翼梢小翼(2)平行且相互隔开设置，所述至少两片翼梢小翼(2)设置在所述机翼本体(I)的展向上。
2.根据权利要求1所述的机翼结构，其特征在于，所述翼梢小翼单元包括两片翼梢小翼(2)，其中，第一片翼梢小翼(21)设置在机翼本体(I)的翼尖处，位于100%半展长位置；第二片翼梢小翼(22)位于所述机翼本体(I)上90%半展长位置与第一片小翼之间的位置处。
3.根据权利要求2所述的机翼结构，其特征在于，第一片翼梢小翼(21)与机翼本体(I)的翼尖相接并融合过渡。
4.根据权利要求1所述的机翼结构，其特征在于，每片翼梢小翼(2)的前缘线与垂直于机身对称面的轴线之间的夹角为翼稍小翼后掠角α，所述翼稍小翼后掠角α等于或者大于所述机翼本体(I)的后掠角。
5.根据权利要求1所述的机翼结构，其特征在于，翼稍小翼(2)的弦平面与垂直地面的垂线之间的夹角定义为倾斜角β，所述倾斜角β的范围为15°至25°。
6.根据权利要求1所述的机翼结构，其特征在于，翼梢小翼单元包括两片翼梢小翼(2)，所述两片翼梢小翼(2)均位于所述机翼本体(I)的上侧面上。
7.根据权利要求6所述的机翼结构，其特征在于，翼稍小翼(2)的根弦方向与所述机翼本体(I)翼弦方向之间的夹角为安装角ω，所述安装角ω的范围为-5°至0°。
8.根据权利要求1或6所述的机翼结构，其特征在于，翼稍小翼(2)的翼尖弦与所述机翼本体(I)的翼弦方向的夹角为扭转角Θ，所述扭转角Θ的范围为-5°至0°。
9.一种飞机，其特征在于，所述飞机上设置有如权利要求1至8任一项所述的机翼结构。
【文档编号】B64C3/20GK104192294SQ201410001383
【公开日】2014年12月10日 申请日期:2014年1月2日 优先权日:2014年1月2日
【发明者】夏明 , 时兵 申请人:中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心, 中国商用飞机有限责任公司