CN206050054U - 飞机机翼的翼尖装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种飞机机翼的翼尖装置，对称地设置在飞机的两侧机翼的翼尖部，其特征在于，在每侧机翼的翼尖部的外侧设置有：上小翼，上小翼沿着所述机翼长度方向平滑连接，并且向上弯曲翘起；中小翼，所述中小翼直接与所述上小翼的下表面连接，所述中小翼与所述上小翼的连接处至所述上小翼与所述机翼翼尖部的外侧端面的连接处之间的长度占整个所述上小翼的长度的20％至75％，所述中小翼向上弯曲、水平伸展或向下弯曲；下小翼，所述下小翼也直接与所述上小翼的下表面连接，所述下小翼沿着所述机翼长度方向向下弯曲。本实用新型能够有效地减少飞机机翼尖涡流的强度，减少三个小翼上的激波强度，流线型设计也更有利于减少阻力。

Description

飞机机翼的翼尖装置

技术领域

本实用新型涉及一种飞机机翼的翼尖装置，尤其是用于飞机主翼的翼尖装置。

背景技术

随着现代民机设计对减阻的要求越来越高，传统单一的翼稍小翼如上反式，鲨鱼鳍式以及涡扩散器等翼尖装置已经不能满足气动设计要求。飞机设计师们开始设计更为复杂的翼尖装置，以求获得更好的减阻效果。图1为B737MAX上使用的双羽状翼尖装置，相比传统的上反式翼稍小翼，在下翼面多加了一个翼尖朝下的小翼。朝下的小翼能阻挡下翼面的展向气流，削弱了整个翼尖的涡流的强度；并且其产生的涡流与朝上的小翼产生的涡流互相抑制，使整个翼尖的涡流的强度降低，从而降低了诱导阻力。但是双羽状翼尖装置中，其朝上和朝下的两个小翼相对较远，产生的涡流互相抑制的效果较弱，取得的减阻效果有限。同时，双羽状翼尖设计也带有多种棱角，增加了飞机机翼的阻力。

实用新型内容

为了解决上述技术问题，有效地减弱飞机机翼翼尖部的涡流，并减小飞机机翼阻力，本实用新型提供了一种飞机机翼的翼尖装置，对称地设置在飞机的两侧机翼的翼尖部，其特征在于，在每侧机翼的翼尖部的外侧设置有：

上小翼，上小翼翼根部与所述机翼翼尖部的外侧端面沿着所述机翼长度方向平滑连接，并且所述上小翼沿着所述机翼长度方向向上弯曲翘起；

中小翼，所述中小翼直接与所述上小翼的下表面连接，所述中小翼与所述上小翼的连接处至所述上小翼与所述机翼翼尖部的外侧端面的连接处之间的长度占整个所述上小翼的长度的20％至75％，所述中小翼沿着所述机翼长度方向向上弯曲、水平伸展或向下弯曲；

下小翼，所述下小翼也直接与所述上小翼的下表面连接，所述下小翼与所述上小翼的连接处比所述中小翼与所述上小翼的连接处更靠近所述上小翼与所述机翼翼尖部的外侧端面的连接处，所述下小翼沿着所述机翼长度方向向下弯曲。

较优选地，所述飞机机翼的翼尖装置为飞机主翼的翼尖装置。

较优选地，所述中小翼与所述上小翼的连接处至所述上小翼与所述机翼翼尖部的外侧端面的连接处之间的长度占整个所述上小翼的长度的30％至60％。

较优选地，所述中小翼与所述下小翼是与所述上小翼可拆卸的部件，所述中小翼与所述下小翼可拆卸地连接到所述上小翼下表面的对应位置上。

较优选地，在所述上小翼的长度方向上，所述下小翼与所述中小翼紧邻布置。

较优选地，在所述上小翼的长度方向上，所述下小翼与所述中小翼相邻距离为整个所述上小翼的长度的0％至15％。

较优选地，中小翼翼根部切平面与机翼所在平面的夹角记为γ1，所述夹角γ1的取值范围是：-15°≤γ1≤15°；中小翼在上小翼所在位置处的上小翼切平面与机翼所在平面的夹角记为α1，所述夹角α1的取值范围是：10°≤α1≤45°；下小翼在上小翼所在位置处的上小翼切平面与机翼所在平面的夹角记为β1，所述夹角β1的取值范围是：10°≤β1≤45°。

更优选地，中小翼翼根部切平面与机翼所在平面的夹角记为γ1，所述夹角γ1的取值范围是：-5°≤γ1≤5°；中小翼在上小翼所在位置处的上小翼切平面与机翼所在平面的夹角记为α1，所述夹角α1的取值范围是：10°≤α1≤45°；下小翼在上小翼所在位置处的上小翼切平面与机翼所在平面的夹角记为β1，所述夹角β1的取值范围是：10°≤α1≤β1≤45°。

