专利名称：翼梢装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及飞行器，更具体地说涉及用在飞行器上的翼梢装置。
技术背景己知在飞行器上使用诸如小翼和翼刀之类的翼梢装置。这些装置试图尤其通过 减小阻力和增大升力来改进飞行器的空气动力学性能。升力的增大会导致翼根弯矩的显著增大。机翼预计可承受的最大弯矩可能支配 机翼的必要强度。这又会支配机翼的重量。因此，在现有技术的飞行器设计中，通 过添加翼梢装置来获得的空气动力学性能方面的增益趋于被应付增大的机翼负载 所要求的飞行器结构质量上的增大所抵消。本发明的目的是提供一种飞行器，该飞行器能够从至少一些与翼梢装置相关的 改进的空气动力学性能中得益，而不会显著增大机翼中的弯矩。发明内容本发明提供一种飞行器，该飞行器包括机翼，该机翼包括末梢和安装在末梢区域中的翼梢装置，该翼梢装置大体向下延伸且具有以大于180度的斜度倾斜的区 域，该区域设置成在飞行过程中产生升力。这里所述的方向/尺寸，除非另外规定， 是对于在水平飞行中巡航的加满燃料的飞行器来说的。反角是从水平面测出的。斜 度是从垂直面测出的，正斜度是在从前面观察左舷机翼时从上方垂直面沿顺时针方 向测出的，而负斜度是在从前面观察左舷机翼时从上方垂直面沿逆时针方向测出 的。还应理解，升力是指沿着垂直于产生升力的表面的方向的力。因此，根据本发 明，以大于180度的斜度倾斜的区域设置成沿着大于90度的斜度的方向产生力(这 里称为"升力")(即，具有向下的分量)。因此，本发明提供一种飞行器，该飞行器能够从由翼梢装置提供的阻力减小中 得益，并且不会在机翼中尤其是翼根处承受太大的弯矩增大。较佳的是，在机翼中 尤其是翼根处的弯矩在使用过程中实际上由于存在翼梢装置而减小。在平稳的水平飞行和产生例如2.5g的大升力运行过程中，本发明都可以是有利的。本发明提供 的益处较佳地可与具有向上面向的翼梢装置的飞行器作比较。本发明的益处例如可与具有昆屈曼(Kuchemann)翼梢装置的飞行器或没有翼梢装置的飞行器作比较。应该理解，翼梢装置不必安装在机翼的末梢处，而是可以例如安装在与机翼末 梢隔开的区域中的一位置。翼梢装置可位于的机翼区域可以是机翼的端部10% (按 面积计)。翼梢装置可以是安装在机翼末梢上的改型装置，但是也可以是与机翼结 构一体的部件。翼梢装置可以与机翼完全合成一体。述及大于180度的斜度将被理解成是指大于180度的正角度。例如，区域可以 185度或200度的斜度倾斜。有利的是，该区域的斜度有一上限。较佳的是，该区 域以小于270度的斜度倾斜。更佳的是，该区域以小于210度的斜度倾斜。有利的是，翼梢装置的大部分是大体向下延伸部分的形式。较佳的是，翼梢装 置的向下延伸部分和其余部分在接头处相遇，其中该接头是敞开的。如同熟悉本领 域的技术人员将会理解的那样，假如接头一侧上的部分到接头另一侧上的部分的角 度变化大于90度，接头就被认为是敞开的。敞开的接头被认为是尤其有利的，因 为它产生较小的粘性阻力。对于具有上反角的机翼的飞行器来说，本发明的第一方面是尤其有利的。有利 的是，机翼具有上反角。翼梢装置的几何形状较佳地是通过以下方式来限定的把翼梢装置看成包括近 端和远端，翼梢装置包含一假想线，该假想线在近端开始，延伸到远端，并在所有 点处都通过50%局部翼弦。因此，翼梢装置的一部分可以参考假想线穿过该部分 的那个部分来限定。