CN116238682A - 飞行器用翼梢小翼和配备有该翼梢小翼的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器用翼梢小翼(9)，包括：位于翼梢小翼(9)的基部区域的第一控制段(L1)；位于翼梢小翼(9)的梢部区域的第三控制段(L3)；以及位于第一控制段(L1)和第三控制段(L3)之间的第二控制段(L2)。第二控制段(L2)是流动控制段，其沿翼梢小翼(9)的展向的至少一部分开设有小翼开缝(11)，而第一控制段(L1)和第三控制段(L3)为非流动控制段。上述飞行器用翼梢小翼借助其气动外形，无需设计复杂结构即能延缓低速大攻角状态下的小翼流动分离且降低高速巡航状态下的飞行阻力。

Description

飞行器用翼梢小翼和配备有该翼梢小翼的飞行器

技术领域

本发明涉及民用飞行器的气动外形优化设计领域，具体地涉及飞行器用翼梢小翼的气动外形设计，尤其涉及一种具有开缝的翼梢小翼。本发明还涉及配备有该翼梢小翼的飞行器。

背景技术

对于典型的长航程飞行器，燃油消耗约占其直接成本的22％。减阻能够直接减少航空公司的运行成本，通常来说，阻力每减少1％就能够降低长航程飞行器的运行成本约0.2％。

在民用飞行器的真实飞行过程中，翼梢小翼起到降低诱导阻力的作用。在巡航马赫数下，由于小翼本身的翼型及扭转分布，小翼上表面存在较高的吸力峰值。同时，在低速大攻角状态下，机翼前缘增升装置的上洗效应使得小翼失速攻角比干净机翼提前1至2°。因此，小翼表面易出现流动分离，会对副翼的操纵效率产生不利影响，严重时甚至会危及全机的飞行安全。考虑到高低速协同设计需求，研究翼梢小翼的流动控制技术显得尤为重要。

目前，业内针对翼梢小翼的流动控制技术作出了各种改进。

在由申请人意大利阿莱尼亚航空工业公司于2008年3月10日提交的题为“用于增加气动表面的升力和减小阻力的方法(Method for increasing the lift ofaerodynamic surfaces and for reducing the drag)”的美国专利US8387923B2中，公开了一种在气动表面增升减阻的方法。该方法的创新之处在于采用被动控制的方式，在主翼上表面开口，将空气抽进下表面气囊，吹气囊将压缩的空气对机翼后缘襟翼上表面进行吹起从而达到飞机增升的效果。该方法不仅适用于飞行器的减阻，对于地面车辆的减阻也同时有效。该专利采用了主动吹气的形式，即在吸气口下设有吹气囊。当后缘襟翼下偏时，吹气囊中压缩的空气对襟翼前缘吹气，其主要目的在于增加飞机增升装置的升力。

在由申请人Robert M.Bray于2002年6月12日提交的题为“翼梢小翼(Winglet)”的美国专利申请US20040155157A1中，针对翼梢小翼提出了一系列提高翼面升力和操纵稳定性的流动控制方式。该专利申请中采用的流动控制方式主要借助于上下表面开关、即在需要时可以打开或关闭的阀门机构来实现主动吹吸气。

然而，上述设计的思路仍然着重于增设辅助机构以便对气流大小进行主动调节，其不足之处也十分明显，即，构件数量的增加导致结构复杂、成本增加，而且往往受到各种气象条件的制约，难以达到设计之初的期望效率。

为此，需要对用于飞行器的翼梢小翼的气动外形进行改进，从而在不增加结构复杂度和成本的前提下，延缓低速大攻角状态下的小翼流动分离，并且降低高速巡航状态下的飞行阻力。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞行器用翼梢小翼，该翼梢小翼借助其气动外形，无需设计复杂结构即能延缓低速大攻角状态下的小翼流动分离且降低高速巡航状态下的飞行阻力。

