专利摘要

本发明提供一种机翼结构及飞行器，属于航空设备技术领域。该机翼结构包括：粗糙元阵列、襟翼及机翼，粗糙元阵列设置在机翼上表面的分离点之前，襟翼设置在机翼下表面的后缘处。本发明提供的机翼结构及飞行器，提高了机翼在全升力系数范围内的升阻比。

权利要求

1.一种机翼结构，其特征在于，包括：

粗糙元阵列、襟翼及机翼，所述粗糙元阵列设置在所述机翼上表面的分离点之前，所述襟翼设置在所述机翼下表面的后缘处。

2.根据权利要求1所述的机翼结构，其特征在于，

所述粗糙元阵列中包括至少M个粗糙元，所述至少M个粗糙元沿机翼展向方向均匀设置在所述机翼上表面，所述M为所述机翼展向方向的长度与所述预设阈值的比值取整加1，且M为大于等于1的整数，所述预设阈值为所在位置边界层厚度的N倍，N为大于等于2且小于等于10的整数。

3.根据权利要求2所述的机翼结构，其特征在于，

所述粗糙元的形状为圆柱体。

4.根据权利要求3所述的机翼结构，其特征在于，

所述粗糙元的高度为所述所在位置边界层厚度的P倍，P大于等于30％且小于等于60％，所述粗糙元的直径小于所述预设阈值。

5.根据权利要求1-4任一项所述的机翼结构，其特征在于，

所述襟翼的形状为长方体。

6.根据权利要求5所述的机翼结构，其特征在于，

所述襟翼的长度小于等于所述机翼展向方向的长度，所述襟翼的宽度小于等于所述机翼的翼型弦长的0.5％，所述襟翼的高度为所述机翼的翼型弦长的Q倍，Q大于等于0.5％且小于等于2％。

7.一种飞行器，其特征在于，包括：

机体和上述权利要求1-6任一项所述的机翼结构。

说明书

技术领域

本发明涉及航空设备技术领域，尤其涉及一种机翼结构及飞行器。

背景技术

在航空领域，提高升阻比一直是人们关注的重点。其中，升阻比是指在同一迎角处的机翼升力与机翼阻力的比值，升阻比越大，则说明飞行器的空气动力性能越好。

现有技术中，通常采用Gurney襟翼可以提高机翼的升阻比。Gurney襟翼为一块长方形短板，将其设置在机翼下表面的后缘处，且方向垂直于弦线。设置了Gurney襟翼之后的机翼，其总体弯度增大，后驻点退后，减慢了机翼下表面的流速，同时，加快了机翼上表面的流速，使得机翼上表面的压力减小，从而增大了机翼的升力和阻力，且机翼升力的相对增大量大于阻力的相对增大量，进而提高了机翼的升阻比。但是，现有技术中的Gurney襟翼只适用于升力系数较大(对应的升力较大，升力等于升力系数、气流动压及参考面积的乘积)时的情况，如起飞或降落阶段，但却不适用升力系数较小时的情况，如巡航阶段。

因此，现有技术中通过设置Gurney襟翼的方式，使得机翼升阻比的提高效果较差。

发明内容

本发明提供一种机翼结构及飞行器，以提高机翼在全升力系数范围内的升阻比。

本发明实施例提供一种机翼结构，包括：

粗糙元阵列、襟翼及机翼，所述粗糙元阵列设置在所述机翼上表面的分离点之前，所述襟翼设置在所述机翼下表面的后缘处。

在本发明一实施例中，所述粗糙元阵列中包括至少M个粗糙元，所述至少M个粗糙元沿机翼展向方向均匀设置在所述机翼上表面，所述M为所述机翼展向方向的长度与所述预设阈值的比值取整加1，且M为大于等于1的整数，所述预设阈值为所在位置边界层厚度的N倍，N为大于等于2且小于等于10的整数。

