前緣對齊的飛機翼尖裝置的製作方法
2023-12-09 07:20:21
專利名稱：前緣對齊的飛機翼尖裝置的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種飛機機翼的翼尖裝置。
背景技術：
飛機維持正常飛行時所需的升力是靠機翼上下表面的壓力差產生的，由於上下表面壓差的存在，翼尖附近機翼下表面空氣會繞流到上表面，形成翼尖渦，致使翼尖附近區域機翼上下表面的壓差降低，從而導致這一區域產生的升力降低。針對上述問題，通常在飛機機翼翼尖上再設置翼尖小翼(winglet)，該小翼的主要作用是在不增大機翼展長的前提下，提高有效的展弦比。這樣機翼的二維效應增強，誘導阻力減小，升力增加，升阻比提高。其次，翼梢小翼還能耗散翼尖渦，減少對尾隨飛行的小飛機的威脅。然而，飛機機翼一旦加裝了翼尖小翼，增加了翼尖小翼的重量。機翼翼端結構為了組裝翼尖小翼會變得比較複雜，也會增加一些額外的重量。翼尖小翼使機翼翼根彎矩和剪切載荷增大，還要導致機翼結構重量的增加。而且，翼尖小翼設計得不好，飛機的分離特性、 顫振特性也會隨之變差。近幾十年來，世界各個航空工業發達國家都在為研製翼尖裝置而不懈努力，並設計出了各種不同類型的翼尖裝置。根據翼尖裝置的形狀，目前國際上有幾類一種是翼尖帆，或稱上反式翼尖小翼。 這種式樣的翼尖小翼一般具有三段式的結構，即具有安裝段、圓弧過渡段和直板段，這種翼尖裝置有比較明顯的彎曲翼片，在實際應用中，波音公司(Boeing)生產的747-400型飛機和空中巴士(AIRBUS)的A330和A340系列飛機都使用了這樣的翼尖裝置。另外在如波音 727、波音757和波音767飛機進行改裝時，也會安裝這種翼尖裝置。另一種是三角形翼尖帆，這種形式的翼尖帆在空中巴士A320系列、A310和A380中運用，這種類型的翼尖裝置也可說是空中巴士飛機的標準形式。另外，波音新設計的客機如波音777、波音787、波音747-8都以特殊的鯊魚鰭式翼尖裝置(raked winglet)來代替翼尖帆。雖然上反式翼尖小翼和翼尖帆都有明顯的減阻效果，但是無論是翼尖小翼還是翼尖帆，它們翼根的彎矩都較大，這就增加了其自身的結構重量，並對飛機的顫振特性產生一定影響。因此，人們希望能在保持翼尖裝置氣動特性的同時，減少翼尖裝置的重量，降低因安裝翼尖裝置所帶來的彎矩重量增加和對顫振特性的影響。
發明內容
本發明的目的在於提供一種翼尖裝置，其能夠在在保持翼尖裝置氣動特性的同時，減少翼尖裝置的重量。為實現上述目的，本發明提供一種飛機翼尖裝置，所述飛機翼尖裝置包括過渡部和翼尖部，所述過渡部的內側端部與飛機機翼的遠端連接，所述過渡部的外側端部與所述翼尖部的連接，其中，所述翼尖部包括多個翼尖段，每個翼尖段都分別包括翼尖和翼根，所述第一個翼尖段的翼根與所述過渡部的外側端部連接，並且與所述過渡部外側端部的前緣對齊，所述第n+1個翼尖段的翼根位於第η個翼尖段的翼尖上，並且所述第η+1個翼尖段的翼根弦長短於第η個翼尖段的翼尖弦長，其中η > 0。在本發明中，將飛機每個翼尖段中的頂部稱作為「翼尖」，將飛機每個翼尖段的底部稱作為「翼根」。特別地，所述第η+1個翼尖段的厚度薄於所述第η個翼尖段。特別地，所述每個翼尖段的翼尖的弦長都小於其翼根的弦長。更特別地，所述每個翼尖段都為弦長漸縮的翼尖段。特別地，所述第一個翼尖段的翼根的弦長小於等於所述過渡部的外側端部的弦長。特別地，所述過渡部的內側端部弦長大於所述過渡部的外側端部弦長。特別地，所述過渡部為弦長漸縮的過渡部。特別地，所述過渡部的上曲面和下曲面為光滑曲面。特別地，所述過渡部與所述飛機機翼的遠端光滑連接。特別地，所述飛機翼尖裝置與所述飛機機翼一體成型。特別地，所述翼尖部的後緣線和所述過渡部的後緣線對齊。特別地，所述翼尖裝置的過渡部的起始端位於所述機翼沿展向的展長的 85% -100%。特別地，所述翼尖部的第一段翼根的弦長為所述過渡部外側端部弦長的 10% -100%。特別地，所述翼尖部的每個翼尖段的前緣線是圓錐曲線線段、樣條線、直線或折線段。更特別地，所述圓錐曲線線段是拋物線、雙曲線或橢圓。另外，本發明還提供一種飛機翼尖裝置，所述飛機翼尖裝置包括過渡部和翼尖部， 所述過渡部的內側端部與飛機機翼的遠端連接，所述過渡部的外側端部與所述翼尖部連接，其特徵在於，所述翼尖部包括翼根和翼尖，所述翼尖部的翼根與所述過渡部的外側端面連接，並且與所述過渡部外側端部的前緣對齊，所述翼根的弦長小於所述過渡部外側端面的弦長。