一种提高飞机升阻比机翼翼梢小翼结构的制作方法

1.本实用新型涉及航空技术领域，具体涉及一种提高飞机升阻比机翼翼梢小翼结构。


背景技术：

2.随着城市化进程，陆用空间日趋饱和，交通拥堵问题日益严重，亟需开发城市空中可用空间，发展垂直式立体交通。evtol未来潜在应用涉及城市客运、区域客运、货运、个人飞行器、紧急医疗服务等多种场景模式。
3.主导城市天空的竞赛已经促使航空航天工业的许多关键参与者了解了开发与城市空中出行相关的项目的可行性。大多数现代流行的概念和原型都在探索垂直起降(垂直起飞和降落)的能力，以适应城市内空间的短缺。随着evtol产业迅猛发展，摩根士坦利则预计到2040年，全球evtol市场规模将超过万亿美元。加上电池技术、自动控制和互联网技术的进步，使得大规模的城市航空运输似乎比以往任何时候都更可行。这种城市航空运输的可能性目前正受到极大的关注，目前正在开发大量不同的电力垂直起降(evtol)飞机。
4.evtol的垂直升降，一般是通过提供垂直升力的多旋翼实现。多旋翼具有垂直起降和悬停等功能，对地形依赖性不高，具有较好的灵活性，但其最大前飞速度受到诸多限制；如果飞行器仅靠垂直螺旋桨提供升力和推力，效率较低；固定翼飞机具有较高的前飞速度，但对地形要求很高，场地建设和维护成本较高，因此结合多旋翼和固定翼的优点，提高垂直起降飞行器的升阻比进而提高航程成为气动研究的热点。
5.一般巡航飞行总阻力中有35％～40％为诱导阻力。改善翼梢流动，利用翼梢涡来改善飞机的诱导阻力可有效提高升阻比。翼尖涡逐渐向机翼远后方发展和演化，带来气动噪声、产生诱导阻力等负面效果，由飞机产生的翼尖涡所导致的诱导阻力在起降状态时，甚至可以达到80％，所以研究翼尖涡减阻意义重大。通过优化设计翼梢小翼，可以实现降低翼尖涡强度，减小诱导阻力的目标。
6.降低飞行阻力成为设计电动垂直起降飞行器的关键技术之一，现有低阻翼尖设计，由于翼梢涡较强，其诱导阻力较大，翼尖分离涡较强，巡航经济性较差。