本发明的第一方面涉及一种飞行器用翼梢小翼，包括：

位于翼梢小翼的基部区域的第一控制段；

位于翼梢小翼的梢部区域的第三控制段；以及

位于第一控制段和第三控制段之间的第二控制段，并且

其中，第二控制段是流动控制段，其沿翼梢小翼的展向的至少一部分开设有小翼开缝，而第一控制段和第三控制段为非流动控制段。

在上述技术方案中，术语“第一控制段”、“第二控制段”和“第三控制段”中的“第一”、“第二”和“第三”仅仅出于区分目的而添加，并非是对各控制段进行任何方向和空间上的布置进行限制。

术语“流动控制段”指的是翼梢小翼中通过设计开缝从而具备对流过其中的气流进行控制的能力的区域，而术语“非流动控制段”指的是翼梢小翼中除流动控制段之外的未设计区域，该区域不具备对气流进行控制的能力。

在一个优选实施例中，小翼开缝沿展向的长度可以不小于翼梢小翼沿展向的总长度的30％至80％，优选地为50％。

在小翼开缝沿展向贯穿整个第二控制段的情况下，小翼开缝沿展向的长度即为第二控制段的展向长度。也就是说，在上述情况下，第二控制段的展向长度不小于第一、第二和第三控制段的展向长度之和的30％至80％。发明人通过试验发现，小翼开缝沿展向的长度不小于翼梢小翼沿展向的总长度的50％是最优选择。

在另一个优选实施例中，小翼开缝的宽度可以被设计成在翼梢小翼下表面的开缝处具有第一宽度，并且在翼梢小翼上表面的开缝处具有第三宽度，该宽度从翼梢小翼下表面朝向翼梢小翼上表面单调变小。

更佳的是，第一宽度与第三宽度的比值可以大于1.1。

由于小翼开缝在翼梢小翼的每个横截面上的宽度均不相同，且宽度从翼梢小翼下表面朝向翼梢上翼下表面单调变小，术语“第一宽度”限定的是小翼开缝在翼梢小翼下表面的开缝处的宽度，即，小翼开缝的最大宽度；术语“第三宽度”限定的是小翼开缝在翼梢小翼上表面的开缝处的宽度，即，小翼开缝的最小宽度。

在又一个优选实施例中，小翼开缝的第一开缝形状控制面和第二开缝形状控制面可以被间隔开以构成S形渐缩曲面空间。

此时，小翼开缝的第一开缝形状控制面和第二开缝形状控制面均为S形曲面，它们被彼此间隔开以在其间构成渐缩曲面空间。

更佳的是，小翼开缝在翼梢小翼下表面开缝处的第一切线与翼梢小翼下表面可以形成前缘入流夹角θ1，小翼开缝在翼梢小翼上表面开缝处的第二切线与翼梢小翼上表面可以形成后缘出流夹角θ2，前缘入流夹角θ1和后缘出流夹角θ2均小于45°。

在一个替代实施例中，小翼开缝的第一开缝形状控制面和第二开缝形状控制面被间隔开以构成梯形渐缩空间。

与S形渐缩曲面空间相比，梯形渐缩空间的截面积的渐缩度是线性的。

更佳的是，小翼开缝与翼梢小翼下表面可以形成前缘入流夹角θ1，小翼开缝与翼梢小翼上表面可以形成后缘出流夹角θ2，前缘入流夹角θ1和后缘出流夹角θ2均小于45°。

在再一个优选实施例中，小翼开缝在翼梢小翼上表面的开缝起始位置可以处在当地弦长的5％至30％的范围内，小翼开缝的宽度可以处在当地弦长的0.5％至3％的范围内。

更佳的是，小翼开缝在翼梢小翼下表面的开缝起始位置可以处在当地弦长的5％至30％的范围内，小翼开缝的宽度可以处在当地弦长的0.5％至3％的范围内，翼梢小翼下表面的开缝起始位置比翼梢小翼上表面的开缝起始位置更靠前，即，更靠近飞行器的机头。