特別地，所述翼尖部的厚度薄於所述過渡部。特別地，所述翼尖部的翼尖弦長小於其翼根弦長。更特別地，所述翼尖部為弦長漸縮的翼尖部。特別地，所述過渡部的內側端部弦長大於所述過渡部的外側端部弦長。更特別地， 所述過渡部為弦長漸縮的過渡部。特比地，所述過渡部的上曲面和下曲面為光滑曲面。特別地，所述過渡部與所述飛機機翼的遠端光滑連接。特別地，所述飛機翼尖裝置與所述飛機機翼一體成型。特別地，所述翼尖部的後緣線和所述過渡部的後緣線對齊。特別地，所述翼尖裝置的過渡部的起始端位於所述機翼沿展向的展長的85% -100%。特別地，所述翼尖部的翼根的弦長為所述過渡部外側端部弦長的10% -100%。特別地，所述翼尖部的前緣線是圓錐曲線線段、樣條線、直線或折線段。更特別地， 所述圓錐曲線線段是拋物線、雙曲線或橢圓。由於本發明的翼尖裝置呈階梯狀設置，所以其翼尖上增加了一個以上的間斷面， 從而使翼尖誘導出的翼尖渦互相抑制，減弱了渦流強度，從而達到了減阻效果，另外，本發明的翼根彎矩增量較小，從而減輕了飛機的結構重量，對顫振特性影響也較小。
圖1是本發明的一個後緣對齊的小翼實施例的主視圖；圖2是本發明另一個後緣對齊小翼實施例的示意圖；圖3是本發明的一個前緣對齊的小翼實施例的主視圖；圖4是本發明另一個前緣對齊的小翼實施例的示意圖；圖5是本發明另一個小翼實施例的主視圖，在該實施例中，所述階梯狀翼尖部設置在中間；圖6是如圖5所示的小翼的示意圖；圖7示出了本發明另一個後緣對齊小翼的實施例，在該實施例中，第n+1個翼尖段的翼根弦長和第η個翼尖段的翼尖弦長相等。
具體實施例方式如圖1和圖2所示，在本發明的一個實施例中，飛機翼尖裝置呈多階梯形狀，其包括過渡部1和翼尖部2，所述過渡部1的內側端部與飛機機翼6的遠端連接，所述過渡部1 的外側端部與所述翼尖部2的連接，其中，所述翼尖部包括多個翼尖段&，每個翼尖段都分別包括翼尖4η和翼根\，所述第一個翼尖段S1的翼根S1與所述過渡部1的外側端部連接， 並且與所述過渡部1外側端部的後緣對齊，所述第n+1個翼尖段3n+1的翼根S1位於第η個翼尖段I的翼尖4η上，並且所述第n+1個翼尖段L1的翼根S1弦長小於第η個翼尖段的翼尖4η弦長，其中η > 0。另外，如圖1所示，所述翼尖部2的後緣線和所述過渡部1的後緣線對齊。在本發明的優選實施例中，所述第n+1個翼尖部3n+1的厚度薄於所述第η個翼尖部1。所述每個翼尖段3的翼尖4的弦長都小於其翼根5的弦長，並形成弦長漸縮的翼尖段3。所述第一個翼尖段S1的翼根S1的弦長小於等於所述過渡部1的外側端部的弦長。所述過渡部1的內側端部弦長大於所述過渡部1的外側端部弦長，並形成弦長漸縮的過渡部 1。所述過渡部1的上曲面和下曲面為光滑曲面。所述過渡部1與所述飛機機翼的遠端光滑連接。所述飛機翼尖裝置與所述飛機機翼一體成型。另外，在本發明的一個優選實施例中，所述翼尖裝置的過渡部1的起始端位於所述機翼沿展向的展長的85% -100%，所述翼尖部2的第一段翼根S1的弦長為所述過渡部1 的外側端部弦長的10% -100%。在本發明的另一實施例中，所述翼尖裝置也可以呈單階梯形狀，包括過渡部1和翼尖部2，所述過渡部1的內側端部與飛機機翼6的遠端連接，所述過渡部1的外側端部與所述翼尖部連接，其特徵在於，所述翼尖部2包括翼根5和翼尖4，所述翼尖部2的翼根5與所述過渡部1的外側端面連接，並且與所述過渡部1外側端部的後緣對齊，並且所述翼根5 的弦長小於所述過渡部1外側端面的弦長。另外，所述翼尖部2的每個翼尖段3的前緣線是圓錐曲線線段、樣條線、直線或折線段。更特別地，所述圓錐曲線線段是拋物線、雙曲線或橢圓。如圖1所示，在本發明的一個實施例中所述翼尖部2每個翼尖段3的前緣是圓錐曲線線段。如圖3和圖4所示，在本發明的另一個實施例中，所述第一個翼尖段S1的翼根S1 還可以與所述過渡部1外側端部的前緣對齊。此時，所述翼尖部2的前緣線和所述過渡部 1的前緣線對齊。另外，所述翼尖部2的每個翼尖段3的後緣線是圓錐曲線線段、樣條線、直線或折線段。更特別地，所述圓錐曲線線段是拋物線、雙曲線或橢圓。而如圖3所示，在本發明的一個實施例中，所述翼尖部2的每個翼尖段3的後緣線是直線。