用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构及飞行器的制作方法

本发明涉及飞行器的减阻设计的技术领域，具体涉及飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构，尤其涉及一种用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构及飞行器。

背景技术：

对于飞行器诸如典型的长航程飞机，燃油的消耗约占其直接成本的22％，因此减阻设计的效果对于飞行器的飞行成本有着极为显著的影响。例如对于长航程民航客机而言，阻力减少1％能够使长航程飞机的成本下降约0.2％，而这将直接降低航空公司的运行成本。其中，巡航飞行总阻力中有35％～40％为诱导阻力。

在民用飞机飞行过程中，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。而通过表面微结构与马蹄形涡相互作用，阻碍漩涡的进一步发展，可以有效抑制近壁结构，改变速度剖面，实现降低翼尖涡强度，减小诱导阻力的目标。

如果能够利用新的减阻结构设计降低翼尖涡强度并进而减小诱导阻力，将有助于明显地降低诸如长航程飞机的飞行成本。例如中国专利申请cn110866351a中公开了一种在扰流板表面设计并制造微织构来达到控制增减阻力的方法，该发明涉及利用毫米级肋条实现减阻，但其在高雷诺数的飞行环境中将无法实现减阻效果，同时在翼梢小翼的气动减阻方面的应用价值很低。又例如，在国际专利申请wo2011097001a1中涉及一种减小表面摩擦阻力的技术及具有减阻效果的肋膜复合材料，但该专利申请更多地是从新材料的研发角度试图获得有益的减阻效果，其并未提出涉及可用于飞行器的翼梢小翼的新的气动减阻结构设计。

因此，亟需提供一种新的用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构及飞行器，以至少在一定程度上降低飞行器飞行过程中的翼尖涡强度并进而减小诱导阻力。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是为了克服现有的飞行器在翼梢小翼部分的结构设计无法有效抑制或减小诱导阻力的缺陷，提出一种新的用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构及飞行器。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

本发明提供了一种用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构，其特点在于，所述气动减阻结构包括形成于所述翼梢小翼表面的多个脊状部以及形成于相邻的所述脊状部之间的沟槽部，每个所述脊状部的延伸方向与空气来流方向基本一致；

其中，每个所述脊状部具有正梯形的横截面形状，所述正梯形的横截面形状的底边的长度不超过30μm，高度不超过30μm，两个底角的角度在50°至70°的角度范围内。

根据本发明的一些实施方式，所述沟槽部具有倒梯形的横截面形状，所述倒梯形的横截面形状的底边的长度不超过15μm。

根据本发明的一些实施方式，所述沟槽部具有倒三角形的横截面形状。

根据本发明的一些实施方式，所述正梯形的横截面形状的顶边和底边的长度之比不超过0.2。

根据本发明的一些实施方式，所述多个脊状部沿所述翼梢小翼的展向排布，每个所述脊状部的延伸方向与所述飞行器的纵向对称面的夹角在5°至25°的角度范围内。

根据本发明的一些实施方式，所述多个脊状部的延伸方向与所述飞行器的纵向对称面的夹角，沿朝向所述翼梢小翼的翼尖的方向在5°至25°的角度范围内逐渐增大。

根据本发明的一些实施方式，所述脊状部的所述正梯形的横截面形状的底边的长度在20-30μm的范围内，顶边的长度在4-6μm的范围内，高度在20-30μm的范围内，所述两个底角的角度在55°至65°的角度范围内。

根据本发明的一些实施方式，所述气动减阻结构还包括柔性薄膜，所述多个脊状部经所述柔性薄膜贴附布置于所述翼梢小翼表面。

根据本发明的一些实施方式，所述多个脊状部通过激光蚀刻工艺加工形成于所述翼梢小翼表面。

本发明还提供了一种飞行器，其特点在于，所述飞行器包括如上所述的气动减阻结构。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。

本发明的积极进步效果在于：

根据本发明的用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构及飞行器，通过适当设计的小翼微结构能够使得湍流强度和湍动明显下降并降低翼尖涡强度，在不同来流马赫数的条件下均可明显减小诱导阻力从而提供较佳的减阻效果。

附图说明

图1为根据本发明的优选实施方式的用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构的示意图。

图2a为根据如图1所示的气动减阻结构的横截面形状的示意图。

图2b为根据本发明的另一优选实施方式的用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构的横截面形状的示意图。

图3为根据本发明的优选实施方式的用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构在翼梢小翼上进行安装的安装截面的示意图。

图4为适于安装根据本发明的优选实施方式的用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构的客机的结构示意图。

图5为根据本发明的优选实施方式的用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构中的各个脊状部的安装角度示意图。

图6示出了根据本发明的优选实施方式的用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构的减阻效果。

具体实施方式

下面结合说明书附图，进一步对本发明的优选实施例进行详细描述，以下的描述为示例性的，并非对本发明的限制，任何的其他类似情形也都落入本发明的保护范围之中。

在以下的具体描述中，方向性的术语，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”等，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