例如，翼梢装置在0%和30%假想线之间的部分将被理解成是 指翼梢装置在近端和沿着假想线在30%的路线处相交的弦向线之间的部分。翼梢装置的近端假如不是不言而喻的话，可以通过定位假设没有翼梢装置时机 翼几何形状偏离其应有几何形状之处的机翼部分来识别。较佳的是，以大于180度的斜度倾斜的区域不位于近端附近。更佳的是，以大 于180度的斜度倾斜的区域不位于翼梢装置在0%至10%假想线之间的部分。更佳 的是，以大于180度的斜度倾斜的区域不位于翼梢装置在0%至30%假想线之间的 部分。以大于180度的斜度倾斜的区域可以至少部分地位于50%至100%假想线之 间。较佳的是，以大于180度的斜度倾斜的区域至少部分地位于70%至100%假想 线之间。更佳的是，以大于180度的斜度倾斜的区域位于远端附近。可以设想，大体向下延伸的装置具有改进的巻起特征，因为翼梢涡流中心在使 用过程中比等同的向上延伸装置趋于更向舷外。翼梢装置在近端处的翼弦较佳地与机翼在翼梢处的翼弦相等。翼梢装置的翼弦 较佳地在近端和远端之间减小。有利的是，翼梢装置具有相对较小的平均翼弦，由 此使得在飞行器过程中产生相对较小的摩擦阻力。较佳的是，翼梢装置沿着翼展方向从近端延伸飞行器翼展的3%至15%之间的距离，更佳的是，延伸飞行器翼展的5至和10%之间的距离。有利的是，翼梢装置沿着垂直方向从近端延伸飞行器翼展的3%至15%之间的 距离。更佳的是，翼梢装置沿着垂直方向从近端延伸飞行器翼展的5%至10%之间 的距离。翼梢装置从近端开始的垂直长度有利地与飞行器地面操作要求相符合。有利的是，翼梢装置是牺牲部件。因此，翼梢装置较佳地设置成可在承受超过 某个值的负载时与机翼脱开，例如在飞行器滑行过程中与外物撞击时脱开。翼梢装置不一定是光滑改变的形状。翼梢装置可以包含多个分离的元件，至少 一个元件位于以大于180度的斜度倾斜的区域中。有利的是，至少一个分离的元件 限定以大于180度的斜度倾斜的区域。有利的是，翼梢装置的前缘是扫掠的。较佳的是，翼梢装置的掠角等于机翼的 掠角。在传统的飞行器上，当机翼负载增大时，由于机翼的气动弹性变形，翼梢的 扭曲趋于减小。因此，在具有相似气动弹性机翼特性的根据本发明的飞行器上，当 机翼负载增大时，翼梢装置(它是向下延伸的)的有效掠角增大，从而相对于刚性 机翼来说减小了升力曲线斜率。因此，因为机翼可气动弹性地变形，所以由翼梢装 置产生的负载趋于减小，从而在高负载运行过程中减小在翼梢装置上的最大负载。 这由于几个原因而是有利的。例如，外部机翼结构上的负载可以在高负载运行过程 中保持在可接受的程度内，并且由于翼梢装置在这种运行过程中以小于180度的斜 度倾斜所造成的潜在不利性得以减小。本发明的飞行器的气动弹性特性还可提供其它益处。较佳的是，机翼和/或翼 梢装置在使用过程中变形，以给飞行器提供与飞行器静止在地面上时相比较大的翼 展，由此减小飞行器所遇到的诱导阻力。本发明可更广泛地应用于更大型的飞行器。该飞行器的尺寸较佳地等于设计成 运送多于50名乘客的飞行器的尺寸，更佳地多于100名乘客。根据本发明的另一方面，提供一种机翼，该机翼包括翼梢装置，该机翼和翼梢 装置根据本发明的飞行器的机翼来设置根据本发明的又一方面，提供一种翼梢装置，该翼梢装置根据本发明的飞行器 的翼梢装置来设置。根据本发明的再一方面，提供一套部件，这套部件包括翼梢装置，这套部件适 于将飞行器改变成根据本发明的飞行器。根据本发明的又一方面，提供基本根据在此所述的实施例中的任一个来设置的 翼梢装置、机翼和/或飞行器。 .