另外，如圖5和圖6所示，在本發明的另一個實施例中，所述翼尖部2可以設置在所述過渡部1外側端部的中間，即所述第一個翼尖段S1的翼根S1既不與所述過渡部1外側端部的前緣對齊，也不與所述過渡部1外側端部的後緣對齊。此時，所述翼尖部2的每個翼尖段的前緣線和後緣線可以分別是圓錐曲線線段、 樣條線、直線或折線段，更特別地，所述圓錐曲線線段是拋物線、雙曲線或橢圓。所述前緣線和後緣線可以採用同一種類型的線段，也可以採用不同類型的線段。而如圖5和圖6所示， 在本發明的一個實施例中所述翼尖部2的翼尖段3的後緣線是直線，前緣線是圓錐曲線段。上述如圖3-6所述的設置方式也可以用於單階梯狀的小翼，其設置方法與上述多階梯狀小翼的類似，在此不再贅述。此外，如圖7所示，在一個實施例中，第n+1個翼尖段3n+1的翼根5n+1弦長和第η個翼尖段I的翼尖4η弦長相等，在這種情況中，在每個翼尖段的連接處將弦長切割，所以其還是可以產生階梯的形狀。本發明的技術內容及技術特點已揭示如上，然而可以理解，在本發明的創作思想下，本領域的技術人員可以對上述結構作各種變化和改進，但都屬於本發明的保護範圍。上述實施例的描述是例示性的而不是限制性的，本發明的保護範圍由權利要求所確定。
權利要求
1.一種飛機翼尖裝置，所述飛機翼尖裝置包括過渡部和翼尖部，所述過渡部的內側端部與飛機機翼的遠端連接，所述過渡部的外側端部與所述翼尖部的連接，其特徵在於，所述翼尖部包括多個翼尖段，每個翼尖段都分別包括翼尖和翼根，所述第一個翼尖段的翼根與所述過渡部的外側端部連接，並且與所述過渡部外側端部的前緣對齊，所述第n+1個翼尖段的翼根位於第η個翼尖段的翼尖上，並且所述第n+1個翼尖段的翼根弦長小於等於第η 個翼尖段的翼尖弦長，其中η > 0。
2.如權利要求1所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述第n+1個翼尖段的厚度薄於所述第η個翼尖段。
3.如權利要求1所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述每個翼尖段的翼尖的弦長都小於其翼根的弦長。
4.如權利要求3所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述每個翼尖段都為弦長漸縮的翼尖段。
5.如權利要求1所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述第一個翼尖段的翼根的弦長小於等於所述過渡部的外側端部的弦長。
6.如權利要求1所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述過渡部的內側端部弦長大於所述過渡部的外側端部弦長。
7.如權利要求5所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述過渡部為弦長漸縮的過渡部。
8.如權利要求1所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述過渡部的上曲面和下曲面為光滑曲面。
9.如權利要求1所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述過渡部與所述飛機機翼的遠端光滑連接。
10.如權利要求1所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述飛機翼尖裝置與所述飛機機翼一體成型。
11.如權利要求1所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述翼尖部的前緣線和所述過渡部的前緣線對齊。
12.如權利要求1所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述翼尖裝置的過渡部的起始端位於所述機翼沿展向的展長的85%-100%。
13.如權利要求1所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述翼尖部的第一個翼尖段的翼根的弦長為所述過渡部外側端部弦長的10% -100%。
14.如權利要求1所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述翼尖部每個翼尖段的後緣線是圓錐曲線線段、樣條線、直線或折線段。
