保持机翼横向静稳定性不变的微下反式翼梢小翼及机翼的制作方法

本发明属于飞机机翼设计领域，特别是一种保持机翼横向静稳定性不变的微下反式翼梢小翼及机翼。

背景技术：

运输类飞机在巡航飞行时飞机的耗油率直接正比于阻力，因此气动减阻对提升飞机续航性能，降低运行成本具有重大意义。飞机巡航飞行时气动阻力的约60％为零升阻力，约40％为诱导阻力，其中前者主要由飞机浸润面积和流线性决定，在一定技术水平下难以进一步降低。后者主要体现为机翼翼尖涡导致的能量损失，通过机翼翼尖外形的优化设计减弱翼尖涡流，可以显著降低诱导阻力。发明于上世纪70年代末的机翼翼梢小翼是一种广泛采用的降低诱导阻力的设计措施。翼梢小翼的设计还需要考虑结构承载能力的限制，一般以机翼翼根处的弯矩大小作为约束条件。传统的翼梢小翼示意图见图1。

传统的翼梢小翼通常采用较大的上反角(即翼梢小翼平面与机翼平面的夹角)，虽然气动阻力相对原始机翼降低，但其上反效应导致飞机的横向静稳定性明显增加，增加幅度可达100％量级，对飞机的横向-航向力矩稳定性匹性设计造成了很大影响。对于中大型客机可以采用主动增稳技术来克服这一缺陷，但对于小型飞机由于成本限制等因素不能采用主动增稳，这种翼梢小翼带来的过大的横向静稳定性就会导致飞机操稳特性恶化，甚至不能满足适航要求或技术指标要求。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种能够保持机翼横向静稳定性不变的微下反式翼梢小翼及机翼，一方面降低气动阻力，一方面避免翼梢小翼上反，使机翼的横向静稳定性保持不变，从而能够广泛适用于各种类型的飞机使用。

实现本发明目的的技术解决方案为：

一种能够保持机翼横向静稳定性不变的微下反式翼梢小翼，所述翼梢小翼采用下反角；所述翼梢小翼与机翼之间的安装角呈负安装角；所述翼梢小翼为具有正弯度的截面形状；所述翼梢小翼与机翼之间设置光滑的过渡段进行连接。

进一步的，所述翼梢小翼1下反角为7.5°。

进一步的，所述翼梢小翼的翼型最大厚度与弦长之比为12％。

进一步的，所述翼梢小翼与机翼之间的安装角为-8°。

进一步的，所述翼梢小翼及过渡段总展长为翼尖弦长的0.77倍。

一种通用飞机的机翼和翼梢小翼组合体，包括微下反式翼梢小翼。

本发明与现有技术相比，其显著优点是：

微下反式翼梢小翼下反角为7.5°，通过优化选择翼型、展长和安装角，在翼梢小翼上产生了适中的升力，翼梢小翼尖部和机翼尖部同时产生了同向旋转的两个翼尖涡，这两个涡起到了相互削弱的作用，从而降低了总的翼尖涡强度，减小了诱导阻力，减阻效果不低于传统翼梢小翼。翼梢小翼下反角越大则机翼横向静稳定性越小，采用7.5°下反角可以将机翼的横向静稳定性基本保持不变，从而能够广泛适用于各种类型的飞机使用。

附图说明

图1为背景技术传统翼梢小翼示意图。

图2为原始机翼示意图。

图3为本实施例的微下反式翼梢小翼结构示意图。

图4为本实施例的微下反式翼梢小翼与传统翼梢小翼、原始机翼阻力特性对比曲线图。

图5为本实施例的微下反式翼梢小翼与传统翼梢小翼、原始机翼滚转力矩系数对比曲线图。

图6为本实施例的微下反式翼梢小翼后方0.5m处横截面内的速度矢量图。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步的介绍。

结合图3，本实施例中的一种能够保持机翼横向静稳定性不变的微下反式翼梢小翼，翼梢小翼1采用了7.5°的下反角，即翼梢小翼平面与机翼平面呈-7.5°夹角；翼梢小翼1与机翼2之间的安装角呈负安装角，即翼梢小翼头部低头一定角度后与机翼安装结合；翼梢小翼1为具有正弯度的截面形状，即翼梢小翼截面有弯度且弯度方向向上；翼梢小翼采用最大厚度与弦长之比为12％的翼型，具体为naca4412翼型；翼梢小翼1与机翼2之间设置光滑的过渡段3进行连接。

图2中原始机翼不安装翼梢小翼，用作评估翼梢小翼气动特性的对比基准。本实施例中所述翼梢小翼1及过渡段3总展长为原始机翼翼尖弦长的0.77倍(即0.77ct)。

进一步的，所述翼梢小翼1与机翼2之间的安装角为-8°。

所选定的翼型、下反角、展长和安装角是相互关联的，并通过参数矩阵优选得到的，各参数的作用如下：采用的7.5°的下反角可以调节机翼的横向静稳定性，翼梢小翼下反角越大则机翼横向静稳定性越小，横向稳定性的过大或过小均可能导致飞行特性的恶化，甚至不能满足适航或设计指标要求，采用7.5°下反角可以将机翼的横向静稳定性基本保持不变，从而保持了飞机原有的飞行特性；-8°的安装角和0.77倍翼尖弦长的展长用于调节机翼与翼梢小翼1的载荷，使机翼2的翼根弯矩与传统翼梢小翼相当，安装角和展长偏离所给出的数值会导致气动特性劣化或翼根弯矩增大等不利影响；采用12％相对厚度的翼型的失速特性优良；过渡段使翼梢小翼1能够光顺连接至机翼2且不产生附加的气流分离和阻力。

微下反式翼梢小翼下反角为7.5°，通过优化选择翼型、展长和安装角，在小翼上产生了适中的升力，小翼尖部和机翼尖部同时产生了同向旋转的两个翼尖涡，这两个涡起到了相互削弱的作用，从而降低了总的翼尖涡强度，减小了诱导阻力，这一流动特点可通过机翼后方0.5m处横截面内的速度矢量图观察，见图6。

本发明采用数值计算方法评估了微下反式翼梢小翼、传统翼梢小翼和原始机翼的阻力特性和横向力矩特性见图4、图5。可见微下反式翼梢小翼的气动阻力相对原始机翼明显降低，相对传统翼梢小翼也有优势。滚转力矩系数曲线随侧滑角β的斜率clβ即为横向静稳定性，滚转力矩系数随侧滑角β偏导数clβ绝对值大小表征了横向静稳定性的大小，从曲线可见传统翼梢小翼的clβ相对原始机翼增加了约150％，而微下反式翼梢小翼clβ与原始机翼基本一致。

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