术语“当地弦长”指的是在翼梢小翼在其任何一个纵截面上测量到的弦长。由于翼梢小翼从机翼斜向伸出，其任何一个纵截面上的当地弦长都是不同的，因此每个纵截面均具有一个与之对应的“当地弦长”。

由于术语“第一宽度”和“第三宽度”分别限定了小翼开缝的最大和最小宽度，可以认为“小翼开缝的宽度处于当地弦长的0.5％至3％的范围内”相当于小翼开缝的宽度在当地弦长的0.5％至3％的范围内变化，或者说当地弦长的0.5％是小翼开缝的最小宽度的下限值，当地弦长的3％是小翼开缝的最大宽度的上限值。

本发明的第二方面涉及一种飞行器，其配备有如第一方面所述的翼梢小翼。

根据本发明的飞行器用翼梢小翼通过在翼梢小翼的至少一部分区段上形成小翼开缝，能够获得以下优点：

(i)在低速大攻角状态下，使得翼梢小翼上表面的边界层内的低动量气流与小翼开缝引来的高动量气流进行交换或达到平衡，从而使边界层内的气流增加流动方向的动量，改善翼梢小翼的分离特性；

(ii)在高速巡航状态下，使得小翼前缘的吸力峰值下降，从而降低了巡航阻力。

附图说明

为了进一步说明根据本发明的飞行器用翼梢小翼的技术效果，下面将结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明，其中：

图1是配备有翼吊的大型飞行器的整体示意图；

图2是用于图1所示的飞行器的翼梢小翼的侧视图，其中示出了翼梢小翼的开缝位置；

图3A是根据本发明的翼梢小翼的第一实施例的纵截面示意图，该纵截面垂直于放置飞行器的地面，图中的圆圈部分以放大的方式示出了前缘入流夹角和后缘出流夹角；

图3B是根据本发明的翼梢小翼的第二实施例的纵截面示意图，该纵截面垂直于放置飞行器的地面，并且图中的圆圈部分以放大的方式示出了前缘入流夹角和后缘出流夹角；

图4示出了根据本发明的翼梢小翼在改进前和改进后气动特性的变化，其中虚线示出了改进前的气动特性，实线示出了改进后的气动特性；

图5A和5B示出了来流攻角为16°时流经改进前和改进后的翼梢小翼的表面边界层的气流梯度变化；

图6A和6B示出了来流攻角为17°时流经改进前和改进后的翼梢小翼的表面边界层的气流梯度变化；以及

图7A和7B示出了来流攻角为18°时流经改进前和改进后的翼梢小翼的表面边界层的气流梯度变化。

附图标记

1 飞行器

2 机头

3 机身

4 后体

5 垂平尾

6 吊挂

7 发动机

8 机翼

9 翼梢小翼

11 小翼开缝

12 第一分隔线

13 第二分隔线

14 第一开缝形状控制面

15 第二开缝形状控制面

16 翼梢小翼上表面

17 翼梢小翼下表面

L1 第一控制段

L2 第二控制段

L3 第三控制段

D1 第一宽度

D2 第二宽度

D3 第三宽度

θ1 前缘入流夹角

θ2 后缘出流夹角

具体实施方式

下面结合附图说明根据本发明的飞行器用翼梢小翼的外形设计及其技术效果。

应当明确，本说明书所描述的实施例仅仅涵盖本发明的一部分实施例，而非全部实施例。基于说明书中记载的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

除非另有定义，本发明所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，并不是旨在于限制本发明。本发明的说明书和权利要求书及上述附图说明中的术语“包括”和“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排它的包含。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括复数形式，除非上下文清楚地表示其它含义。

基于相同的方位理解，在本发明的描述中，术语“展向”、“上”、“下”、“前”、“后”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或飞行器的飞行方向，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

