CN112173065A - 一种应用于倾转机翼飞机的机翼 - Google Patents

Abstract

本发明属于垂直/短距起降飞行器技术领域，具体涉及一种应用于倾转机翼飞机的机翼。主要分为机翼主体，机翼后缘气动装置，机翼前缘气动装置。其中机翼后缘气动装置通过可以旋转的连接机构固定于机翼主体后缘，机翼前缘气动装置固定于机翼前缘，位于机内的控制装置可以根据机翼迎角自动设置合适的后缘气动装置的角度。通过为机翼设置前后缘气动装置，人为的降低机翼升力受迎角的影响，大幅度的推迟失速发生的机翼迎角，使机翼的升力直到发动机竖起达到足够高角度时都是可控的，让全机的控制可以实现从机翼到发动机的无缝衔接，大幅提高转换阶段的可控性与安全性。

Description

一种应用于倾转机翼飞机的机翼

技术领域

本发明属于垂直/短距起降飞行器技术领域，具体涉及一种应用于倾转机翼飞机的机翼。

背景技术

垂直起降飞行器可以在狭小场地内起降，并可以执行从远程高速到低空低速等广泛领域的复杂任务，是未来飞行器发展的重要方向。倾转机翼飞机是其中一种重要的布局形式，其具有倾转结构简单、可以布置较多发动机、推进发动机可用于提供悬停推力等优势。

常见的倾转机翼飞机由于飞行速度较低(0.7马赫以下)，发动机数量较多(2台以上)，难以使用较大前、后掠角的机翼或是小展弦比机翼，只能使用中、大展弦比甚至是超大展弦比平直翼或小前、后掠机翼。这样的机翼普遍存在机翼升力系数受机翼迎角影响变化敏感，失速发生较早的特点。对于倾转机翼飞机而言，由于发动机被固定于机翼上，在减速阶段要使发动机从平飞所需的水平位置旋转到悬停所需的竖直位置，必须将机翼扬起，因此机翼会在很早进入深度失速状态，机翼舵面将失效甚至反效，机翼升力也不再可控，飞机的可控性将会在转换早期大幅度下降，直到发动机竖起到一定角度之后才可以重新通过调整发动机推力来对飞行器姿态进行控制。

现有的倾转机翼飞机普遍选择使用展弦比相对较小的机翼减小机翼对迎角的敏感程度，通过增加转换飞行高度，加快倾转过程来减小升力失控造成的影响，这样的转换方式会对转换过程提出较为严苛的条件，飞机也将短暂进入操纵困难的阶段，极大的增加了飞信器减速阶段的不可靠性。

发明内容

本发明的目的：提出一种应用于倾转机翼飞机的机翼，通过为机翼设置前后缘气动装置，人为的降低机翼升力受迎角的影响，大幅度的推迟失速发生的机翼迎角，使机翼的升力直到发动机竖起达到足够高角度时都是可控的，让全机的控制可以实现从机翼到发动机的无缝衔接，大幅提高转换阶段的可控性与安全性。

本发明的技术方案：

一种应用于倾转机翼飞机的机翼，包括：机翼主体、机翼后缘气动装置和机翼前缘气动装置；

所述机翼前缘气动装置设置于机翼前缘，所述机翼前缘气动装置可将额外气体引至机翼上表面；

所述机翼后缘气动装置通过可以旋转的连接机构固定于机翼主体后缘；所述机翼后缘气动装置可相对于当地翼型弦线向上偏转。

进一步，所述机翼后缘气动装置形状为襟翼舵面状，机翼后缘气动装置宽度不小于当地机翼弦长的25％。

进一步，所述机翼后缘气动装置与机翼主体铰接，所述机翼后缘气动装置在机翼来流迎角超过10°时开始工作，机翼后缘气动装置向上偏转角度取值范围在机翼来流迎角数值±10°之间。

进一步，所述机翼后缘气动装置通过滑轨或伸缩机构与机翼主体连接，所述机翼后缘气动装置在机翼来流迎角超过10°时开始工作，机翼后缘气动装置向上偏转角度取值范围在机翼来流迎角数值±10°之间。

进一步，所述机翼后缘气动装置含有多片舵面，通过铰链、滑轨或伸缩机构中的一种或多种结构与机翼主体连接，所述机翼后缘气动装置在机翼来流迎角超过10°时开始工作，机翼后缘气动装置至少有一片舵面向上偏转角度不小于机翼来流迎角数值-10°。