较优选地，中小翼翼尖部切平面与机翼所在平面的夹角记为γ2，所述夹角γ2的取值范围是：-15°≤γ2≤15°；上小翼翼尖部切平面与机翼所在平面的夹角记为α2，所述夹角α2的取值范围是：10°≤α2＜90°；下小翼翼尖部切平面与机翼所在平面的夹角记为β2，所述夹角β2的取值范围是：10°≤β2＜90°。

更优选地，中小翼翼尖部切平面与机翼所在平面的夹角记为γ2，所述夹角γ2的取值范围是：-5°≤γ2≤5°；上小翼翼尖部切平面与机翼所在平面的夹角记为α2，所述夹角α2的取值范围是：10°≤α1≤α2＜90°；下小翼翼尖部切平面与机翼所在平面的夹角记为β2，所述夹角β2的取值范围是：10°≤β1≤β2＜90°。

较优选地，中小翼弦长占中小翼在上小翼所在位置处的上小翼当地弦长的比例是60％至90％；下小翼弦长占下小翼在上小翼所在位置处的上小翼当地弦长的比例是60％至90％。

较优选地，中小翼翼根后缘和/或下小翼翼根后缘，与上小翼后缘重合。

较优选地，中小翼弦长小于下小翼弦长。

较优选地，所述上小翼前缘与所述机翼前缘为光滑连接，和/或所述上小翼后缘与所述机翼后缘为光滑连接。

较优选地，所述上小翼翼根部的扭转角与所述机翼翼尖部的扭转角相同。

较优选地，所述上小翼为与所述机翼翼尖部相融合的鲨鱼鳍式小翼。

较优选地，所述上小翼前缘，和/或所述中小翼前缘，和/或所述下小翼前缘，呈大后掠的样条曲线。

较优选地，所述上小翼后缘采用与所述上小翼前缘相同的样条曲线，和/或所述中小翼后缘采用与所述中小翼前缘相同的样条曲线，和/或所述下小翼后缘采用与所述下小翼前缘相同的样条曲线。

较优选地，所述上小翼，和/或所述中小翼，和/或所述下小翼，采用超临界翼型。

本实用新型的飞机机翼的翼尖装置，比双羽状翼尖的两个分开的翼尖中间多加了一个相当于飞机机翼延伸段的中翼尖，从而形成了从上到下的三个小翼。这三个小翼产生的涡流距离相对较近，并且三个产生的涡流之间存在强烈的互相抑制，使得整个飞机机翼翼尖涡流的强度大为降低。与此同时，本实用新型的飞机机翼的翼尖装置采用了流线型设计，更有利于减少阻力。由此，相比于双羽状翼尖装置，本实用新型的飞机机翼的翼尖装置拥有更好的减阻能力。

附图说明

图1是现有技术中的飞机机翼的翼尖装置。

图2是本实用新型的优选的飞机机翼的翼尖装置的立体示意图。

图3是本实用新型的优选的飞机机翼的翼尖装置从另一个角度观察到的立体示意图。

图4是图2中的本实用新型的优选的飞机机翼的翼尖装置的前视图。

图5是图2中的本实用新型的优选的飞机机翼的翼尖装置的左视图。

图6是图2中的本实用新型的优选的飞机机翼的翼尖装置的俯视图。

图7是本实用新型的优选的飞机机翼的翼尖装置的三个小翼的翼尖涡的相互作用原理示意图。

图8是本实用新型的优选的飞机机翼的翼尖装置的三个小翼的翼根部前缘的弦向位置示意图。

图9是本实用新型的优选的飞机机翼的翼尖装置中的各个小翼的相对位置示意图。

图10是本实用新型的优选的飞机机翼的翼尖装置中的各个小翼的翼根部夹角示意图。

图11是本实用新型的优选的飞机机翼的翼尖装置中的各个小翼的翼尖部夹角示意图。

图12是本实用新型的优选的飞机机翼的翼尖装置中的各个可拆卸小翼的示意图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实例对本实用新型作进一步详细的说明。为了论述的方便，采用“上”、“下”、“左”、“右”对各个示意图中的方位进行指示，有利于论述的展开。根据本实用新型的特点，具体实施方式在图2中表示了XYZ的坐标***，并且在其后的有些附图中用到了XOY面视图、YOZ面视图、ZOX面视图，在阅读这些附图时，可以结合图2中的立体图进行理解。

