一種開裂式可折疊翼梢小翼裝置的制造方法
【專利摘要】本實(shí)用新型公開一種開裂式可折疊翼梢小翼裝置，安裝于主機(jī)翼尖端；包括上小翼、下小翼；上小翼與下小翼分別為由對稱翼型橫截面分割而成的上半部分與下半部分，上小翼與下小翼的末端與主機(jī)翼尖端鉸接，通過電機(jī)驅(qū)動(dòng)繞上小翼與下小翼鉸接軸轉(zhuǎn)動(dòng)。能夠在飛行過程的不同階段根據(jù)飛行狀態(tài)實(shí)時(shí)改變翼梢小翼的外傾角，在巡航階段不僅能夠較小誘導(dǎo)阻力，同時(shí)由于下小翼段使機(jī)翼的相對跨度增大提高升力，能夠在普通翼梢小翼減阻的基礎(chǔ)上進(jìn)一步提高氣動(dòng)效率；在起飛、降落階段由于提高了機(jī)翼升力，能夠使飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)以較小的推力實(shí)現(xiàn)快速爬升，降低燃油消耗，減小發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲，延長發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命，提高飛機(jī)經(jīng)濟(jì)性。
【專利說明】
一種開裂式可折疊翼梢小翼裝置
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本實(shí)用新型屬于航空飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域，涉及一種在飛行過程中可以折疊運(yùn)動(dòng)的開裂式翼梢小翼裝置?！颈尘凹夹g(shù)】
[0002]經(jīng)濟(jì)性是現(xiàn)代民用飛機(jī)設(shè)計(jì)中的四項(xiàng)關(guān)鍵指標(biāo)之一，減阻技術(shù)是提高飛機(jī)經(jīng)濟(jì)性的有效途徑。對于大型客機(jī)而言，誘導(dǎo)阻力是總阻力的主要組成部分，在巡航階段約占總阻力的40%，而在起飛、爬升階段甚至能夠達(dá)到50%?70%，因此，降低誘導(dǎo)阻力對于飛機(jī)減阻具有重要的意義。翼梢小翼能夠減小飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力，美國NASA Langley研究中心在 KC135加油機(jī)上加裝翼梢小翼的試飛結(jié)果表明，由于誘導(dǎo)阻力的減少導(dǎo)致飛機(jī)總阻力降低 6.5%，航程增加7.5%。
[0003]然而當(dāng)前的大型客機(jī)上加裝的翼梢小翼僅針對巡航狀態(tài)設(shè)計(jì)，在誘導(dǎo)阻力占更大比例的起飛、爬升階段無法提供最優(yōu)的減阻效果，尤其對于短距離航線而言，起飛、爬升過程占總航時(shí)的比重較大，翼梢小翼帶來的經(jīng)濟(jì)效益并不明顯。【實(shí)用新型內(nèi)容】
[0004]針對以上問題，本實(shí)用新型提出一種開裂式可折疊翼梢小翼裝置，在飛行過程的不同階段可以折疊變化，不僅能夠提高飛機(jī)在整個(gè)飛行過程中的氣動(dòng)效率，還能進(jìn)一步改善飛機(jī)在起降、爬升階段的低空低速性能;能夠隨飛行狀態(tài)折疊變化的翼梢小翼可以使飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)以較小的推力實(shí)現(xiàn)快速爬升，從而降低燃油消耗，減小發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲，延長發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命，提高飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性。
[0005]本實(shí)用新型一種開裂式可折疊翼梢小翼裝置，安裝于主機(jī)翼尖端;包括上小翼、下小翼。上小翼與下小翼分別為由對稱翼型橫截面分割而成的上半部分與下半部分，上小翼與下小翼的末端與主機(jī)翼尖端鉸接，通過電機(jī)驅(qū)動(dòng)繞鉸接軸轉(zhuǎn)動(dòng)。
[0006]上述結(jié)構(gòu)的開裂式可折疊翼梢小翼裝置能夠在不同飛行階段改變上下兩小翼傾角:
[0007]在起飛階段，通過運(yùn)行控制上小翼向下旋轉(zhuǎn)，使上小翼的外傾角到90°，即上小翼和主機(jī)翼在一個(gè)平面內(nèi)；同時(shí)，運(yùn)行控制下小翼向上旋轉(zhuǎn)，使下小翼的外傾角到90°，即下小翼段和主機(jī)翼在一個(gè)平面內(nèi)，在該階段，上、下小翼段構(gòu)成一個(gè)完整的翼型，能夠增大機(jī)翼面積，提高起飛升力。
[0008]在巡航階段，通過運(yùn)行控制上小翼向上旋轉(zhuǎn)，使上小翼的外傾角達(dá)到其最佳巡航狀態(tài)角度，該角度由駕駛艙的飛控系統(tǒng)計(jì)算確定，通常不大于45度；同時(shí)，運(yùn)行控制下小翼向下旋轉(zhuǎn)，使下小翼的外傾角到其最佳巡航狀態(tài)角度，該角度由駕駛艙的飛控系統(tǒng)計(jì)算確定，通常不小于70度;在該狀態(tài)下，上小翼能夠減小機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力，下小翼段能夠使機(jī)翼的相對跨度增大，提高升力。
[0009]本實(shí)用新型的優(yōu)點(diǎn)在于:使上小翼段的外傾角達(dá)到其最佳巡航狀態(tài)角度，該角度由駕駛艙的飛控系統(tǒng)計(jì)算確定，通常不大于45度；
[0010]使下小翼段的外傾角到其最佳巡航狀態(tài)角度，該角度由駕駛艙的飛控系統(tǒng)計(jì)算確定，通常不小于70度；