进一步，所述机翼前缘气动装置为固定或伸缩式的前缘缝翼。

进一步，所述机翼前缘气动装置为固定或伸缩式的涡流发生器。

进一步，所述机翼前缘气动装置为开缝式吹气装置，所述机翼前缘气动装置用于从发动机或机身内部其他气源引气并从机翼前缘吹至机翼上表面。

进一步，所述机翼主体的展弦比不小于5。上述机翼设计只适用于展弦比大于5的大展弦比机翼。

本发明有益效果：

本发明提出一种应用于倾转机翼飞机的机翼，将使翼型升力可控的最大迎角从常规的15°左右提高到40°左右，倾转机翼飞机在应用该设计后，机翼配合螺旋桨滑流的影响，整个机翼升力可控的最大迎角将达到50°级别，而发动机将在上扬到30°后可以有效控制升力。整个飞机的升力控制形式将由过去的“高效的机翼控制(0-15°)-低效或无效的机翼控制(15-20°)-低效或无效的发动机控制(20-30°)-高效的发动机控制(30-90°)”变为“高效的机翼控制(0-30°)-高效的机翼及发动机联合控制(30-50°)-高效的发动机控制(50-90°)”，从而实现全机的升力在全迎角范围下实现高效控制，大幅提高倾转机翼飞机在转换阶段的控制性能与安全性。

另一方面，由于使用该襟翼***后翼型的失速被大幅度推迟，倾转机翼飞机将可以忽略大展弦比机翼对迎角敏感的特性，从而根据巡航性能、悬停性能或其他要求设计大展弦比甚至超大展弦比机翼，拓宽了倾转机翼飞机的应用范围，提高倾转旋翼飞机的巡航性能、悬停性能和任务性能。。

附图说明

图1是应用于倾转机翼飞机的机翼结构示意图；

图2是机翼平飞工作原理图；

图3是机翼大迎角飞行工作原理图；

编号说明：11机翼主体，12机翼后缘气动装置，13机翼前缘气动装置，14连接机构，15控制装置。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

一种应用于倾转机翼飞机的机翼设计结构如图1所示，主要分为机翼主体11，机翼后缘气动装置12，机翼前缘气动装置13。其中机翼后缘气动装置12通过可以旋转的连接机构14固定于机翼主体11后缘，机翼前缘气动装置13固定于机翼前缘，位于机内的控制装置15可以根据机翼迎角自动设置合适的后缘气动装置的角度。

工作原理：

在飞机水平飞行时***工作状况如图2。机翼后缘气动装置将与机翼主体角度相同或在较小的角度之内，其上下表面与机翼主体上下表面只存在较小的夹角，二者共同形成完整的机翼外形。同时在较小的迎角下，前缘气动装置对气流影响较小，三者共同的气动效果类似于普通的机翼。以此保证机翼在小迎角状态下可以正常工作。

在机翼倾转，机翼迎角增大的情况下***工作状况如图3。后缘装置将在铰链的控制下相对机翼主体向上偏转，使气流既不会在后缘装置下表面产生大面积分离，又不会在后缘上表面形成强烈的返流。同时前缘装置将发生作用，通过产生湍流或向机翼上表面输送气流或二者共同作用流诱导气流就近在机翼上表面分离。以此使机翼前缘与后缘的气流分离情况都得到控制，机翼上表面的流场将变得稳定可控。

大展弦比机翼，展弦比大于5，对来流迎角较为敏感，较容易出现失速现象，其具体表现形式为机翼上表面气流分离，不再沿机翼表面流动；机翼后缘，气流无法在尖锐点分离，气流会绕过后缘尖锐点附着于后缘上表面，逆行一段后再于后缘上表面分离，使得机翼无法正常工作。

本设计中机翼后缘气动装置的目的在于：在大迎角工况下将机翼后缘尖点上移，降低机翼后缘下表面的气压，使得气流不容易绕过后缘，准确地在机翼后缘分离，因此该后缘装置必须具有超过25％的弦长尺寸，否则尺寸过小无法对机翼气压分布进行调整；机翼后缘气动装置在机翼来流迎角超过10°时开始向上偏转，机翼后缘气动装置向上偏转角度取值范围在机翼来流迎角数值±10°之间。当机翼来流迎角大于30°时，后缘气动装置上偏角度需要超过20°，否则在机翼迎角超过30°时机翼后缘迎角依然超过10°，后缘气动装置本身也会发生失速现象，无法阻止气流绕过机翼后缘。

本设计中机翼前缘气动装置的目的在于：在大迎角状态为机翼上表面提供额外的空气流量，其中前缘缝翼是从机翼下表面取得额外空气，涡流发生器是从机翼上方远离表面的区域取得额外空气，开缝吹气装置将从发动机或机内其他气源取得额外空气。额外空气的引入将产生两个效果：1，将机翼上表面空气加速，提高空气相对于机翼的动能，使得气流更易附着于机翼上表面，延迟气流分离情况；2，提供额外的空气流量，适当增高机翼上表面气压，使得附着于机翼上表面的气流不易被低压吸走，同样延迟气流分离情况。