技术实现要素：

7.本实用新型的目的在于提供一种提高飞机升阻比机翼翼梢小翼结构，以解决背景技术中提到的问题。为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种提高飞机升阻比机翼翼梢小翼结构，包括翼梢小翼，所述翼梢小翼安装在机翼翼梢端部位置，所述翼梢小翼根部弦长设为x1，所述翼梢小翼梢部弦长设为x2，所述x2/x1的比值范围在0.25～0.5，所述翼梢小翼根部前缘点与梢部前缘点连线与来流夹角设为θ，所述θ在45
°
内。
8.优选地，所述翼梢小翼整体呈弧形上反结构，所述翼梢小翼的上反角为ψ，所述ψ不大于75
°
。
9.优选地，所述翼梢小翼翼梢设有扭转角，所述扭转角设为τ，所述τ的取值为0≥τ
≥-3
°
。
10.优选地，所述翼梢小翼的面积为机翼面积的1.5％～3％。
11.本实用新型的技术效果和优点：本结构可以降低巡航时的诱导阻力，增加全机升阻比，提升飞机的航程及增加飞机的有效载荷。
附图说明
12.图1为本实用新型在evtol飞机上的安装示意图俯视图；
13.图2为本实用新型在evtol飞机上的安装示意图主视图；
14.图3为本实用新型的平面参数示意图；
15.图4为本实用新型的上反示意图；
16.图5为本实用新型的翼梢扭转及翼梢涡示意图。
17.图中：1.机身；2.电机臂；3.机翼；4.外v尾；5.内v尾；6.翼梢小翼；7.滑橇；8.翼梢涡。
具体实施方式
18.为了使本实用新型的实现技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本实用新型，在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接或是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以两个元件内部的连通。
19.实施例
20.如图1和图2所示为含翼梢小翼结构的evtol飞机俯视图和主视图，飞机主要部件包括机身1，电机臂2，机翼3，外v尾4，内v尾5，翼梢小翼6及滑橇7。翼梢小翼6安装在机翼3翼梢端部位置。
21.翼梢小翼6平面参数如图3所示，翼梢小翼6根部弦长设为x1，翼梢小翼6梢部弦长设为x2，翼梢小翼6根部前缘点与梢部前缘点连线与来流夹角θ。为控制翼梢小翼6载荷并降低翼梢小翼6翼尖涡强度，一般通过调节翼梢小翼6的梢跟比，即梢部弦长与根部弦长的比值x2/x1来实现，该比值范围在0.25～0.5。翼梢小翼6的面积增大可提高机翼3的升力及全机的升力线斜率，可提高全机的升阻比，但随着面积的增大，翼根弯矩加大，带来结构重量的增加，如果面积过大反而使得综合效率降低，因此，一般翼梢小翼6面积范围在机翼3的1.5％～3％。翼梢小翼6的根部前缘点与梢部前缘点连线与来流夹角θ一般控制在45
°
内。
22.翼梢小翼6整体呈弧形上反结构，其上反如图4所示。为有效降低诱导阻力，并使得机翼3翼尖与翼梢小翼6根部交界处流动干扰最小，防止边界层加厚诱导分离，因此翼梢小翼6的上反角ψ不可过大，一般不大于75
°
。
23.翼梢小翼6翼梢设有扭转角，翼梢扭转及翼梢涡如图5所示。由于翼梢涡8的诱导，使得翼梢小翼6当地的入流角相比于来流攻角有增大的趋势，翼梢小翼6的翼梢扭转角τ一般为负，即前缘低头。τ值一般在0≥τ≥-3
°
，τ值的大小选定不仅需要考虑巡航阶段的全机升阻比还要兼顾飞机在大迎角下的分离特性。
24.最后应说明的是：以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本
实用新型，尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。


技术特征：
1.一种提高飞机升阻比机翼翼梢小翼结构，包括翼梢小翼，其特征在于：所述翼梢小翼安装在机翼翼梢端部位置，所述翼梢小翼根部弦长设为x1，所述翼梢小翼梢部弦长设为x2，所述x2/x1的比值范围在0.25～0.5，所述翼梢小翼根部前缘点与梢部前缘点连线与来流夹角设为θ，所述θ在45
°
内。2.根据权利要求1所述的一种提高飞机升阻比机翼翼梢小翼结构，其特征在于：所述翼梢小翼整体呈弧形上反结构，所述翼梢小翼的上反角为ψ，所述ψ不大于75
°
。3.根据权利要求1所述的一种提高飞机升阻比机翼翼梢小翼结构，其特征在于：所述翼梢小翼翼梢设有扭转角，所述扭转角设为τ，所述τ的取值为0≥τ≥-3
°
。4.根据权利要求1所述的一种提高飞机升阻比机翼翼梢小翼结构，其特征在于：所述翼梢小翼的面积为机翼面积的1.5％～3％。

技术总结
本实用新型公开了一种提高飞机升阻比机翼翼梢小翼结构，包括翼梢小翼，所述翼梢小翼安装在机翼翼梢端部位置，所述翼梢小翼根部弦长设为X1，所述翼梢小翼梢部弦长设为X2，所述X2/X1的比值范围在0.25～0.5，所述翼梢小翼根部前缘点与梢部前缘点连线与来流夹角设为θ，所述θ在45


技术研发人员：王继明 姚远 杨万里 党铁红 董明
受保护的技术使用者：上海沃兰特航空技术有限责任公司
技术研发日：2022.11.17
技术公布日：2023/4/20