在本发明一实施例中，所述粗糙元的形状为圆柱体。

在本发明一实施例中，所述粗糙元的高度为所述所在位置边界层厚度的P倍，P大于等于30％且小于等于60％，所述粗糙元的直径小于所述预设阈值。

在本发明一实施例中，所述襟翼的形状为长方体。

在本发明一实施例中，所述襟翼的长度小于等于所述机翼展向方向的长度，所述襟翼的宽度小于等于所述机翼的翼型弦长的0.5％，所述襟翼的高度为所述机翼的翼型弦长的Q倍，Q大于等于0.5％且小于等于2％。

本发明实施例还提供一种飞行器，包括：

机体和上述任一实施例所述的机翼结构。

本发明实施例提供的机翼结构及飞行器，包括：粗糙元阵列、襟翼及机翼，所述粗糙元阵列设置在所述机翼上表面的分离点之前，所述襟翼设置在所述机翼下表面的后缘处。由此可见，在本发明实施例中，通过在机翼的上表面的分离点之前设置粗糙元阵列，使得流体在粗糙元的后方产生流向涡，且在向下游流动的过程中扰动逐渐增大，通过流向涡加速了其后方流体的流速，推迟了分离，通过扰动加快了分离剪切层中扰动的增长，提前实现转捩和再附，使得分离泡的长度及高度减小，从而减小了机翼的升力和阻力，且机翼升力的减小量小于阻力的小减小量，进而提高了升力系数较小时的升阻比；同时，同时在机翼的下表面的后缘处设置襟翼，提高了升力系数较大时的升阻比，因此，提高了机翼在全升力系数范围内的升阻比。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图做一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的机翼结构的侧视示意图；

图2为本发明实施例提供的机翼结构的俯视示意图；

图3为本发明实施例提供的机翼结构与机翼表面的压强系数的关系图；

图4为本发明实施例提供的机翼结构与机翼升阻比的关系图；

图5为本发明实施例提供的机翼结构与升力系数的关系图；

图6为本发明实施例提供的机翼结构与阻力系数的关系图；

图7为本发明实施例提供的飞行器的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”等(如果存在)是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例，例如能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

需要说明的是，下面这几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例中不再赘述。

图1为本发明实施例提供的机翼结构10的侧视示意图，请参见图1所示，该机翼结构10可以包括：

粗糙元阵列101、襟翼102及机翼103，粗糙元阵列101设置在机翼103上表面的分离点之前，襟翼102设置在机翼103下表面的后缘处。

其中，分离点是指紧贴壁面流动的边界层脱离翼面时的点。在本发明实施例中，通过在机翼103上表面的分离点之前设置粗糙元阵列101，可以使得流体在粗糙元的后方产生流向涡，且在向下游流动的过程中扰动逐渐增大，通过流向涡加速了其后方流体的流速，推迟了分离，通过扰动加快了分离剪切层中扰动的增长，提前实现转捩和再附，使得分离泡的长度及高度减小，从而减小了机翼103的升力和阻力，且机翼103升力的相对减小量小于阻力的相对减小量，进而提高了升力系数较小时的升阻比。示例的，在本发明实施例中，粗糙元阵列101设置在机翼103上表面的分离点处。

此外，在本发明实施例中，通过在机翼103下表面的后缘处设置襟翼102，可以使得机翼103的总体弯度增大，后驻点退后，减慢了机翼103下表面的流速，同时，加快了机翼103上表面的流速，使得机翼103上表面的压力减小，从而增大了机翼103的升力和阻力，且机翼103升力的相对增大量大于阻力的相对增大量，进而提高了机翼103的升阻比。示例的，本发明实施例中的襟翼102可以为Gurney襟翼102，当然，本发明实施例只是以Gurney襟翼102为例进行说明，但并不代表本发明仅局限于此。

