[發明專利]機翼結構及飛機

有效

• 申請號: 201410001383.4
• 申請日: 2014-01-02
• 公開（公告）號: CN104192294A
• 公開（公告）日: 2014-12-10
• 發明（設計）人: 夏明;時兵
• 申請（專利權）人: 中國商用飛機有限責任公司北京民用飛機技術研究中心;中國商用飛機有限責任公司
• 主分類號: B64C3/20
• 分類號: B64C3/20;B64C3/10
• 代理公司: 北京品源專利代理有限公司 11332
• 代理人: 胡彬

技術領域

本發明涉及一種機翼結構以及安裝有該機翼結構的飛機。

背景技術

飛機在空中飛行時，機翼下表面的壓力大于機翼上表面的壓力導致機翼下表面的氣流將會繞過翼梢向上表面翻卷，從而形成一個強勁的翼尖渦流。當迎角較大時會產生極大的誘導阻力，會使機翼的升力減少、升阻比降低，還會導致飛機操縱舵面的效率變差。

為了減少翼尖渦對飛機的不利影響，民用飛機越來越多地采用翼梢小翼結構。該結構主要包括翼尖端板、翼尖帆片、翼尖小翼等裝置，用阻擋或分散翼尖渦的方法減少其對飛機的有害干擾。

現有的翼梢小翼為單片式結構，即僅在機翼翼尖處設置一個翼梢片。這種結構對翼尖渦的抑制能力有限，節油降耗效果不明顯。

發明內容

本發明的一個目的是提出一種具有較強的改變機翼本體翼梢尾渦能力的機翼結構。

本發明的另一個目的是提出一種氣動效率高、起降性能強的飛機。

為達此目的，一方面，本發明采用以下技術方案：

一種機翼結構，包括機翼本體和設置在所述機翼本體端頭處的翼梢小翼單元，所述翼梢小翼單元包括至少兩片翼梢小翼，所述至少兩片翼梢小翼平行且相互隔開設置，至少兩片翼梢小翼設置在所述機翼本體的展向上。

特別是，所述翼梢小翼單元包括兩片翼梢小翼，其中，第一片翼梢小翼設置在機翼本體的翼尖處，位于100%半展長位置；第二片翼梢小翼位于所述機翼本體上90%半展長位置與第一片小翼之間的位置處。

進一步，第一片翼梢小翼與機翼本體的翼尖相接并融合過渡。

特別是，每片翼梢小翼的前緣線與垂直于機身對稱面的軸線之間的夾角為翼稍小翼后掠角α，所述翼稍小翼后掠角α等于或者大于所述機翼本體的后掠角。

特別是，翼稍小翼的弦平面與垂直地面的垂線之間的夾角定義為傾斜角β，所述傾斜角β的范圍為15°至25°。

特別是，翼梢小翼單元包括兩片翼梢小翼，兩片翼梢小翼均位于所述機翼本體的上側面上。

特別是，翼稍小翼的根弦方向與所述機翼本體翼弦方向之間的夾角為安裝角ω，所述安裝角ω的范圍為-5°至0°。

特別是，翼稍小翼的翼尖弦與所述機翼本體的翼弦方向的夾角為扭轉角θ，所述扭轉角θ的范圍為-5°至0°。

另一方面，本發明采用以下技術方案：

一種飛機，所述飛機上設置有上述的機翼結構。

本發明機翼結構在展向上設有兩片翼梢小翼，沿著展向排列形成一個剛性閉合環，相當于在翼梢形成兩個翼梢小翼，改變機翼本體翼梢尾渦的能力更強，可以更好地實現增升減阻，減少燃油消耗，提高飛機爬升率，并增加飛機續航時間，增加飛機的承載能力。

本發明飛機上設置有上述的機翼結構，提高了氣動效率和起降性能，降低了油耗。

附圖說明

圖1是本發明優選實施例一中機翼結構結構示意圖；

圖2是本發明優選實施例一中翼稍小翼后掠角的示意圖；

圖3是本發明優選實施例一中機翼結構的兩片翼稍小翼的后掠角示意圖；

圖4是本發明優選實施例一中傾斜角的示意圖；

圖5是本發明優選實施例一中機翼結構的兩片翼稍小翼的傾斜角示意圖；

圖6是本發明優選實施例一中安裝角和扭轉角的示意圖；

圖7是本發明優選實施例一中機翼結構的兩片翼稍小翼的安裝角的示意圖。

圖中標記為：

1、機翼本體；2、翼梢小翼；21、第一片翼梢小翼；22、第二片翼梢小翼。

具體實施方式

下面結合附圖并通過具體實施方式來進一步說明本發明的技術方案。

優選實施例一：

如圖1所示，本優選實施例提供一種機翼結構，包括機翼本體1和設置在機翼本體1端頭處的翼梢小翼單元，翼梢小翼單元包括兩片翼梢小翼，兩片翼梢小翼平行且相互隔開設置，兩片翼梢小翼設置在機翼本體1的展向上。

安裝兩片翼梢小翼后，能更好地抑制翼尖渦強度，大大降低飛行成本；對翼尖渦的抑制可提高飛機安全裕度，改善飛機起降性能；降低了發動機推力，延長發動機使用壽命，同時增加了飛機商載與航程；降低飛機起飛過程中的排放量，更加環保清潔。

第一片翼梢小翼21相接機翼本體1的翼尖，融合過渡，位于100%半展長位置；第二片翼梢小翼22比第一片翼梢小翼21更靠近機翼本體1內側，且第二片翼梢小翼22位于機翼本體1上大于90%半展長位置。不同機型下的第二片翼梢小翼22的展向位置也不同。