一種飛機(jī)機(jī)翼的制作方法
【專利摘要】本實(shí)用新型涉及一種高升力氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)機(jī)翼。其特征是內(nèi)翼和外翼為切尖的三角形翼，內(nèi)翼采用與飛機(jī)水平基準(zhǔn)線的下反角α，外翼與飛機(jī)水平基準(zhǔn)線的平行線的上反角β。外翼段前緣采用局部氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)；內(nèi)翼和外翼的相貫線呈二次弧線，弦向流線和展向流線沿同一相對(duì)弦長(zhǎng)處展向彎扭呈拋物線型分布，弦向也是二次弧線型分布。本實(shí)用新型利用旋渦空氣升力的特點(diǎn)和外翼前緣采用局部氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)，改善了飛機(jī)不同速度范圍對(duì)機(jī)翼形狀要求的矛盾；提高了飛機(jī)起飛、著陸速度范圍內(nèi)的升力，亞、跨音速機(jī)動(dòng)性；高、亞音速下較大的提高了巡航升阻比。
【專利說明】一種飛機(jī)機(jī)翼
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型涉及飛機(jī)空氣動(dòng)力【技術(shù)領(lǐng)域】，具體地說是一種提高飛機(jī)升力的高升力氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)機(jī)翼。
【背景技術(shù)】
[0002]隨著科技技術(shù)的發(fā)展，對(duì)飛機(jī)的性能要求也越來越高，飛機(jī)不僅要求具有良好的高速性能，同時(shí)還要求具有良好的低速性能和起飛、著陸性能。機(jī)翼是飛機(jī)的升力裝置，其用途是產(chǎn)生升力，目的是為飛機(jī)提供良好的空氣動(dòng)力特性，以保證飛機(jī)進(jìn)入正常飛行。通常情況下飛機(jī)機(jī)翼存在的不足之處是機(jī)翼難于同時(shí)兼顧飛機(jī)高、低速性能，也就是說飛機(jī)機(jī)翼它難于做到在保證飛機(jī)在高速飛行時(shí)具有良好高速性能，在低速飛行和起飛、著陸飛行時(shí)也同樣具有良好的低速飛行性能和起飛、著陸性能，這是一對(duì)矛盾。因此，解決飛機(jī)在高速飛行時(shí)和在低速飛行時(shí)對(duì)機(jī)翼形狀要求不一樣的矛盾，設(shè)計(jì)一種同時(shí)能兼顧高、低速飛行性能的高升阻比機(jī)翼是解決問題的關(guān)鍵。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]為克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，本實(shí)用新型提供了一種高升力氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)機(jī)翼。利用旋渦空氣動(dòng)力理論兼顧飛機(jī)高、低速氣動(dòng)特點(diǎn)，采用切尖三角形的氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)外翼，能滿足飛機(jī)的高速氣動(dòng)性能，同時(shí)又解決在亞、跨音速以及低速起飛、著陸條件下具有良好的飛行性能。
[0004]本實(shí)用新型的技術(shù)方案是這樣實(shí)現(xiàn)的:主要是由內(nèi)翼、外翼、襟翼、副翼等組成。內(nèi)翼和外翼米用切尖的三角形翼，內(nèi)翼段前緣米用55°?59°大后掠角，同時(shí)內(nèi)翼米用與飛機(jī)水平基準(zhǔn)線成1.5°?2.5°的下反角，用于保證飛機(jī)高速氣動(dòng)特性以及提供內(nèi)翼前緣渦。外翼段前緣后掠角35°?39°，外翼與飛機(jī)水平基準(zhǔn)線的平行線成1°?2°的上反角，用于提高飛機(jī)低速性能及橫側(cè)靜穩(wěn)定性。利用旋渦空氣升力的特點(diǎn)，使機(jī)翼升力系數(shù)和最大失速迎角得到明顯提高。在機(jī)翼上安裝有偏度在29°?31°的后緣襟翼，用于提高飛機(jī)起飛著陸速度范圍內(nèi)的升力。外翼段前緣采用局部氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)，提高飛機(jī)巡航速度范圍的升阻比，改善飛機(jī)較大攻角時(shí)的抖動(dòng)特性。在外翼上安裝有副翼，副翼偏度在19°?21°。內(nèi)翼和外翼的相貫線呈二次弧線；外翼弦向流線和展向流線沿同一相對(duì)弦長(zhǎng)處展向彎扭呈拋物線型分布。
[0005]本實(shí)用新型具有的優(yōu)點(diǎn)是:
