本發明公開了一種保持機翼橫向靜穩定性不變的微下反式翼梢小翼及機翼，所述翼梢小翼采用下反角；所述翼梢小翼與機翼之間的安裝角呈負安裝角；翼梢小翼為具有正彎度的截面形狀；所述翼梢小翼與機翼之間設置光滑的過渡段進行連接。微下反式翼梢小翼下反角為7.5°，通過優化選擇翼型、展長和安裝角，在翼梢小翼上產生了適中的升力，翼梢小翼尖部和機翼尖部同時產生了同向旋轉的兩個翼尖渦，這兩個渦起到了相互削弱的作用，從而降低了總的翼尖渦強度，減小了誘導阻力，減阻效果不低于傳統翼梢小翼。翼梢小翼下反角越大則機翼橫向靜穩定性越小，下反角取為7.5°可以將機翼的橫向靜穩定性基本保持不變，從而能夠廣泛適用于各種類型的飛機使用。

技術領域

本發明屬于飛機機翼設計領域，特別是一種保持機翼橫向靜穩定性不變的微下反式翼梢小翼及機翼。

背景技術

運輸類飛機在巡航飛行時飛機的耗油率直接正比于阻力，因此氣動減阻對提升飛機續航性能，降低運行成本具有重大意義。飛機巡航飛行時氣動阻力的約60％為零升阻力，約40％為誘導阻力，其中前者主要由飛機浸潤面積和流線性決定，在一定技術水平下難以進一步降低。后者主要體現為機翼翼尖渦導致的能量損失，通過機翼翼尖外形的優化設計減弱翼尖渦流，可以顯著降低誘導阻力。發明于上世紀70年代末的機翼翼梢小翼是一種廣泛采用的降低誘導阻力的設計措施。翼梢小翼的設計還需要考慮結構承載能力的限制，一般以機翼翼根處的彎矩大小作為約束條件。傳統的翼梢小翼示意圖見圖1。

傳統的翼梢小翼通常采用較大的上反角(即翼梢小翼平面與機翼平面的夾角)，雖然氣動阻力相對原始機翼降低，但其上反效應導致飛機的橫向靜穩定性明顯增加，增加幅度可達100％量級，對飛機的橫向-航向力矩穩定性匹性設計造成了很大影響。對于中大型客機可以采用主動增穩技術來克服這一缺陷，但對于小型飛機由于成本限制等因素不能采用主動增穩，這種翼梢小翼帶來的過大的橫向靜穩定性就會導致飛機操穩特性惡化，甚至不能滿足適航要求或技術指標要求。

發明內容

本發明的目的在于提供一種能夠保持機翼橫向靜穩定性不變的微下反式翼梢小翼及機翼，一方面降低氣動阻力，一方面避免翼梢小翼上反，使機翼的橫向靜穩定性保持不變，從而能夠廣泛適用于各種類型的飛機使用。

實現本發明目的的技術解決方案為：

一種能夠保持機翼橫向靜穩定性不變的微下反式翼梢小翼，所述翼梢小翼采用下反角；所述翼梢小翼與機翼之間的安裝角呈負安裝角；所述翼梢小翼為具有正彎度的截面形狀；所述翼梢小翼與機翼之間設置光滑的過渡段進行連接。

進一步的，所述翼梢小翼1下反角為7.5°。

進一步的，所述翼梢小翼的翼型最大厚度與弦長之比為12％。

進一步的，所述翼梢小翼與機翼之間的安裝角為-8°。

進一步的，所述翼梢小翼及過渡段總展長為翼尖弦長的0.77倍。

一種通用飛機的機翼和翼梢小翼組合體，包括微下反式翼梢小翼。

本發明與現有技術相比，其顯著優點是：

微下反式翼梢小翼下反角為7.5°，通過優化選擇翼型、展長和安裝角，在翼梢小翼上產生了適中的升力，翼梢小翼尖部和機翼尖部同時產生了同向旋轉的兩個翼尖渦，這兩個渦起到了相互削弱的作用，從而降低了總的翼尖渦強度，減小了誘導阻力，減阻效果不低于傳統翼梢小翼。翼梢小翼下反角越大則機翼橫向靜穩定性越小，采用7.5°下反角可以將機翼的橫向靜穩定性基本保持不變，從而能夠廣泛適用于各種類型的飛機使用。

附圖說明

圖1為背景技術傳統翼梢小翼示意圖。

圖2為原始機翼示意圖。

圖3為本實施例的微下反式翼梢小翼結構示意圖。