图1是配备有翼吊的大型飞行器的整体示意图。可以看到，飞行器1一般由机头2、机身3、后体24和机翼8组成。在后体24尾端安装有垂平尾25，在机翼8下方安装有吊挂6，发动机7容纳在吊挂6中。在机翼8的远端安装有翼梢小翼9。这些部件的功能对于本领域的普通技术人员来说是众所周知的，本文不再赘述。

图2示出了翼梢小翼9的开缝位置。如图2所示，翼梢小翼9从基部到梢部被第一分隔线12和第二分隔线13划分为三个区段，即：位于翼梢小翼9的基部区域的第一控制段L1；位于翼梢小翼9的中间区域的第二控制段L2；以及位于翼梢小翼9的梢部区域的第三控制段L3。也就是说，第一分隔线12分隔翼梢小翼9的基部区域和中间区域，第二分隔线13分隔翼梢小翼9的中间区域和梢部区域，第二控制段L2位于第一控制段L1和第三控制段L3之间。

第二控制段L2被设计为，其沿翼梢小翼9的展向开设有小翼开缝11，以形成流动控制段。第一控制段L1和第三控制段L3则为非流动控制段。

根据本发明的设计构思，通过在翼梢小翼9的至少一部分区段上形成小翼开缝11，使得翼梢小翼上表面16的边界层内的低动量气流与小翼开缝11引来的高动量气流进行交换或达到平衡，从而使边界层内的气流增加流动方向的动量，改善翼梢小翼11的分离特性。

这样，流动控制段具备了对流过其中的气流进行控制的能力，能够降低翼梢小翼11流动分离所带来的不利影响，致使小翼前缘的吸力峰值下降，从而降低巡航阻力，改善飞行器的飞行条件。

在本实施例中，小翼开缝11沿翼梢小翼9的展向形成在整个第二控制段L2中。当然，也可以在满足流动控制条件的情况下，将小翼开缝11设计成沿翼梢小翼9的展向形成在第二控制段L2的一部分区段中，这样的变型对于本领域的普通技术人员来说应当都是易于想到的。

继续参见图2，小翼开缝11沿展向的长度不小于翼梢小翼11沿展向的总长度的30％至80％。由于小翼开缝11沿展向的长度即为第二控制段L2的展向长度，换句话说，第二控制段L2的展向长度不小于第一、第二和第三控制段L1、L2和L3的展向长度之和的30％至80％。

在一个优选实施例中，小翼开缝11沿展向的长度不小于翼梢小翼11沿展向的总长度的50％。

图3A是翼梢小翼9的纵截面示意图，其中示出了翼梢小翼9的开缝形状。如图3A所示，小翼开缝11具有从翼梢小翼下表面17朝向翼梢小翼上表面18始终变化的宽度。更具体地说，小翼开缝11的宽度被设计成在翼梢小翼下表面17的开缝处具有第一宽度D1，在翼梢小翼上表面16的开缝处具有第三宽度D3。此外，沿翼梢小翼9纵截面的中线测得第二宽度D2。显然，第一宽度D1、第二宽度D2和第三宽度D3各自并不相同。

在图3A所示的优选实施例中，上述宽度从翼梢小翼下表面17朝向翼梢小翼上表面16单调变小。也就是说，第一宽度D1是小翼开缝11的最大宽度，而第三宽度D3是小翼开缝11的最小宽度，第二宽度D2则处于第一宽度D1和第三宽度D3之间。在该实施例中，第一宽度D1与第三宽度D3的比值大于1.1。

如图3A所示，小翼开缝11的第一开缝形状控制面14和第二开缝形状控制面15可以被间隔开以构成S形渐缩曲面空间，并且小翼开缝11在翼梢小翼下表面17开缝处的第一切线与翼梢小翼下表面17形成前缘入流夹角θ1，小翼开缝11在翼梢小翼上表面16开缝处的第二切线与翼梢小翼上表面16形成后缘出流夹角θ2。请参见图3A中用圆圈圈出的放大示意图，前缘入流夹角θ1和后缘出流夹角θ2均小于45°，这有助于确保气流沿期望的方向流动。