如图2所示，是本实用新型的飞机机翼的翼尖装置优选实施例，特别地，是飞机主翼的翼尖装置优选实施例。尽管如此，本领域技术人员能够理解，本实用新型的技术方案也是可以用于尾翼上的，可以根据尾翼的尺寸，进行相应地应用。

如图2和图3所示，结合本实用新型的优选的飞机主翼的翼尖装置的前视图4、左视图5、俯视图6，展示了飞机一侧的主翼1，能够理解，在飞机另一侧的主翼是与此对称的。

如图2至图6所示，在主翼1的翼尖部100的外侧设置有上小翼2、中小翼3、下小翼4。较优选地，各个小翼，均采用超临界翼型。

如图2至图6中，上小翼翼根部210与主翼翼尖部100的外侧端面沿着主翼长度方向平滑连接，并且上小翼2沿着主翼长度方向向上弯曲翘起。如图2和图3所示，对于上小翼翼根部210的截面，采用透视图进行描绘，显示出图2或3中的上小翼翼根部截面上轮廓线211和上小翼翼根部截面下轮廓线212。此处的上小翼翼根部截面上轮廓线211和上小翼翼根部截面下轮廓线212是展示的需要，实际上，在真实部件中，此处是平滑连续过渡的。

如图2至图6所示，中小翼3直接与上小翼2的下表面连接，结合图9所示，中小翼3与上小翼3的连接处至上小翼2与主翼翼尖部100的外侧端面的连接处之间的长度L3占整个上小翼2的长度L2的20％至75％，可以优选为30％至60％。中小翼3沿着主翼长度方向可以向上弯曲、水平伸展或向下弯曲，可以根据实际需要进行选择。从图2中，对于中小翼翼根部310的截面，采用透视图进行描绘，显示出图2中的中小翼翼根部截面上轮廓线311和中小翼翼根部截面下轮廓线312。

如图2至图6中所示，下小翼4也直接与上小翼2的下表面连接，下小翼4与上小翼2的连接处比中小翼3与上小翼2的连接处更靠近上小翼2与主翼翼尖部100的外侧端面的连接处，下小翼4沿着主翼长度方向向下弯曲。在图2中，对于下小翼翼根部410的截面，采用透视图进行描绘，显示出图2中的下小翼翼根部截面上轮廓线411和下小翼翼根部截面下轮廓线412。

如图2至图6所示，上小翼2和主翼1为融合式设计，其中以上小翼2作为与主翼1的主要连接件，可保证主翼上表面的压力分布形态不被破坏，同时上小翼2与主翼1采用融合式设计可以较为方便地把中小翼3和下小翼4安装到作为承力件的上小翼2相应位置处。

根据图2并结合图12所示，可以理解，中小翼3与下小翼4是与上小翼2可拆卸的部件，中小翼3与下小翼4可拆卸地连接到上小翼2下表面的对应位置上。如图4和图9所示，一种优选的布置方法是，在上小翼2的长度方向上，下小翼4与中小翼3可以设置为紧邻布置；另一种优选的布置方法是，在上小翼2的长度方向上，下小翼4与中小翼3相邻距离为整个上小翼的长度的0％至15％。在这两种优选布置方式中，均可以在考虑到结构因素的前提下，使得紧邻布置更为有效，中小翼3与下小翼的紧邻布置，有利于更好地利用上述图7中的翼尖气体涡流的相互作用原理，对于此原理在后会有详细说明。如图2所示，此处的各个小翼不是简单的“插”到主翼1上，而是主翼1通过曲面平滑过渡连接，实现了融合式的设计，降低了非流线型过渡可能导致的阻力。

从图12中可知，有两种装配的方法，第一种方法是把可拆卸式的中小翼3与下小翼4先安装到上小翼2的对应位置，形成一个固定整体，把上小翼2安装到主翼1上；第二种方法是把上小翼2先安装到主翼1上，然后再把可拆卸式的中小翼3与下小翼4安装到上小翼2的对应位置。这两种装配方法都是可行的，可以根据具体情况进行装配。

如图8所示，展示了本实用新型的优选的飞机主翼的翼尖装置的三个小翼的翼根部前缘的弦向位置示意图。中小翼弦长35占中小翼3在上小翼2所在位置处的上小翼当地弦长235的比例是60％至90％；下小翼弦长45占下小翼4在上小翼2所在位置处的上小翼当地弦长245的比例是60％至90％。结合图2所示，飞机主翼1与上小翼2优选采用融合式设计，上小翼2可视为飞机主翼1的延伸段，如图8所示，中小翼弦长35和下小翼弦长45可以分别占当地弦长的比例相同，均为60％至90％之间的某个确定数值，且中小翼弦长35小于下小翼弦长45。

