集成有分布式涵道风扇的机翼的制作方法

本发明涉及一种集成有分布式涵道风扇的机翼，特别是涉及用于机翼的分布式涵道风扇上的升力均衡装置。本发明属于飞机机翼设计领域。

背景技术：

1、集成有分布式涵道风扇的机翼通过将发动机集成到机翼上，可以将短舱的一面与机翼融合，减小形状阻力、摩擦阻力和干扰阻力。发动机在大推力工况下对机翼产生有利干扰，可以增强升力。此外，多个发动机组成阵列可以提供冗余，一定程度上改善飞机的安全性。

2、现有的集成有分布式涵道风扇的机翼的升阻比不满足设计目标。

3、发明人认为，机翼的阻力仍然过大，需要进一步减小机翼的阻力以提高升阻比。

4、机翼对于空间流场的向下的作用力，其实质就是升力的反作用力，也就是升力的来源，因此机翼对于空间流场的向下的作用力展向分布和升力的展向分布相同，下洗速度的展向分布和升力的展向分布也是相同的。下洗速度导致机翼的升力向后偏转，产生的阻力分量被称为诱导阻力，因此升力分布影响着诱导阻力。

5、根据普朗特升力线理论(1918)，升力(下洗速度)展向分布为理想椭圆形时诱导阻力最小。因此，发明人认为，为了减小机翼的诱导阻力，将机翼设计成其升力展向分布曲线尽可能符合理想椭圆曲线的形状是比较有效的方法。

6、发明人发现，在具有传统机翼的飞机上可以通过微调翼型沿展向的变化简便地改变升力展向分布曲线以满足设计需求，但是在机翼背负分布式涵道风扇的飞机上存在以下难点：

7、1.安装在机翼的内段翼的涵道风扇短舱会产生较大升力，在机翼的升力展向分布曲线上表现为机翼的内段翼的升力超出理想椭圆曲线。

8、2.涵道风扇的短舱在机翼展向中段翼处结束，升力也会随之消失，在机翼的升力展向分布曲线上留下陡峭的台阶形状，产生很大的诱导阻力。

9、3.发明人发现，如果通过调整机翼翼型沿展向的变化抵消上述升力分布曲线的台阶形状，将会导致机翼形状扭曲，存在结构效率低下甚至无法制造的风险。先前尝试通过增加外翼扭转角改善升力分布，导致大迎角外翼先失速，使得失速特性恶化，并且机翼扭转过大，翼梁无法工业化制造。

10、因此，仍然存在对集成有分布式涵道风扇的机翼的结构作进一步改进的需求。

技术实现思路

1、本发明的目的在于改善集成有分布式涵道风扇短舱的飞机的升力分布曲线，使其更接近理想椭圆曲线，从而减小诱导阻力。

2、针对现有技术的上述问题，发明人提供了一种集成有分布式涵道风扇的机翼包括升力均衡装置，填补升力分布曲线上的台阶，使升力分布曲线接近理想椭圆曲线。

3、在该集成有分布式涵道风扇的机翼的第一示例中，该集成有分布式涵道风扇的机翼包括：分布式涵道风扇，分布式涵道风扇集成到机翼的内段翼上；短舱，短舱部分地包围分布式涵道风扇；以及升力均衡装置，升力均衡装置设在短舱在展向方向上的外侧端部处，其中升力均衡装置包括至少一个翼片，并且至少一个翼片在升力均衡装置在展向方向上的装置展向长度上产生装置升力。

4、在该集成有分布式涵道风扇的机翼的第二示例中，可选地包括第一示例，升力均衡装置构造成使得装置升力随着展向方向向外而逐渐减小。

5、在该集成有分布式涵道风扇的机翼的第三示例中，可选地包括第一示例和第二示例中的一个或多个，短舱具有在展向方向上的短舱展向长度，并且短舱的展向起始安装位置是机翼的零展向位置，并且升力均衡装置的展向起始安装位置与零展向位置在展向方向上的距离为短舱展向长度的0.7倍到1.5倍。

6、在该集成有分布式涵道风扇的机翼的第四示例中，可选地包括第一示例至第三示例中的一个或多个，短舱具有在高度方向上的短舱高度，并且短舱的高度起始安装位置是机翼的零高度位置，并且升力均衡装置的高度起始安装位置与零高度位置在高度方向上的距离为短舱高度的0.3倍到1.5倍。

7、在该集成有分布式涵道风扇的机翼的第五示例中，可选地包括第一示例至第四示例中的一个或多个，该集成有分布式涵道风扇的机翼还包括：

8、在该集成有分布式涵道风扇的机翼的第六示例中，可选地包括第一示例至第五示例中的一个或多个，短舱具有在展向方向上的短舱展向长度，并且升力均衡装置在展向方向上的装置展向长度在短舱展向长度的5％-50％的范围内。

9、在该集成有分布式涵道风扇的机翼的第七示例中，可选地包括第一示例至第六示例中的一个或多个，短舱具有在流向方向上的短舱流向长度，并且升力均衡装置在流向方向上的装置流向长度在短舱流向长度的30％-150％的范围内。

10、在该集成有分布式涵道风扇的机翼的第八示例中，可选地包括第一示例至第七示例中的一个或多个，升力均衡装置包括单个翼片，并且单个翼片的上反角大于-45°。

11、在该集成有分布式涵道风扇的机翼的第九示例中，可选地包括第一示例至第八示例中的一个或多个，至少一个翼片的外侧端部处设有端板。

12、在该集成有分布式涵道风扇的机翼的第十示例中，可选地包括第一示例至第九示例中的一个或多个，升力均衡装置的至少一个翼片具有翼外扭转角部。

13、本发明的集成有分布式涵道风扇的机翼，通过在分布式涵道风扇外侧安装的升力均衡装置产生升力，填补机翼的升力分布曲线上的台阶，使升力分布曲线接近理想椭圆曲线。

技术特征：

1.一种集成有分布式涵道风扇的机翼，所述集成有分布式涵道风扇的机翼(2)包括：

2.根据权利要求1所述的集成有分布式涵道风扇的机翼，其特征在于，

3.根据权利要求1所述的集成有分布式涵道风扇的机翼，其特征在于，

4.根据权利要求1所述的集成有分布式涵道风扇的机翼，其特征在于，

5.根据权利要求1所述的集成有分布式涵道风扇的机翼，其特征在于，

6.根据权利要求1所述的集成有分布式涵道风扇的机翼，其特征在于，

7.根据权利要求1所述的集成有分布式涵道风扇的机翼，其特征在于，

8.根据权利要求1所述的集成有分布式涵道风扇的机翼，其特征在于，

9.根据权利要求1所述的集成有分布式涵道风扇的机翼，其特征在于，

10.根据权利要求1所述的集成有分布式涵道风扇的机翼，其特征在于，

技术总结本发明涉及一种集成有分布式涵道风扇的机翼。该集成有分布式涵道风扇的机翼包括：分布式涵道风扇，分布式涵道风扇集成到机翼的内段翼上；短舱，短舱部分地包围分布式涵道风扇；以及升力均衡装置，升力均衡装置设在短舱在展向方向上的外侧端部处，其中升力均衡装置包括至少一个翼片，并且至少一个翼片在升力均衡装置在展向方向上的装置展向长度上产生装置升力。技术研发人员：谢睿轩,陈至瑜,丁玲,王祁旻,金鼎,徐南波受保护的技术使用者：中国商用飞机有限责任公司技术研发日：技术公布日：2024/4/17