借助于上述设计，小翼开缝11形成为从下往上逐渐收缩的S形弯曲缝道，使得气流从翼梢小翼9下方通过小翼开缝11后由于流动收窄而开始加速，并最终成为高速射流喷出小翼开缝11，以消除翼梢小翼上表面16的低压区。

另外，小翼开缝11在翼梢小翼上表面16的开缝起始位置处在当地弦长的5％至30％的范围内。也就是说，以图3A为例，小翼开缝11将翼梢小翼9的纵截面分成一小一大两个部分，即前缘本体和后缘本体，其中小翼开缝11在翼梢小翼上表面16的开缝起始位置大约在翼梢小翼9从前缘本体至后缘本体的当地弦长的5％至30％的位置处。

至于小翼开缝11的宽度，其处在翼梢小翼9的当地弦长的0.5％至3％的范围内。由于第一宽度D1限定了小翼开缝11的最大宽度，第三宽度D3限定了小翼开缝11的最小宽度，也可以认为当地弦长的0.5％是第三宽度或最小宽度的下限值，当地弦长的3％为第一宽度或最大宽度的上限值。

类似地，小翼开缝11在翼梢小翼下表面17的开缝起始位置处在当地弦长的5％至30％的范围内，小翼开缝11的宽度处在当地弦长的0.5％至3％的范围内。需要注意的是，翼梢小翼下表面17的开缝起始位置比所述翼梢小翼上表面16的开缝起始位置更靠前，即更靠近机头的方向。

图3B中示出了翼梢小翼的另一种开缝形状。可以看到，不同于图3A所示的S形渐缩曲面空间，图3B所示的小翼开缝11的第一开缝形状控制面14和第二开缝形状控制面15被间隔开以构成梯形渐缩空间。

在图3B所示的替代实施例中，小翼开缝11的参数测量被进一步简化。即，小翼开缝11与翼梢小翼下表面17形成前缘入流夹角θ1，小翼开缝11与翼梢小翼上表面16形成后缘出流夹角θ2。请参见图3B中用圆圈圈出的放大示意图，前缘入流夹角θ1和后缘出流夹角θ2均小于45°。与图3A所示的实施例相比，该实施例虽然流动分离效果略有降低，但也已经明显优于现有技术，且其加工难度显著降低。

图4是根据本发明的翼梢小翼9在开设小翼开缝11之后气动特性与未开设小翼开缝11时的曲线变化图，该曲线变化图的横坐标和纵坐标分别为来流攻角和升力系数，图中的虚线示出了改进前的翼梢小翼9的气动特性，实线示出了改进后的翼梢小翼9的气动特性。

可以看到，在来流攻角小于15°的情况下，在翼梢小翼9上开设小翼开缝11对于流经翼梢小翼9的表面边界层的气流来说在升力系数方面基本上没有太大变化；但在来流攻角大于15°且小于20°的范围内，在翼梢小翼9上开设小翼开缝11可以明显地增加升力系数，改善小翼流动分离并且降低高速巡航状态下的飞行阻力。

图5A、6A和7A分别示出了来流攻角为16°、17°和18°时流经未设置小翼开缝11的翼梢小翼9的表面边界层的气流梯度变化，可以看到随着来流攻角的增大，翼梢小翼9的尾端出现了较为明显的气流分离，从而对升力系数的增加产生了较为明显的不利影响。

图5B、6B和7B分别示出了来流攻角为16°、17°和18°时流经设有小翼开缝11的翼梢小翼9的表面边界层的气流梯度变化，可以看到随着来流攻角的增大，出现在翼梢小翼9尾端的气流分离明显减少，因此明显增加了升力系数，改善小翼流动分离并且降低高速巡航状态下的飞行阻力。