下面将仅以举例的方式参照示意附图来描述本发明的各个实施例，在这些附图中图1是根据本发明的第一实施例的飞行器的部分的主视图； 图2a至2d是根据第一实施例的飞行器上的翼梢装置的视图； 图3是示出了与昆屈曼翼梢装置相比的带有各种翼梢装置的沿机翼的弯矩变 化图；图4a和4b示出了在两种飞行条件过程中的第一实施例的翼梢装置； 图5a至5d是根据另外实施例的翼梢装置的视图。
具体实施方式
图1是根据本发明的第一实施例的飞行器1的一半的主视图。飞行器包括机身 3、机翼5和翼梢装置7，该机翼5具有七度的上反角，而该翼梢装置7位于机翼5 的末梢。飞行器显示成正在以巡航速度水平飞行。参见图2a至2d，翼梢装置7包括近端9和远端11。翼梢装置7在近端9连接 至机翼5。在近端，该翼梢装置与机翼5的末梢邻接，并且机翼5和翼梢7在该位 置的相应翼弦长是相等的。翼梢装置7因此与机翼5合成一体。根据第一实施例，在飞行器上对翼梢装置进行改型，以替换先前的翼梢装置。 翼梢装置7和机翼5之间的连接(未示出)是这样的假如翼梢装置以足够的力撞 击外物，例如假如翼梢装置在跑道上滑行的过程中撞击到建筑物，则该翼梢装置会 折断。如同可从现有技术中知道的，翼梢装置7因此是牺牲部件。当确定了翼梢装置的形状之后，可设想一假想线13从近端9延伸到远端11， 该假想线11在所有点处都通过50%翼弦。由假想线13的百分比值所界围的翼梢 装置部分是由与假想线13的这些百分比值相交的弦向线所界围的翼梢装置部分，在近端是0%而在远端是100%。翼梢装置包括分离的元件7a、 7b、 7c和7d。第一元件7a位于近端9和12% 假想线之间，且与机翼5大致对准。翼梢装置7在该近端连接至翼梢。第二元件 7b、第三元件7c和第四元件7d是大体向下延伸的。第二元件7b位于12%和35 %假想线之间，且以100度的斜度倾斜。进一步沿着翼梢装置7，第三元件7c位 于35%和80%假想线之间，且以170度的斜度倾斜。第四元件7d以185度的斜度 倾斜，且位于80%假想线和翼梢装置7的远端之间。翼梢装置7从近端沿着翼展方向延伸距离Dl ，该距离Dl等于飞行器翼展的5 %。翼梢装置7沿着垂直方向延伸距离D2，该距离D2等于7X翼展。因此，翼梢 装置的几何形状与飞行器地面操作规程相符合以便实现预期的应用。翼梢装置具有一翼剖面，因此每个元件都在飞行过程中产生升力。第四元件 7d以大于180的斜度倾斜，该第四元件7d在大于90度(在这种情况下是95度) 的斜度处产生升力15。以与已知的向上指向的装置相似的方式，翼梢装置7使在飞行过程中产生翼梢 涡流能被移动离开飞行器，由此减小引起的阻力。此外，翼梢装置趋于例如通过在 整个翼梢上增大二维流动来增大在翼梢区域产生的升力。在己知的翼梢装置中，由 翼梢装置引起的升力增大会由于需要加强翼根而在飞行器上导致结构质量上的不 利性。然而，使用根据本发明的飞行器上的翼梢装置7，并不会导致这种结构不利 性。翼梢装置7，尤其是第四元件7d可设置成由该翼梢装置产生的升力可用来 减小机翼5中尤其是翼根5'处的弯矩，该弯矩是由机翼产生的升力所引起的。图3是在与带有昆屈曼翼梢装置的机翼相比时沿着机翼的弯矩变化图。该图示 出了带有翼刀、小翼和根据本发明的翼梢装置(标示为"梢尾")的机翼的数据。 应该理解，根据本发明的飞行器上的机翼弯矩增大显著小于带有向上延伸的小翼或 翼刀的飞行器上的机翼弯矩增大。根据本发明，由于存在翼梢装置而产生的附加升 力所引起的附加机翼弯矩几乎被在翼梢装置的向下延伸部分上产生的升力所引起 的弯矩的减小所抵消。因此，假如使用翼梢装置7的话，就不必显著增大翼根的结 构质量。还可设想，提供向下延伸的装置就意味着，翼梢涡流巻将趋于向舷外移动，因 此可改进翼梢涡距且进一步减小所引起的阻力。此外，翼梢装置7设置成当在飞行 过程中加载时气动弹性地变形至较大的翼展，由此再进一步将翼梢涡流向舷外移动。参见图4a和4b，翼梢装置7的前缘以35度的掠角后掠。在第一实施例中， 掠角与机翼5的掠角相同。图4a示出了在巡航条件过程中的翼梢装置，气流由大 的箭头17来标示。翼梢装置设计成在高的机翼负载时，翼梢装置保持在失速条 件之下。图4b示出了在高负载条件过程中的翼梢装置，气流由大的箭头17来标示，且 翼梢装置的巡航位置用阴影表示。如图4b所示，由于机翼的气动弹性变形，翼梢 装置的掠角随着负载的增大而有效地增大。因此，由翼梢装置所产生的升力随着负 载的增大而减小。