结合图6所示，中小翼翼根后缘39和下小翼翼根后缘49，均与上小翼后缘29重合，上小翼前缘28与主翼前缘18为光滑连接，上小翼后缘29与主翼后缘19也为光滑连接。上小翼翼根部29的扭转角与主翼翼尖部100的扭转角相同。上小翼2为与主翼翼尖部100相融合的鲨鱼鳍式小翼，上小翼前缘28、中小翼前缘38、下小翼前缘48，均呈大后掠的样条曲线。上小翼后缘29采用与上小翼前缘28相同的样条曲线，中小翼后缘39采用与中小翼前缘38相同的样条曲线，下小翼后缘49采用与下小翼前缘48相同的样条曲线。三个小翼均采用大后掠的布局形式，流线型设计也更为完善，并且采用超临界翼型，可非常有效地减少三个小翼上的激波强度，减少阻力，降低涡流。

如图10所示，展示了本实用新型的优选的飞机主翼的翼尖装置中的各个小翼的翼根部夹角示意图。中小翼翼根部切平面与主翼所在平面的夹角记为γ1，夹角γ1的优选取值范围是：-15°≤γ1≤15°；夹角γ1的更优选取值范围是，-5°≤γ1≤5°。很特别地，在此优选实施例中，夹角γ1＝0°，在此情形下，中小翼翼根部切平面与主翼所在平面正好平行。中小翼3在上小翼2所在位置处的上小翼切平面与主翼所在平面的夹角记为α1，夹角α1的取值范围是：10°≤α1≤45°。下小翼4在上小翼2所在位置处的上小翼切平面与主翼所在平面的夹角记为β1，夹角β1的取值范围是：10°≤β1≤45°，夹角β1的更优选取值范围是：10°≤α1≤β1≤45°。

如图11所示，展示了本实用新型的优选的飞机主翼的翼尖装置中的各个小翼的翼尖部夹角示意图。中小翼翼尖部切平面与主翼所在平面的夹角记为γ2，夹角γ2的取值范围是：-15°≤γ2≤15°夹角γ2的更优选取值范围是，-5°≤γ2≤5°。上小翼翼尖部切平面与主翼所在平面的夹角记为α2，夹角α2的取值范围是：10°≤α2＜90°，夹角α2的更优选取值范围是：10°≤α1≤α2＜90°下小翼翼尖部切平面与主翼所在平面的夹角记为β2，夹角β2的取值范围是：10°≤β2＜90°，夹角β2的更优选取值范围是：10°≤β1≤β2＜90°。

如图7所示，展示了本实用新型的优选的飞机机翼的翼尖装置的三个小翼的翼尖涡的相互作用原理示意图。位于主翼翼尖1上的三个小翼设计，从上到下布置了三个独立的小翼，每个小翼都会产生翼尖涡。如图7中所示，三个小翼的翼尖部的气流涡流的旋转方向相同，因此，当三个小翼的翼尖部大体上呈从上朝下布置时，上小翼翼尖部26下方的涡流方向与中小翼翼尖部36上方的涡流方向相反，从而形成气流相互抑制或抵消之势。同理，中小翼翼尖部36下方的涡流方向与下小翼翼尖部46上方的涡流方向相反，从而也形成气流相互抑制或抵消之势。由于不同气流涡流互相抑制或抵消，有效降低了整个翼尖的气流涡流的强度，进而使机翼翼尖部阻力大大降低。

对实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本实用新型。对实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本实用新型的精神或范围的情况下，在其他实施例中实现。因此，本实用新型将不会被限制于本文所示的实施例，凡采用等同替换或等效变换的方式所获得的技术方案，均落在本实用新型的保护范围内。综上所述仅为实用新型的较佳实施例而已，并非用来限定本实用新型的实施范围。即凡依本实用新型申请专利范围的内容所作的等效变化与修饰，都应为本实用新型的技术范畴。

Claims (19)

1.一种飞机机翼的翼尖装置，对称地设置在飞机的两侧机翼的翼尖部，其特征在于，在每侧机翼的翼尖部的外侧设置有：

上小翼，上小翼翼根部与所述机翼翼尖部的外侧端面沿着所述机翼长度方向平滑连接，并且所述上小翼沿着所述机翼长度方向向上弯曲翘起；

中小翼，所述中小翼直接与所述上小翼的下表面连接，所述中小翼与所述上小翼的连接处至所述上小翼与所述机翼翼尖部的外侧端面的连接处之间的长度占整个所述上小翼的长度的20％至75％，所述中小翼沿着所述机翼长度方向向上弯曲、水平伸展或向下弯曲；