[0011] 1、本實(shí)用新型開裂式可折疊翼梢小翼裝置，能夠在飛行過程的不同階段根據(jù)飛行狀態(tài)實(shí)時(shí)改變翼梢小翼的外傾角，在巡航階段不僅能夠較小誘導(dǎo)阻力，同時(shí)由于下小翼段使機(jī)翼的相對跨度增大提高升力，能夠在普通翼梢小翼減阻的基礎(chǔ)上進(jìn)一步提高氣動(dòng)效率;在起飛、降落階段由于提高了機(jī)翼升力，能夠使飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)以較小的推力實(shí)現(xiàn)快速爬升，降低燃油消耗，減小發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲，延長發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命，提高飛機(jī)經(jīng)濟(jì)性?！靖綀D說明】
[0012]圖1是本實(shí)用新型開裂式可折疊翼梢小翼裝置結(jié)構(gòu)示意圖。
[0013]圖中:[〇〇14] 1-上小翼2-下小翼3-動(dòng)力連接裝置4-主機(jī)翼[〇〇15] 301-電機(jī)安裝支架302-上小翼旋轉(zhuǎn)梁303-下小翼旋轉(zhuǎn)梁304-上小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī) [〇〇16]305-下小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)【具體實(shí)施方式】
[0017]下面結(jié)合附圖對本實(shí)用新型做進(jìn)一步說明。
[0018]本實(shí)用新型翼梢小翼裝置，安裝于主機(jī)翼端部，包括上小翼1、下小翼2與動(dòng)力連接裝置3。其中，上小翼1與下小翼2分別為由對稱翼型橫截面分割而成的上半部分與下半部分，上小翼1下表面與下小翼2上表面上下對稱，且貼合后形成對稱翼型小翼。[〇〇19]所述上小翼1與下小翼2的末端通過動(dòng)力連接裝置3與主機(jī)翼4的尖端通過動(dòng)力連接裝置3鉸接，且通過動(dòng)力連接裝置3可控制上小翼1與下小翼2沿鉸接軸軸線上下轉(zhuǎn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)上小翼1與下小翼2段的外傾角控制，使上小翼1與下小翼2能夠在0?90°的外傾角范圍內(nèi)變化，在不同的飛行階段采用不同的外傾角，實(shí)現(xiàn)提高飛機(jī)在整個(gè)飛行過程中氣動(dòng)效率的目的。
[0020]所述動(dòng)力連接裝置3為兩套，均由電機(jī)安裝支架301、上小翼旋轉(zhuǎn)梁302、下小翼旋轉(zhuǎn)梁303、上小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)304、下小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)305構(gòu)成。其中一套動(dòng)力連接裝置3用來實(shí)現(xiàn)上小翼1、下小翼2末端前部與主機(jī)翼4尖端前部之間的連接;另一套動(dòng)力連接裝置3用來實(shí)現(xiàn)上小翼1、下小翼2末端后部與主機(jī)翼4尖端后部之間的連接，連接方式相同，前后對稱，具體為:電機(jī)安裝支架301固定安裝在主機(jī)翼4的尖端端面上，也可與主機(jī)翼4尖端端面做成一體結(jié)構(gòu)。電機(jī)安裝支架301上具有兩個(gè)電機(jī)安裝位置，分別安裝有上小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)304與下小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)305。上小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)304、下小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)305的輸出軸分別與上小翼旋轉(zhuǎn)梁 302輸入端、下小翼旋轉(zhuǎn)梁303輸入端固定;上小翼旋轉(zhuǎn)梁302、下小翼旋轉(zhuǎn)梁303的輸出端分別與上小翼1末端、下小翼2末端端面固定，也可將上小翼旋轉(zhuǎn)梁302、下小翼旋轉(zhuǎn)梁303分別與上小翼1末端、下小翼2末端做成一體結(jié)構(gòu)。通過上述結(jié)構(gòu)，驅(qū)動(dòng)兩套動(dòng)力連接裝置3中上小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)304等速運(yùn)轉(zhuǎn)，或下小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)305等速運(yùn)轉(zhuǎn)，可分別實(shí)現(xiàn)上小翼1與下小翼 2繞上下轉(zhuǎn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)上小翼1與下小翼2外傾角調(diào)節(jié)。當(dāng)上小翼1與下小翼2段的外傾角均為 90°時(shí)，上小翼1上表面、下小翼2的下平面分別與主機(jī)翼4上下表面在同一平面內(nèi)，此時(shí)，上小翼1下表面與下小翼2上表面貼合，上小翼1與下小翼2共同形成一個(gè)完整小翼翼型，該翼型包括但不限于NACA0008、NACA0010、NACA0012等對稱翼型。上述上小翼1末端、下小翼2末端與主機(jī)翼4尖端通過聚甲醛樹脂彈性蒙皮進(jìn)行密封性連接。
