本發(fā)明涉及一種提高帶鋸齒后掠翼跨聲速橫向飛行品質(zhì)的機(jī)翼。

背景技術(shù)：

飛機(jī)在跨聲速機(jī)動(dòng)飛行中的流場(chǎng)十分復(fù)雜，特別是旋渦與激波的相互作用對(duì)旋渦破裂與分離產(chǎn)生的影響較大。帶有前緣鋸齒的后掠翼布局飛機(jī)在跨聲速機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，激波會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼前緣鋸齒的渦流破裂，進(jìn)而引發(fā)氣流分離。若左右機(jī)翼上形成的激波不對(duì)稱，則導(dǎo)致分離流場(chǎng)也不對(duì)稱，從而形成滾轉(zhuǎn)力矩，使得一側(cè)機(jī)翼無先兆地突然失速，導(dǎo)致誘發(fā)“翼下沖”現(xiàn)象發(fā)生，飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性和操縱性將顯著下降，極大地威脅飛行安全。如何在保證飛行器升阻特性和隱身效果的前提下，提高此類帶鋸齒后掠翼布局飛行器的橫向飛行品質(zhì)，具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對(duì)以上缺點(diǎn)，本發(fā)明提供一種提高帶鋸齒后掠翼跨聲速橫向飛行品質(zhì)的機(jī)翼。

本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的：

一種提高帶鋸齒后掠翼跨聲速橫向飛行品質(zhì)的機(jī)翼，包括內(nèi)側(cè)前緣襟翼、外側(cè)前緣襟翼、外翼、副翼和內(nèi)翼，內(nèi)翼的外側(cè)和外翼固定連接，外側(cè)前緣襟翼連接在外翼前緣，內(nèi)側(cè)前緣襟翼連接在內(nèi)翼前緣，外翼的后緣連接有副翼，還包括梯形翼刀，所述的梯形翼刀與內(nèi)翼上表面連接，所述的內(nèi)側(cè)前緣襟翼和外側(cè)前緣襟翼之間為斜削式鈍形鋸齒過渡，該鈍形鋸齒過渡與外側(cè)前緣襟翼連接在一起同步偏轉(zhuǎn)，內(nèi)側(cè)前緣襟翼和所述的鈍形鋸齒過渡之間有一條狹縫，所述的鈍形鋸齒過渡的前緣與來流方向在機(jī)翼平面內(nèi)成一銳角。

本發(fā)明還具有如下技術(shù)特征：

1、所述的鈍形鋸齒過渡的前緣與來流方向在機(jī)翼平面內(nèi)的夾角范圍為15°～75°。

2、所述梯形翼刀的斜邊傾角范圍為15°～75°。

3、所述梯形翼刀的前端靠近內(nèi)側(cè)前緣襟翼。

本發(fā)明的有益效果為：通過形成斜削式鈍形鋸齒過渡，可以減弱或消除鋸齒在上翼面脫出的渦流。鋸齒附近的渦流強(qiáng)度減小，上翼面的流動(dòng)更穩(wěn)定，可以減小渦流在激波干擾下破裂形成的氣流分離范圍，有助于改善機(jī)翼突然失速特性，在斜削式鈍型鋸齒過渡后掠翼飛機(jī)的內(nèi)翼上表面加裝一個(gè)梯形翼刀，可以防止橫向流動(dòng)造成的邊界層在機(jī)翼外側(cè)的堆積和增厚，進(jìn)一步延遲了氣流分離的發(fā)生，有利于消除機(jī)翼跨聲速突然失速現(xiàn)象，改善跨聲速抖振特性，提高帶斜削式鋸齒后掠翼飛機(jī)的跨聲速橫向飛行品質(zhì)。本發(fā)明設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單、構(gòu)造合理、成本低廉、靈活實(shí)用，具有較好的應(yīng)用前景。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的整體結(jié)構(gòu)俯視圖。

圖2是本發(fā)明的局部示意圖。

圖3是圖2的A-A剖面圖。

圖4是本發(fā)明梯形翼刀的示意圖1。

圖5是本發(fā)明梯形翼刀的示意圖2。

圖6是本發(fā)明的整體結(jié)構(gòu)示意圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖舉例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步說明：