下小翼，所述下小翼也直接与所述上小翼的下表面连接，所述下小翼与所述上小翼的连接处比所述中小翼与所述上小翼的连接处更靠近所述上小翼与所述机翼翼尖部的外侧端面的连接处，所述下小翼沿着所述机翼长度方向向下弯曲。

2.根据权利要求1所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述飞机机翼的翼尖装置为飞机主翼的翼尖装置。

3.根据权利要求1所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述中小翼与所述上小翼的连接处至所述上小翼与所述机翼翼尖部的外侧端面的连接处之间的长度占整个所述上小翼的长度的30％至60％。

4.根据权利要求1、2或3所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述中小翼与所述下小翼是与所述上小翼可拆卸的部件，所述中小翼与所述下小翼可拆卸地连接到所述上小翼下表面的对应位置上。

5.根据权利要求1、2或3所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，在所述上小翼的长度方向上，所述下小翼与所述中小翼紧邻布置。

6.根据权利要求1、2或3所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，在所述上小翼的长度方向上，所述下小翼与所述中小翼相邻距离为整个所述上小翼的长度的0％至15％。

7.根据权利要求1所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，

中小翼翼根部切平面与机翼所在平面的夹角记为γ1，所述夹角γ1的取值范围是：-15°≤γ1≤15°；

中小翼在上小翼所在位置处的上小翼切平面与机翼所在平面的夹角记为α1，所述夹角α1的取值范围是：10°≤α1≤45°；

下小翼在上小翼所在位置处的上小翼切平面与机翼所在平面的夹角记为β1，所述夹角β1的取值范围是：10°≤β1≤45°。

8.根据权利要求7所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，

中小翼翼根部切平面与机翼所在平面的夹角记为γ1，所述夹角γ1的取值范围是：-5°≤γ1≤5°；

中小翼在上小翼所在位置处的上小翼切平面与机翼所在平面的夹角记为α1，所述夹角α1的取值范围是：10°≤α1≤45°；

下小翼在上小翼所在位置处的上小翼切平面与机翼所在平面的夹角记为β1，所述夹角β1的取值范围是：10°≤α1≤β1≤45°。

9.根据权利要求7或8所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，

中小翼翼尖部切平面与机翼所在平面的夹角记为γ2，所述夹角γ2的取值范围是：-15°≤γ2≤15°；

上小翼翼尖部切平面与机翼所在平面的夹角记为α2，所述夹角α2的取值范围是：10°≤α2＜90°；

下小翼翼尖部切平面与机翼所在平面的夹角记为β2，所述夹角β2的取值范围是：10°≤β2＜90°。

10.根据权利要求9所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，中小翼翼尖部切平面与机翼所在平面的夹角记为γ2，所述夹角γ2的取值范围是：-5°≤γ2≤5°；

上小翼翼尖部切平面与机翼所在平面的夹角记为α2，所述夹角α2的取值范围是：10°≤α1≤α2＜90°；

下小翼翼尖部切平面与机翼所在平面的夹角记为β2，所述夹角β2的取值范围是：10°≤β1≤β2＜90°。

11.根据权利要求1、2或3所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，

中小翼弦长占中小翼在上小翼所在位置处的上小翼当地弦长的比例是60％至90％；

下小翼弦长占下小翼在上小翼所在位置处的上小翼当地弦长的比例是60％至90％。

12.根据权利要求11所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，中小翼翼根后缘和/或下小翼翼根后缘，与上小翼后缘重合。

13.根据权利要求12所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，中小翼弦长小于下小翼弦长。

14.根据权利要求1、2或3所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述上小翼前缘与所述机翼前缘为光滑连接，和/或所述上小翼后缘与所述机翼后缘为光滑连接。

15.根据权利要求1、2或3所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述上小翼翼根部的扭转角与所述机翼翼尖部的扭转角相同。

16.根据权利要求1、2或3所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述上小翼为与所述机翼翼尖部相融合的鲨鱼鳍式小翼。

17.根据权利要求1、2或3所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述上小翼前缘，和/或所述中小翼前缘，和/或所述下小翼前缘，呈大后掠的样条曲线。

18.根据权利要求17所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述上小翼后缘采用与所述上小翼前缘相同的样条曲线，和/或所述中小翼后缘采用与所述中小翼前缘相同的样条曲线，和/或所述下小翼后缘采用与所述下小翼前缘相同的样条曲线。

19.根据权利要求1、2或3所述的飞机机翼的翼尖装置，其特征在于，所述上小翼，和/或所述中小翼，和/或所述下小翼，采用超临界翼型。