本发明实施例提供的机翼结构10，包括：粗糙元阵列101、襟翼102及机翼103，粗糙元阵列101设置在机翼103上表面的分离点之前，襟翼102设置在机翼103下表面的后缘处。由此可见，在本发明实施例中，通过在机翼103的上表面的分离点之前设置粗糙元阵列101，使得流体在粗糙元的后方产生流向涡，且在向下游流动的过程中扰动逐渐增大，通过流向涡加速了其后方流体的流速，推迟了分离，通过扰动加快了分离剪切层中扰动的增长，提前实现转捩和再附，使得分离泡的长度及高度减小，从而减小了机翼103的升力和阻力，且机翼103升力的减小量小于阻力的小减小量，进而提高了升力系数较小时的升阻比；同时，同时在机翼103的下表面的后缘处设置襟翼102，提高了升力系数较大时的升阻比，因此，提高了机翼103在全升力系数范围内的升阻比。

基于图1对应的实施例，在图1对应的实施例的基础上，进一步地，请参见图2所示，图2为本发明实施例提供的机翼结构10的俯视示意图，该机翼结构10可以包括：

粗糙元阵列101中包括至少M个粗糙元，至少M个粗糙元沿机翼103展向方向均匀设置在机翼103上表面，M为机翼103展向方向的长度与预设阈值的比值取整加1，且M为大于等于1的整数，预设阈值为所在位置边界层厚度的N倍，N为大于等于2且小于等于10的整数。

其中，粗糙元的材料为铜版纸材料，当然，本发明实施例只是以粗糙元的材料为铜版纸材料为例进行说明，当然，也可以为其他材料，只要能保持每一个粗糙元的厚度相同，且具有粘性即可，在此，对于粗糙元的材料，本发明不做进一步地限制。

可选的，粗糙元的形状为圆柱体。粗糙元的高度为所在位置边界层厚度的P倍，P大于等于30％且小于等于60％，粗糙元的直径小于预设阈值。其中，粗糙元的形状也可以为长方体，或者正方体，本发明实施例只是以粗糙元的形状为圆柱体为例进行说明，并不代表本发明仅局限于此。

其中，边界层是高雷诺数绕流中紧贴物面的粘性力不可忽略的流动薄层。边界层的厚度是指指从物面(所在位置速度为零)开始，沿机翼103法线方向开始，到速度达到所在位置自由流速的0.99倍的位置之间的距离。

示例的，当粗糙元的形状为圆柱体时，其高度为所在位置边界层厚度的30％与60％之间，其直径小于所在位置边界层厚度的2倍至10倍之间。在本发明实施例中，通过将粗糙元的高度设置为所在位置边界层厚度的30％与60％之间，其目的在于增大粗糙元作用效果的同时，可以避免引入旁路转捩。通过将粗糙元的直径设置为所在位置边界层厚度的2倍至10倍之间，其目的在于增大粗糙元对平均流场的改变。

进一步地，襟翼102的形状为长方体。襟翼102的长度小于等于机翼103展向方向的长度，襟翼102的宽度小于等于机翼103的翼型弦长的0.5％，襟翼102的高度为机翼103的翼型弦长的Q倍，Q大于等于0.5％且小于等于2％。