實(shí)施例1

如圖1-3所示：一種提高帶鋸齒后掠翼跨聲速橫向飛行品質(zhì)的機(jī)翼，包括內(nèi)側(cè)前緣襟翼1、外側(cè)前緣襟翼4、外翼5、副翼6和內(nèi)翼7，內(nèi)翼7的外側(cè)和外翼5固定連接，外側(cè)前緣襟翼4連接在外翼5前緣，內(nèi)側(cè)前緣襟翼1連接在內(nèi)翼7前緣，外翼5的后緣連接有副翼6，還包括梯形翼刀8，所述的梯形翼刀8與內(nèi)翼7上表面連接，所述的內(nèi)側(cè)前緣襟翼1和外側(cè)前緣襟翼4之間為斜削式鈍形鋸齒過渡3，該鈍形鋸齒過渡3與外側(cè)前緣襟翼連接在一起同步偏轉(zhuǎn)，內(nèi)側(cè)前緣襟翼1和所述的鈍形鋸齒過渡3之間有一條狹縫，所述的鈍形鋸齒過渡3的前緣與來流方向在機(jī)翼平面內(nèi)的夾角范圍為15°～75°。所述梯形翼刀8的斜邊傾角范圍為15°～75°。所述梯形翼刀8的前端靠近內(nèi)側(cè)前緣襟翼1。本實(shí)施例在跨音速機(jī)動(dòng)過程中，內(nèi)側(cè)前緣襟翼1、外側(cè)前緣襟翼4和副翼6的偏轉(zhuǎn)角度根據(jù)飛行狀態(tài)由飛行控制程序決定。

實(shí)施例2

如圖4-6所示：一種提高帶鋸齒后掠翼跨聲速橫向飛行品質(zhì)的機(jī)翼，包括內(nèi)側(cè)前緣襟翼1、外側(cè)前緣襟翼4、外翼5、副翼6和內(nèi)翼7，內(nèi)翼7的外側(cè)和外翼5固定連接，外側(cè)前緣襟翼4連接在外翼5前緣，內(nèi)側(cè)前緣襟翼1連接在內(nèi)翼7前緣，外翼5的后緣連接有副翼6，還包括梯形翼刀8，所述的梯形翼刀8與內(nèi)翼7上表面連接，所述的內(nèi)側(cè)前緣襟翼1和外側(cè)前緣襟翼4之間為斜削式鈍形鋸齒過渡3，該鈍形鋸齒過渡3與外側(cè)前緣襟翼連接在一起同步偏轉(zhuǎn)，內(nèi)側(cè)前緣襟翼1和所述的鈍形鋸齒過渡3之間有一條狹縫。所述梯形翼刀8的前端靠近內(nèi)側(cè)前緣襟翼1。本實(shí)施例的機(jī)翼展弦比為2.0，內(nèi)側(cè)前緣襟翼1前緣后掠角30°，外側(cè)前緣襟翼4前緣后掠角35°。內(nèi)側(cè)前緣襟翼1和外側(cè)前緣襟翼4下偏10°，副翼6下偏5°。其中鈍形鋸齒過渡3前緣與來流方向在機(jī)翼平面內(nèi)夾角為30°。可以減弱或消除鈍形鋸齒過渡3脫出的分離渦，有助于延緩機(jī)翼突然失速現(xiàn)象的發(fā)生。梯形翼刀8高度h為0.015m(采用無量綱參數(shù))，長(zhǎng)度l為0.78m，厚度d為0.0015m，梯形翼刀8前后兩端的斜邊傾角均為20°?？梢苑乐箼M向流動(dòng)造成的邊界層在機(jī)翼外側(cè)的堆積和增厚，進(jìn)一步延緩了氣流分離的發(fā)生，提高了帶斜削式鋸齒后掠翼飛機(jī)的跨聲速橫向飛行品質(zhì)。已經(jīng)在飛機(jī)模型的風(fēng)洞試驗(yàn)中得到了良好的驗(yàn)證。