虽然以上结合了较佳实施例和附图对根据本发明的飞行器用翼梢小翼的外形设计以及工作原理进行了说明，但是本技术领域中的普通技术人员应当认识到，上述示例仅是用来说明的，而不能作为对本发明的限制。因此，可以在权利要求书的实质精神范围内对本发明进行修改和变型，这些修改和变型都将落在本发明的权利要求书所要求的范围之内。

Claims (11)

1.一种飞行器用翼梢小翼(9)，包括：

位于所述翼梢小翼(9)的基部区域的第一控制段(L1)；

位于所述翼梢小翼(9)的梢部区域的第三控制段(L3)；以及

位于所述第一控制段(L1)和所述第三控制段(L3)之间的第二控制段(L2)，并且

其中，所述第二控制段(L2)是流动控制段，其沿所述翼梢小翼(9)的展向的至少一部分开设有小翼开缝(11)，而所述第一控制段(L1)和所述第三控制段(L3)为非流动控制段。

2.如权利要求1所述的翼梢小翼(9)，其特征在于，所述小翼开缝(11)沿所述展向的长度不小于所述翼梢小翼(9)沿所述展向的总长度的30％至80％，优选地为50％。

3.如权利要求1所述的翼梢小翼(9)，其特征在于，所述小翼开缝(11)的宽度被设计成在翼梢小翼下表面(17)的开缝处具有第一宽度(D1)，并且在翼梢小翼上表面(16)的开缝处具有第三宽度(D3)，所述宽度从所述翼梢小翼下表面(17)朝向所述翼梢小翼上表面(17)单调变小。

4.如权利要求3所述的翼梢小翼(9)，其特征在于，所述第一宽度(D1)与所述第三宽度(D3)的比值大于1.1。

5.如权利要求3所述的翼梢小翼(9)，其特征在于，所述小翼开缝(11)的第一开缝形状控制面(14)和第二开缝形状控制面(15)被间隔开以构成S形渐缩曲面空间。

6.如权利要求5所述的翼梢小翼(9)，其特征在于，所述小翼开缝(11)在所述翼梢小翼下表面(17)开缝处的第一切线与所述翼梢小翼下表面(17)形成前缘入流夹角(θ1)，所述小翼开缝(11)在所述翼梢小翼上表面(16)开缝处的第二切线与所述翼梢小翼上表面(16)形成后缘出流夹角(θ2)，所述前缘入流夹角(θ1)和所述后缘出流夹角(θ2)均小于45°。

7.如权利要求3所述的翼梢小翼(9)，其特征在于，所述小翼开缝(11)的第一开缝形状控制面(14)和第二开缝形状控制面(15)被间隔开以构成梯形渐缩空间。

8.如权利要求7所述的翼梢小翼(9)，其特征在于，所述小翼开缝(11)与所述翼梢小翼下表面(17)形成前缘入流夹角(θ1)，所述小翼开缝(11)与所述翼梢小翼上表面(16)形成后缘出流夹角(θ2)，所述前缘入流夹角(θ1)和所述后缘出流夹角(θ2)均小于45°。

9.如权利要求3所述的翼梢小翼(9)，其特征在于，所述小翼开缝(11)在所述翼梢小翼上表面(16)的开缝起始位置处在当地弦长的5％至30％的范围内，所述小翼开缝(11)的宽度处在所述当地弦长的0.5％至3％的范围内。

10.如权利要求9所述的翼梢小翼(9)，其特征在于，所述小翼开缝(11)在所述翼梢小翼下表面(17)的开缝起始位置处在当地弦长的5％至30％的范围内，所述小翼开缝(11)的宽度处在所述当地弦长的0.5％至3％的范围内，所述翼梢小翼下表面(17)的开缝起始位置比所述翼梢小翼上表面(16)的开缝起始位置更靠前。

11.一种飞行器(1)，配备有如权利要求1至10中任一项所述的翼梢小翼(9)。

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