其中，襟翼102的材料可以为铝板材料，当然，也可以为碳纤维板材料，只要是具有较好刚度和强度的金属板材料均可，在此，对于襟翼102的材料，本发明不做进一步地限制。

在本发明实施例中，通过在机翼103上表面的分离点之前设置襟翼102，在机翼103下表面的后缘处设置粗糙元阵列101，可以提高机翼103的升阻比。示例的，以Gurney襟翼102为例进行说明，可参见图3所示，图3为本发明实施例提供的机翼结构10与机翼103表面的压强系数的关系图，通过对压强系数求积分就可以得到相应的压力值。其中，图3中的横坐标表示以机翼103的翼型弦长为单位的无量纲流向位置，纵坐标表示机翼103表面的压强系数。图3中分别给出了未设置Gurney襟翼102和粗糙元阵列101(即无控制)、单独设置Gurney襟翼102、单独设置粗糙元阵列101以及同时设置Gurney襟翼102与粗糙元阵列101(即Gurney襟翼102与粗糙元阵列101组合控制)四种情况下的压强系数值。由图3可以看出，单独Gurney襟翼102可以使得机翼103上表面尾部吸力增大，机翼103下表面尾部压力增大，进而产生额外升力；单独设置粗糙元阵列101可以使得层流分离泡的转捩及再附点发生前移，层流分离泡长度缩短；而同时设置Gurney襟翼102和粗糙元阵列101，既能增大吸力面吸力和压力面压力，又能缩小层流分离泡，进而提高了机翼103的升阻比。

对于飞行器而言，其升阻比越大，对应的机翼103气动性能也会越好。示例的，该飞行器可以为飞机。示例的，可参见图4所示，图4为本发明实施例提供的机翼结构10与机翼103升阻比的关系图。其中，图4中的横坐标表示升力系数，纵坐标表示升阻比。图4中分别给出了未设置Gurney襟翼102和粗糙元阵列101、单独设置Gurney襟翼102、单独设置粗糙元阵列101以及同时设置Gurney襟翼102与粗糙元阵列101四种情况下的升阻比。由图4可以看出，未设置Gurney襟翼102和粗糙元阵列101时，存在层流分离泡破裂现象；单独设置Gurney襟翼102可以使得层流分离泡破裂现象消失，但升力系数较大时升阻比较大，升力系数较小时则相反；单独设置粗糙元阵列101也可以使得层流分离泡破裂现象消失，且升力系数较低时，升阻比较大，升力系数较高时则相反；而同时设置Gurney襟翼102和粗糙元阵列101结合了单独设置Gurney襟翼102和单独设置粗糙元阵列101的优点，更有效提高了机翼103的升阻比，从而改善了机翼103的气动性能。

在本发明实施例中，通过同时设置Gurney襟翼102与粗糙元阵列101，组合Gurney襟翼102与粗糙元阵列101提高升阻比的效果可以通过简单叠加Gurney襟翼102与粗糙元阵列101所产生的效果进行预测。具体可参见图5及图6所示，图5为本发明实施例提供的机翼结构10与升力系数的关系图，图6为本发明实施例提供的机翼结构10与阻力系数的关系图。图5中的横坐标表示迎角，纵坐标表示升力系数；图6中的横坐标表示迎角，纵坐标表示阻力系数。图5及图6中“第一种情况”表示将Gurney襟翼102和粗糙元阵列101产生的控制效果简单叠加得到的控制效果，“第二种情况”表示本发明实施例提供的Gurney襟翼102与粗糙元阵列101的组合控制效果，结合图5及图6可以看出，通过Gurney襟翼102和粗糙元阵列101的组合控制方式对升力系数和阻力系数的控制具有良好的相互独立性。因此，在具体实施通过Gurney襟翼102和粗糙元阵列101的组合控制方法时，可分别优化gurney襟翼及粗糙的布置参数，而后对其进行组合以获得理想的控制效果。本发明实施例提供的机翼结构10，通过在机翼103上表面的分离点之前设置襟翼102的同时，在机翼103下表面的后缘处设置粗糙元阵列101，克服了单独设置襟翼102不适用于升力系数较小时的缺点，从而提高了机翼103在全升力系数范围内的升阻比。

图7为本发明实施例提供的飞行器70的结构示意图，示例的，该飞行器70可以为飞机，请参见图7所示，该飞行器70可以包括：

机体701和上述图1和图2所示的实施例中任一实施例所示的机翼结构10。

本发明实施例所示的飞行器70，可以执行上述方法实施例一所示的技术方案，其实现原理以及有益效果类似，此处不再进行赘述。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

机翼结构及飞行器专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。