一种民用客机的新型匙形融合式翼梢小翼制造技术

本实用新型专利技术公开了一种民用客机的新型匙形融合式翼梢小翼，属于航空气动技术领域。所述的翼梢小翼选择NACA?SC(2)0410翼型，翼梢小翼有四个翼型占位面，分别记为A#、B#、C#、D#翼型，其中A#为小翼翼根翼型，B#为小翼下倾翼型，C#为小翼过渡翼型，D#为小翼翼尖翼型，所述的翼梢小翼的展长为8%～12%的机翼半翼展，前缘后掠角为40°～50°，尖梢比0.28～0.34，上倾角为17°～22°，下倾角4°～7°，各占位翼型的安装角-2°～-4°。相对传统小翼，本实用新型专利技术对翼根有更小的弯矩，提高结构重量收益。诱导阻力减阻效果显著，从而改善气动特性，提高飞行经济性。显著提高飞机机翼升阻比。（*该技术在2022年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于航空气动
，具体涉及一种为减小飞机飞行时诱导阻力而在机翼翼尖加装的一种新型翼梢小翼。
技术介绍
降低诱导阻力是现在比较常用的一种降低总阻力的方法。诱导阻力是飞机阻力的重要组成部分，对大型民用客机来说，在巡航时飞机的诱导阻力约占全机总阻力的30%左右，在较大迎角飞行时所占比例更大，因此，如果能够减小飞机的诱导阻力，对节约油耗和降低飞机的运行成本具有很大的意义。在机翼翼尖加装翼梢小翼是减小飞机诱导阻力的一种重要手段。飞机在飞行中，由于机翼上下表面压力差的作用，流过机翼上下表面的气流不仅会在机翼的翼梢卷起一个逆时针方向旋转的翼梢涡，而且会在机翼后缘汇合成一个向后顺流方向拖出的旋涡面。这个旋涡面和翼梢涡在机翼后组成了飞机的尾涡，并在机翼附近产生一个向下的诱导速度(一般称其为下洗流)。正是这种下洗流的作用，使流向机翼的气流方向发生一个向下的改变，从而使作用在机翼上的气动力的合力矢量后倾。合力矢量在垂直方向的分量就是升力，在水平方向的分量便称作诱导阻力。翼梢小翼的主要作用是减小诱导阻力。在机翼端部装上一个翼梢小翼后，小翼首先起到阻挡机翼下表面气流向上表面的绕流的作用，即端板作用。其次，翼梢小翼能耗散翼梢涡，翼梢小翼在产生升力的同时也产生一股很强的尾涡，它与机翼翼梢涡相距很近，两股涡在交界处的诱导速度方向正好相反，从而减弱机翼翼梢的下洗流场，使诱导阻力减小。但是，加装翼梢小翼也有许多弊端。由于翼梢小翼是装在机翼的端部，对机翼根部产生一个较大的附加力矩，会使机翼的结构和重量付出较大代价，所以翼梢小翼的设计必须将取得的气动效益和同时带来的结构重量增加以及全机其他气动性能一起综合平衡考虑。
技术实现思路
本专利技术的目的是为民用客机提供一种合适的翼梢小翼方案。以扩散民用飞机飞行时产生的翼梢涡，减小诱导阻力从而减小全机阻力，改善其气动特性，提高民机飞行经济性；同时相对于传统翼梢小翼，本专利技术提供的构型对翼根产生较小的附加弯矩，结构重量代价较小。本专利技术提供的一种民用客机的新型匙形融合式翼梢小翼，在传统融合式翼梢小翼基础上，添加下倾特征，使之成为一个匙形结构；该翼梢小翼有四个翼型占位面控制，并形成小翼前后缘，分别记为A#、B#、C#、D#翼型,其中A#为小翼翼根翼型，B#为小翼下倾翼型，C#为小翼过渡翼型，D#为小翼翼尖翼型;B#下倾翼型控制该小翼的下倾角的大小。采用NA CA S C (2) O 410翼型，所述翼梢小翼的展长为8 % 12 %的机翼半翼展，前缘后掠角为40° 50°，尖梢比为0.28 0.34，上倾角为17° 22°，下倾角为4° 7°，翼型安装角为-2° -4°。本专利技术的有益效果有:I)升力不显著增加，相对传统小翼，则对翼根有更小的弯矩，提高结构重量收益。2)诱导阻力减阻效果显著，从而改善气动特性，提高飞行经济性。3)显著提高飞机机翼升阻比。附图说明图1是翼梢小翼的俯视图；图2是翼梢小翼的左视图；图3是翼梢小翼的前视图；图4A为实施例中B机翼的翼尖流线图；图4B为实施例中Wl机翼的翼尖流线图；图4C为实施例中W2机翼的翼尖流线图；图5A为实施例中B机翼的翼尖压力云图；图5B为实施例中Wl机翼的翼尖压力云图；图5C为实施例中W2机翼的翼尖压力云图。