[0021]通過本實(shí)用新型開裂式可折疊翼梢小翼裝置，在飛機(jī)起飛階段，通過同步運(yùn)行兩套動(dòng)力連接裝置3中上小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)304,帶動(dòng)上小翼1向下旋轉(zhuǎn)，將上小翼1的外傾角調(diào)節(jié)到90° ;同時(shí)，同步運(yùn)行兩套動(dòng)力連接裝置3中下小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)305，帶動(dòng)下小翼2向上旋轉(zhuǎn)， 將下小翼2的外傾角調(diào)節(jié)到-90°，使上小翼1與下小翼2形成完整小翼翼型。[〇〇22]在飛機(jī)巡航階段，通過同步運(yùn)行兩套動(dòng)力傳動(dòng)裝置中上小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)304,帶動(dòng)上小翼1向上旋轉(zhuǎn)，將上小翼1的外傾角調(diào)節(jié)到30°;同時(shí)，同步運(yùn)行兩套動(dòng)力連接裝置3中下小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)305,帶動(dòng)下小翼2向下旋轉(zhuǎn)，將下小翼2的外傾角調(diào)節(jié)到-70°。
[0023]在飛機(jī)降落階段，通過同步運(yùn)行兩套動(dòng)力連接裝置3中上小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)304,帶動(dòng)上小翼1向下旋轉(zhuǎn)，將上小翼1的外傾角調(diào)節(jié)到90°;同時(shí)，同步運(yùn)行兩套動(dòng)力連接裝置3中下小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)305,帶動(dòng)下小翼2向上旋轉(zhuǎn)，將下小翼2的外傾角調(diào)節(jié)到-90°，即恢復(fù)成飛機(jī)起飛階段的狀態(tài)。
[0024]綜上，在飛機(jī)的巡航階段，減小上小翼1的外傾角，可起到減小誘導(dǎo)阻力的作用;增大下小翼2的外傾角，可起到增大主機(jī)翼相對跨度提高升力的作用。在飛機(jī)起飛和降落階段，增大上小翼1的外傾角，減小下小翼2的外傾角，使上小翼1、下小翼2形成完整小翼翼型， 進(jìn)而起到增大主機(jī)翼4面積和升力線斜率的作用，使飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)以較小的推力實(shí)現(xiàn)快速爬升，降低燃油消耗，減小發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲，延長發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命，提高飛機(jī)經(jīng)濟(jì)性。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種開裂式可折疊翼梢小翼裝置，安裝于主機(jī)翼尖端;包括上小翼、下小翼；其特征 在于:上小翼與下小翼分別為由對稱翼型橫截面分割而成的上半部分與下半部分，上小翼 與下小翼的末端與主機(jī)翼尖端鉸接，通過電機(jī)驅(qū)動(dòng)上小翼與下小翼繞鉸接軸轉(zhuǎn)動(dòng)。2.如權(quán)利要求1所述一種開裂式可折疊翼梢小翼裝置，其特征在于:所述上小翼與下小 翼通過動(dòng)力連接裝置與主機(jī)翼尖端相連;動(dòng)力連接裝置包括電機(jī)安裝支架、上小翼旋轉(zhuǎn)梁、 下小翼旋轉(zhuǎn)梁、上小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)與下小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī);其中，電機(jī)安裝支架固定安裝在主機(jī)翼 的尖端端面上；電機(jī)安裝支架上具有兩個(gè)電機(jī)安裝位置，分別安裝有上小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)與下 小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī);上小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)、下小翼旋轉(zhuǎn)電機(jī)的輸出軸分別與上小翼旋轉(zhuǎn)梁輸入端、下 小翼旋轉(zhuǎn)梁輸入端固定;上小翼旋轉(zhuǎn)梁、下小翼旋轉(zhuǎn)梁的輸出端分別與上小翼末端、下小翼 末端端面固定。3.如權(quán)利要求2所述一種開裂式可折疊翼梢小翼裝置，其特征在于:所述動(dòng)力連接裝置 為2套，一套連接上小翼、下小翼末端前部與主機(jī)翼尖端前部;另一套連接上小翼、下小翼末 端后部與主機(jī)翼尖端后部。4.如權(quán)利要求1所述一種開裂式可折疊翼梢小翼裝置，其特征在于:所述對稱翼型采用 NACA0008、NACAOO10、NACAOO12 對稱翼型。5.如權(quán)利要求1所述一種開裂式可折疊翼梢小翼裝置，其特征在于:所述上小翼末端、 下小翼末端與主機(jī)翼尖端通過聚甲醛樹脂彈性蒙皮進(jìn)行密封性連接。
【文檔編號(hào)】B64C5/08GK205574261SQ201620054734
【公開日】2016年9月14日
【申請日】2016年1月20日
【發(fā)明人】吳桑, 田永亮
【申請人】吳桑