15.如權利要求14所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述圓錐曲線線段是拋物線、雙曲線或橢圓。
16.一種飛機翼尖裝置，所述飛機翼尖裝置包括過渡部和翼尖部，所述過渡部的內側端部與飛機機翼的遠端連接，所述過渡部的外側端部與所述翼尖部連接，其特徵在於，所述翼尖部包括翼根和翼尖，所述翼尖部的翼根與所述過渡部的外側端面連接，並且所述翼尖部與所述過渡部的前緣對齊，並且所述翼根的弦長小於等於所述過渡部外側端面的弦長。
17.如權利要求16所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述翼尖部的厚度薄於所述過渡部。
18.如權利要求16所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述翼尖部的翼尖弦長小於其翼根弦長。
19.如權利要求18所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述翼尖部為弦長漸縮的翼尖部。
20.如權利要求16所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述過渡部的內側端部弦長大於所述過渡部的外側端部弦長。
21.如權利要求20所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述過渡部為弦長漸縮的過渡部。
22.如權利要求16所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述過渡部的上曲面和下曲面為光滑曲面。
23.如權利要求16所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述過渡部與所述飛機機翼的遠端光滑連接。
24.如權利要求16所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述飛機翼尖裝置與所述飛機機翼一體成型。
25.如權利要求16所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述翼尖部的前緣線和所述過渡部的前緣線對齊。
26.如權利要求16所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述翼尖裝置的過渡部的起始端位於所述機翼沿展向的展長的85% -100%。
27.如權利要求16所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述翼尖部的翼根的弦長為所述過渡部外側端部弦長的10% -100%。
28.如權利要求16所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述翼尖部的後緣線是圓錐曲線線段、樣條線、直線或折線段。
29.如權利要求觀所述的飛機翼尖裝置，其特徵在於，所述圓錐曲線線段是拋物線、雙曲線或橢圓。
全文摘要
一種飛機翼尖裝置，其包括過渡部和翼尖部，過渡部的內側端部與飛機機翼的遠端連接，過渡部的外側端部與所述翼尖部的連接，所述翼尖部包括多個翼尖段，每個翼尖段都分別包括翼尖和翼根，第一個翼尖段的翼根與所述過渡部的外側端部連接，並且與過渡部外側端部的前緣對齊，第n+1個翼尖段的翼根位於第n個翼尖段的翼尖上，並且第n+1個翼尖段的翼根弦長小於等於第n個翼尖段的翼尖弦長，其中n＞0。由於本發明的翼尖裝置呈階梯狀設置，所以其翼尖上增加了一個以上的間斷面，從而使翼尖誘導出的翼尖渦互相抑制，減弱了渦流強度，從而達到了減阻效果，另外，本發明的翼根彎矩增量較小，從而減輕了飛機的結構重量，對顫振特性影響也較小。
文檔編號B64C3/36GK102167152SQ20111005942
公開日2011年8月31日 申請日期2011年3月11日 優先權日2011年3月11日
發明者於哲慧, 劉鐵軍, 周峰, 張冬雲, 張淼, 張美紅, 汪君紅, 薛飛, 陳迎春, 馬塗亮 申請人:中國商用飛機有限責任公司, 中國商用飛機有限責任公司上海飛機設計研究院