具体实施方式下边将结合附图和实例对本专利技术做进一步的详细说明。如图1为本专利技术提供的翼梢小翼的俯视图。A、B、C、D为四个控制站位翼型，分别记为A#、B#、C#、D#翼型，其中A#为小翼翼根翼型，B#为小翼下倾翼型，C#为小翼过渡翼型，D#为小翼翼尖翼型。ADHl为小翼平面投影形状，AD为展长，曲线ABCD为前缘线，曲线EFGH为后缘线，ED/AH为尖梢比,前缘后掠角α如图1所示。图2为翼梢小翼的左视图。如图，CF与水平线Cl的夹角为C#翼型的安装角β，同样的，A#、B#、D#翼型的安装角也是相应的弦线和水平线的夹角。记翼型绕前缘线下偏为负角度，上偏为正角度。图3为翼梢小翼的前视图。其中，A#翼型与B#翼型连线AB与水平线AL的夹角为下倾Θ角，过A点的水平线AL与A#翼型和D#翼型的连线AD之间的夹角为上倾角Φ。本专利技术所述的翼梢小翼由四个翼型站位面及其前缘及后缘线决定，每个翼型站位分别用3个控制参数控制其空间站位，分别为翼型弦长，翼型前缘点X、Y坐标。该翼梢小翼的重要平面几何参数为:(I)展长，指翼梢小翼在俯视图方向投影的前缘长度，展长为8% 12%的机翼半翼展。(2)前缘后掠角，指翼梢小翼在水平方向投影前缘与自由来流法向的夹角，前缘后掠角为40° 50°。(3)尖梢比，指翼梢小翼尖弦长与小翼根弦长之比，尖梢比为0.28 0.34。(4)上倾角，指翼梢小翼的根弦和端弦平面与水平面之间的夹角，上倾角为17。 22°。(5)安装角，指翼梢小翼的根弦方向与机翼翼尖根弦方向之间的夹角，翼型安装角为-2° -4°。(6)小翼翼型，指翼梢小翼采用NACA SC(2)0410翼型。 (7)下倾角，指机翼翼尖根弦和最底部翼型根弦所在平面与水平面之间的夹角，下倾角为4° 7°。具体实例基于某机翼，添加该新型匙形翼梢小翼，具体参数如表I所示，其中，各站位翼型的安装角不同，其中B#为-4° ,C#为-3°，D#为-2°。记未添加小翼的机翼为B机翼，添加传统融合式小翼的机翼为Wl机翼，在Wl机翼的基本平面参数上，添加具有下倾特征的匙形小翼，记为W2机翼。在巡航O度攻角下,分别对这三幅机翼用CFD(Computational FluidDynamic)方法计算其升力系数Cl、阻力系数Cd，并得到升阻比K，对比分析其气动性能，计算结果如表2所示。表I匙形翼梢小翼基本平面参数表2三副机翼的气动性能结果本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种民用客机的新型匙形融合式翼梢小翼，其特征在于：在传统融合式翼梢小翼基础上，添加下倾特征，使之成为一个匙形结构；该翼梢小翼有四个翼型占位面控制，并形成小翼前后缘，分别记为A#、B#、C#、D#翼型，其中A#为小翼翼根翼型，B#为小翼下倾翼型，C#为小翼过渡翼型，D#为小翼翼尖翼型；B#下倾翼型控制该小翼的下倾角的大小。

【技术特征摘要】
1.一种民用客机的新型匙形融合式翼梢小翼，其特征在于:在传统融合式翼梢小翼基础上，添加下倾特征，使之成为一个匙形结构；该翼梢小翼有四个翼型占位面控制，并形成小翼前后缘，分别记为A#、B#、C#、D#翼型,其中A#为小翼翼根翼型，B#为小翼下倾翼型，C#为小翼过渡翼型，D#为小翼翼尖翼型;B#下倾翼型控制该小翼的下倾角的大小。2.根据权利要求1所述的一种民用客机的新型匙形融合式翼梢小翼，其特征在于:所述翼梢小翼的展长为8% 12%的机翼半翼展。3.根据权利要求1所述的一种民用客机的新型匙形融合式翼梢小翼，其特征在于:所述翼梢小翼的前缘后掠角为40° 50°。4.根据权利要求1所述的一种民用客机的新型匙形融合式翼梢小翼...

【专利技术属性】
技术研发人员：孔博，田云，刘沛清，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：实用新型
国别省市：