[0006]利用旋渦空氣升力的特點(diǎn)和外翼前緣采用局部氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)，改善了飛機(jī)不同速度范圍對(duì)機(jī)翼形狀要求的矛盾；達(dá)到了提高飛機(jī)起飛、著陸速度范圍內(nèi)的升力，亞、跨音速機(jī)動(dòng)性；高、亞音速下較大的提高了巡航升阻比，同時(shí)也保證了超音速的性能；可以兼顧飛機(jī)的高、低速性能。解決了飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵問題。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0007]本實(shí)用新型的附圖圖面說明如下:[0008]圖1是本實(shí)用新型高升力氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)機(jī)翼整體結(jié)構(gòu)主視圖；
[0009]圖2是圖1俯視圖；
[0010]圖3是圖2中沿1-1、11-11、II1-1IK IV-1V線的剖視放大示意圖(逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)90。)。
[0011]圖中1.內(nèi)翼，2.外翼，3.襟翼，4.副翼。
【具體實(shí)施方式】
[0012]下面結(jié)合附圖及其實(shí)施例對(duì)本實(shí)用新型作進(jìn)一步說明。
[0013]圖1和圖2示出了本實(shí)用新型整體結(jié)構(gòu)。
[0014]內(nèi)翼I和外翼2為切尖的三角形翼，內(nèi)翼I段前緣的大后掠角Y為55°?59°，內(nèi)翼I段前緣最佳的大后掠角Y為57° ;同時(shí)內(nèi)翼I采用與飛機(jī)水平基準(zhǔn)線的下反角α為1.5°?2.5°，內(nèi)翼I最佳的下反角α為2°。外翼2段前緣后掠角Θ為35。?39°，外翼2段前緣最佳的后掠角Y為37。;外翼2與飛機(jī)水平基準(zhǔn)線的平行線的上反角β為1°?2°，外翼2與飛機(jī)水平基準(zhǔn)線的平行線最佳的上反角0為1.5°。在內(nèi)翼I上安裝有后緣襟翼3偏度在
[0015]29°?31°的范圍，機(jī)翼外翼2段前緣采用局部氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)，提高飛機(jī)巡航速度范圍的升阻比。在外翼2上安裝有副翼4，副翼4偏度在19°?21°的范圍。內(nèi)翼I和外翼2的相貫線呈二次弧線，同時(shí)保證外翼2弦向流線和展向流線，沿同一相對(duì)弦長(zhǎng)處展向彎扭呈拋物線型分布，從內(nèi)翼I和外翼2相接處開始向外沿展向采用翼型扭轉(zhuǎn)。
[0016]圖3示出了外翼段不同剖面氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)示意。1-1剖面是內(nèi)翼I和外翼2相接處，是外翼2沿展向扭轉(zhuǎn)的起始點(diǎn)；外翼2ΙΙ-ΙΙ剖面的弦向扭轉(zhuǎn)起始點(diǎn)在離外翼2前緣的弦長(zhǎng)14.26%處向下彎扭；外翼2ΙΙΙ-ΙΙΙ剖面的弦向扭轉(zhuǎn)起始點(diǎn)在離外翼2前緣的弦長(zhǎng)27.84%處向下彎扭；外翼2IV-1V剖面的弦向扭轉(zhuǎn)起始點(diǎn)在離外翼2前緣的弦長(zhǎng)35%處向下彎扭。
【權(quán)利要求】
1.一種飛機(jī)機(jī)翼，主要是由內(nèi)翼、外翼、襟翼、副翼等組成，其特征在于:內(nèi)翼(I)和外翼⑵為切尖的三角形翼，內(nèi)翼(I)段前緣的大后掠角Y為55°?59° ;內(nèi)翼(I)采用與飛機(jī)水平基準(zhǔn)線的下反角α為1.5°?2.5° ;外翼(2)段前緣的后掠角Θ為35°?39° ;外翼(2)與飛機(jī)水平基準(zhǔn)線的平行線的上反角β為1°?2° ;在內(nèi)翼(I)上安裝有后緣襟翼(3)偏度在29°?31°的范圍，機(jī)翼外翼(2)段前緣采用局部氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)；外翼(2)上安裝有副翼(4)，副翼(4)偏度在19°?21°的范圍；內(nèi)翼(I)和外翼(2)的相貫線呈二次弧線，外翼(2)的弦向流線和展向流線沿同一相對(duì)弦長(zhǎng)處展向彎扭呈拋物線型分布。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)機(jī)翼，其特征在于:外翼(2)I1-1I剖面的弦向扭轉(zhuǎn)起始點(diǎn)在離外翼(2)前緣的弦長(zhǎng)14.26%處向下彎扭；外翼(2)111-111剖面的弦向扭轉(zhuǎn)起始點(diǎn)在離外翼⑵前緣的弦長(zhǎng)27.84%處向下彎扭；外翼(2) IV-1V剖面的弦向扭轉(zhuǎn)起始點(diǎn)在離外翼(2)前緣的弦長(zhǎng)35%處向下彎扭。
【文檔編號(hào)】B64C3/10GK203558201SQ201320718930
【公開日】2014年4月23日 申請(qǐng)日期:2013年11月10日 優(yōu)先權(quán)日:2013年11月10日
【發(fā)明者】傅春明 申請(qǐng)人:貴航飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所