在以下说明中，为便于描述和理解，将以诸如大型客机的飞机为例对根据本发明的各优选实施方式的用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构的设计及其技术效果进行说明。

参考图1-5并尤其如图1所示，根据本发明的较佳实施方式的用于飞机的翼梢小翼的气动减阻结构1，包括形成于翼梢小翼表面的多个脊状部10以及形成于相邻的脊状部10之间的沟槽部12，每个脊状部10的延伸方向15(也可理解为是脊状部的铺设方向)与空气来流方向30基本一致。气动减阻结构1具有如图1中示出的整体横截面14。

其中，如图2a-2b所示，每个脊状部10具有正梯形的横截面形状，脊状部10具有顶部或顶面11以及侧斜表面13。其中，正梯形的横截面形状的底边的长度(即图2a-2b中示出的长边长度s2)不超过30μm，高度(即图2a-2b中示出的梯形高度h)不超过30μm，两个底角的角度(即图2a-2b中示出的梯形底角α)在50°至70°的角度范围内。

可以理解的是，在此所称的空气来流方向是指飞机在一般飞行状态下形成的来流方向，其通常大致沿飞机的纵向轴线方向，但并非完全保持在沿飞机的纵向轴线的方向。

根据一些可选的实施方式，每个脊状部10的延伸方向可基本平行，其角度差不超出一定的预定角度差范围，例如不超出5°、10°、20°或者在5°-20°的范围内的某一预定值。

根据本发明的一些优选实施方式，正梯形的横截面形状的顶边和底边的长度之比不超过0.2。

根据本发明的一些优选实施方式，如图2a所示，沟槽部12具有倒梯形的横截面形状，倒梯形的横截面形状的底边的长度(即图2a中示出的长度d)不超过15μm。

根据本发明的另一些可替代的优选实施方式，如图2b所示，沟槽部12具有倒三角形的横截面形状。

根据本发明的一些优选实施方式，如图4-5所示，大型客机21一般由机头22、机身23、后体24、垂平尾25、吊挂26、发动机27、机翼28、翼梢小翼29等主要部分组成。考虑到飞行过程中机翼表面空气流动的三维效应，空气来流方向30与翼梢小翼29当地的流线呈一定的夹角。因此，多个脊状部10沿翼梢小翼的展向排布，每个脊状部10的延伸方向15或者说脊状部10的铺设方向与飞机的纵向对称面31的夹角β可以在5°至25°的角度范围内。

并且，进一步优选地，多个脊状部10的延伸方向与飞机的纵向对称面31的夹角，沿朝向翼梢小翼的翼尖的方向在5°至25°的角度范围内逐渐增大。

根据本发明的一些优选实施方式，如图3所示，气动减阻结构1还包括柔性薄膜，多个脊状部10经柔性薄膜20贴附布置于翼梢小翼表面。

可替代地，也可不采用上述贴附柔性薄膜的方式，而是通过激光蚀刻工艺将多个脊状部10加工形成于翼梢小翼的表面。

根据本发明的一些优选实施方式，脊状部10的所述正梯形的横截面形状的底边的长度在20-30μm的范围内，顶边的长度在4-6μm的范围内，高度在20-30μm的范围内，两个底角的角度在55°至65°的角度范围内。

图6示出了根据本发明的优选实施方式的用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构1在应用于一大型客机的翼梢小翼前后，飞机的阻力系数的差异或变化。为了量化各个状态下的总阻力减小量，通过采用普通的光滑薄膜的小翼阻力系数与采用根据本发明的优选实施例的气动减阻结构1经由柔性薄膜贴附安装后的小翼阻力系数之差除以采用普通的光滑薄膜的小翼阻力系数，计算总阻力系数减小的百分比，其计算公式如下：

图6所示的飞机阻力系数的变化所基于的应用实例，其中采用的气动减阻结构的具体设计参数如下：h＝30μm，s2＝30μm，s1＝6μm，α＝60°，d＝0μm。图6中示出了一系列试验数据，其中横轴为马赫数，其含义为速度与声速的比值，无量纲，纵轴为阻力系数(以cd表示)的变化量或者说相对变化，无量纲。根据以上计算公式，可计算得出在一大型客机上加装根据本发明的上述优选实施方式的用于翼梢小翼的气动减阻结构后相比于未加装前的该大型客机的阻力系数的差值的百分比值。其中，阻力系数一般可理解为来流方向的力d与动压q和参考面积sref的乘积之比，即，其中，动压可以下式进行计算，式中ρ为空气密度，v为风速。

图6所示的数据通过在风洞中展开的试验获得，试验中采用的来流马赫数分别为0.6、0.7、0.785、0.82，飞行攻角为0°。从图6中可以看出，采用根据本发明的优选实施方式的用于飞行器的翼梢小翼的气动减阻结构后，试验针对的该大型客机的阻力得到了明显降低，其技术效果十分显著。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。