[發明專利]一種仿生波浪前緣翼梢小翼裝置

有效

• 申請號: 201810690306.2
• 申請日: 2018-06-28
• 公開（公告）號: CN108974326B
• 公開（公告）日: 2021-02-09
• 發明（設計）人: 張揚;王鵬;汪輝;陳剛
• 申請（專利權）人: 西安交通大學
• 主分類號: B64C3/58
• 分類號: B64C3/58;B64C5/08
• 代理公司: 西安通大專利代理有限責任公司 61200
• 代理人: 安彥彥

一種仿生波浪前緣翼梢小翼裝置，包括鰭前緣段、頂端整流段以及過渡段，鰭前緣段為兩端開口的多截面曲面，鰭前緣段一側呈波浪型結構，頂端整流段固定在鰭前緣段的頂端使鰭前緣段頂端封閉，鰭前緣段的底部設置有過渡段，并且過渡段設置在機翼上，鰭前緣段、頂端整流段及過渡段形成翼梢小翼。通過翼梢小翼前緣形成規律的凸起，能夠在大迎角下使均勻來流產生旋向相反且含有較高能量漩渦，從而保持小翼上氣流附著，延遲氣流分離發展，最終達到推遲機翼失速迎角，提高最大升力系數，從而達到縮短起飛距離的目的。

技術領域

本發明涉及一種仿生波浪前緣翼梢小翼裝置。

背景技術

翼梢小翼是飛機降低誘導阻力，減少油耗且增加航程主要的技術手段之一。這是因為翼梢小翼能夠阻擋機翼下表面氣流向上表面的繞流，在很大程度上削弱了翼尖渦的強度，從而減小了翼尖渦導致的下洗氣流，進而有效減弱了機翼的誘導阻力，因而被客機和運輸機廣泛采用。加裝翼梢小翼能夠達到與增加機翼翼展相同的減阻效果，但隨著迎角的增大，翼梢小翼上表面氣流會先于主翼發生分離，進而誘導主翼分離，這會嚴重影響機翼在大迎角下的氣動性能。因此需要發展新型可用于改善氣動性能的翼梢小翼裝置。

針對“改善機翼氣動性能”的技術，不少研究者提出了各種不同的設計方案，目前大中型民機普遍采用的融合式翼梢小翼，具有模具制造成本較高、氣動效率低、部件重量大及可靠性不足等問題。一般在機翼翼梢還需要安裝配重抵消顫振特性，對額外的結構重量進行補強，上述缺點阻礙了翼梢小翼在小型低速飛機上的應用。如專利CN206797703U提出了一種飛機翼梢小翼，該發明是由鋁合金材彎曲成形，采用螺接的方法固定在機翼翼梢，外形簡單，重量輕，但只適合小迎角巡航狀態，不適合大迎角情況。

發明內容

針對以上問題，本發明的目的在于提供一種仿生波浪前緣翼梢小翼裝置。

為實現上述目的，本發明采用如下的技術方案：

一種仿生波浪前緣翼梢小翼裝置，包括鰭前緣段、頂端整流段以及過渡段，鰭前緣段為兩端開口的多截面曲面，鰭前緣段一側呈波浪型結構，頂端整流段固定在鰭前緣段的頂端使鰭前緣段頂端封閉，鰭前緣段的底部設置有過渡段，并且過渡段設置在機翼上，鰭前緣段、頂端整流段及過渡段形成翼梢小翼。

本發明進一步的改進在于，鰭前緣段、頂端整流段及過渡段均由厚度為0.5mm～2mm的鋁合金板材彎曲成形。

本發明進一步的改進在于，翼梢小翼的翼根處的過渡段的弦長為0.5～1.5m，翼尖處的頂端整流段的弦長為過渡段的弦長的0.2～0.4倍。

本發明進一步的改進在于，波浪形結構包括若干上凸點和下凹點，上凸點之間的連線和下凹點之間的連線均與前緣基準線平行，并且上凸點之間的連線和下凹點7之間的連線到前緣基準線的距離均為1～5cm。

本發明進一步的改進在于，相鄰上凸點之間與相鄰下凹點之間沿與前緣基準線平行的方向的距離均為6～10cm。

本發明進一步的改進在于，鰭前緣段的形成的具體過程如下：首先將基準小翼沿翼展進行分段，共分成了36段，每段的展向長度為20mm，然后確定波浪型前緣的上凸點和下凹點，上凸和下凹的方向與來流方向平行，上凸點和下凹點距離基準構型前緣線分段點沿來流方向的距離為20～30mm，上凸點和下凹點之間間隔兩段，即：基于第1個分段點確定上凸點，并將第一上凸點的上凸距離縮短為5mm，基于第3個分段點確定下凹點，基于第5個分段點確定上凸點，以此類推確定所有的上凸點和下凹點；

找出各個上凸點和下凹點所在剖面的后緣點，連接新確定的前緣點和后緣點形成新的翼型弦線，將基準構型的當地剖面翼型移動到新的前緣點位置，再對其進行縮放，使縮放后的翼型弦線與新的翼型弦線重合。