在二者的共同作用下，机翼上表面的气流分离被推迟，机翼后缘的气流不会绕过后缘，在机翼的后缘尖锐点分离，最终的结果是机翼的失速现象大幅度推迟，根据流体力学计算显示，失速发生的迎角从原来的15°推迟到了将近40°。

工作方式：当飞机由平飞状态减速转向悬停状态时，首先启动机翼前缘装置，然后逐渐加大机翼迎角。随着机翼迎角增加逐渐加大机翼后缘装置的上偏角度，上偏角度取值范围为机翼迎角数值±10°之间，如机翼迎角15°，则机翼后缘装置上篇角度应当在5°～25°间。通常当机翼来流迎角大于30°时，机翼后缘气动装置向上偏转不小于20°；后缘气动装置上偏角度最大为30°；当机翼迎角达到40°时，由于机翼主体迎角已经实在太大，严重干扰了空气流场，即便依靠机翼前后缘装置也无法再继续保持机翼流场，机翼将在40°附近的某一迎角下发生失速现象。因此，40°迎角是该机翼设计的最大工作迎角，当机翼迎角超过40°时，飞机应当采用过失速方式机动。相比起普通机翼在15～20°发生失速，该机翼设计大大提高了机翼在非失速状态的工作迎角范围，帮助发动机获得足够迎角有效控制姿态。

当机翼迎角低于10°时，机翼本身就可以正常工作，不会发生失速效应，此时若打开机翼后缘装置，机翼升力将会受到影响，机翼效率将会下降，所以当来流迎角小于10°时不建议打开机翼后缘装置。机翼迎角小于10°时前缘装置的开关与否除了少量增加机翼阻力外几乎不会对机翼升力造成影响，所以采用前缘缝翼或涡流发生器设计时可以采用固定式设计，即可以处于常开状态。前缘缝翼或涡流发生器设计也可根据需要采用收放式设计，以降低巡航状态的阻力，只在倾转动作开始之前提前打开。当采用开缝式吹气装置时，其在打开时机翼的升力增加阻力减小，会对机翼的工作带来额外的好处，但是会造成发动机负荷增大，所以巡航时不建议常开，只需在机翼倾转动作开始之前提前打开即可。

以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种应用于倾转机翼飞机的机翼，其特征在于，所述机翼包括：机翼主体、机翼后缘气动装置和机翼前缘气动装置；

所述机翼前缘气动装置设置于机翼前缘，所述机翼前缘气动装置可将额外气体引至机翼上表面；

所述机翼后缘气动装置通过可以旋转的连接机构固定于机翼主体后缘；所述机翼后缘气动装置可相对于当地翼型弦线向上偏转。

2.根据权利要求1所述的一种应用于倾转机翼飞机的机翼，其特征在于，所述机翼后缘气动装置形状为襟翼舵面状，机翼后缘气动装置宽度不小于当地机翼弦长的25％。

3.根据权利要求2所述的一种应用于倾转机翼飞机的机翼设计，其特征在于，所述机翼后缘气动装置与机翼主体铰接，所述机翼后缘气动装置在机翼来流迎角超过10°时开始向上偏转，机翼后缘气动装置向上偏转角度取值范围在机翼来流迎角数值±10°之间。

4.根据权利要求2所述的一种应用于倾转机翼飞机的机翼，其特征在于，所述机翼后缘气动装置通过滑轨或伸缩机构与机翼主体连接，所述机翼后缘气动装置在机翼来流迎角超过10°时向上偏转，当机翼来流迎角大于30°时，机翼后缘气动装置向上偏转角度取值范围在机翼来流迎角数值±10°之间。

5.根据权利要求2所述的一种应用于倾转机翼飞机的机翼，其特征在于，所述机翼后缘气动装置含有多片舵面，通过铰链、滑轨或伸缩机构中的一种或多种结构与机翼主体连接，所述机翼后缘气动装置在机翼来流迎角超过10°时向上偏转，机翼后缘气动装置至少有一片舵面向上偏转角度不小于机翼来流迎角数值-10°。

6.根据权利要求2所述的一种应用于倾转机翼飞机的机翼，其特征在于，所述机翼前缘气动装置为固定或伸缩式的前缘缝翼。

7.根据权利要求2所述的一种应用于倾转机翼飞机的机翼，其特征在于，所述机翼前缘气动装置为固定或伸缩式的涡流发生器。

8.根据权利要求2所述的一种应用于倾转机翼飞机的机翼，其特征在于，所述机翼前缘气动装置为开缝式吹气装置，所述机翼前缘气动装置用于从发动机或机身内部其他气源引气并从机翼前缘吹至机翼上表面。

9.根据权利要求1所述的一种应用于倾转机翼飞机的机翼，其特征在于，所述机翼主体的展弦比不小于5。

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