根据标准的翼梢装置设计原则，翼梢装置在巡航时负载相对较小。然而，因为 翼梢装置上的负载趋于在高负载运行(如上所述)过程中随着机翼的气动弹性变形 而减小，所以巡航时的负载可以设计成稍高于标准翼梢装置上的负载。这可通过在 机翼上提供接近理想椭圆的空气动力学负载分布，并且通过将翼梢涡流中心进一步 向舷外移动，而减小巡航阻力。如同熟悉的技术人员将会意识到的，这尤其是向下 延伸装置的特征。翼梢装置的翼弦沿着假想线13不断縮短。具有相对较短的翼弦可减小由翼梢 装置7引起的摩擦阻力。图5a至5d示出了根据本发明的另外实施例的四种翼梢装置。参见图5a，翼 梢装置207只包括两个相等长度的元件的207a和207b。第一元件207a以140度 的斜度倾斜，而第二元件207b以190度的斜度倾斜。参见图5b，翼梢装置307并不包括分离的元件，而相反地是光滑曲线形。远 端311和85%假想线(未示出)之间的区域以大于185度的斜度倾斜。参见图5c，翼梢装置407包括两个元件407a和407b。第一元件407a显著短 于第二元件407b。第一元件407a以100度的斜度倾斜，而第二元件407b以190 度的斜度倾斜。参见图5d，翼梢装置507包括两个元件507a和507b。第一元件507a显著长 于第二元件507b。第一元件507a以160度的斜度倾斜，而第二元件507b以200 度的斜度倾斜。应该理解，在所有以上实施例中，翼梢装置接近近端的部分并不包括以大于 180度的斜度倾斜的区域。机翼和翼梢装置之间的接头因此是敞开的。敞开的接头 是尤其有利的，因为它在飞行过程中产生特别小的粘性阻力。尽管已经参照具体实施例来描述了本发明，但是熟悉本领域的普通技术人员会意识到，本发明适于有许多在这里没有特别示出的不同变型。在前面的描述中，提 及的整体或元件具有已知的、显而易见的或可预料到的等同物，这些等同物包含在 这里就如同已经单独阐述过一样。应该参照权利要求书来确定本发明的真实范围， 而本发明的真实范围应被理解成包含任何这些等同物。读者还会意识到，描述成较 佳的、有利的、方便的等的本发明的整体或特征是可任选的，并不限制独立权利要 求的范围。
权利要求
1.一种飞行器，所述飞行器包括机翼，所述机翼包括末梢和安装在所述末梢区域中的翼梢装置，所述翼梢装置大体向下延伸且具有以大于180度的斜度倾斜的区域，所述区域设置成在飞行过程中产生升力。
2. 如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼具有上反角。
3. 如权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，以大于180度的斜度倾斜 的所述区域是以小于270度的斜度倾斜的。
4. 如任一前述权利要求所述的飞行器，其特征在于，所述翼梢装置包括近端 和远端，所述翼梢装置包含一假想线，该假想线在所述近端开始、延伸到所述远端， 并且在所有点处都通过50%的局部翼弦，其中，以大于180度的斜度倾斜的所述 区域不在所述近端附近。
5. 如权利要求4所述的飞行器，其特征在于，以大于180度的斜度倾斜的所 述区域不在所述翼梢装置的介于所述近端和30%假想线之间的部分中。
6. 如任一前述权利要求所述的飞行器，其特征在于，所述翼梢装置包括近端 和远端，所述翼梢装置包括一假想线，该假想线在所述近端开始、延伸到所述远端， 并且在所有点处都通过50%的局部翼弦，其中，以大于180度的斜度倾斜的所述 区域至少部分地位于50%假想线和所述远端之间。
7. 如权利要求6所述的飞行器，其特征在于，以大于180度的斜度倾斜的所 述区域位于所述远端附近。
8. 如任一前述权利要求所述的飞行器，其特征在于，所述翼梢装置包括近端 和远端，其中，所述翼梢装置从所述近端沿着翼展方向延伸所述飞行器翼展的3% 至15%之间的距离。
9. 如任一前述权利要求所述的飞行器，其特征在于，所述翼梢装置包括近端 和远端，其中，所述翼梢装置从所述近端沿着垂直方向延伸所述飞行器翼展的3% 至15%之间的距离。
10. 如任一前述权利要求所述的飞行器，其特征在于，所述翼梢装置包括多个 分离的元件，至少一个元件位于以大于180度的斜度倾斜的所述区域中。
11. 如任一前述权利要求所述的飞行器，其特征在于，所述翼梢装置的前缘是 扫掠的。
12. 如任一前述权利要求所述的飞行器，其特征在于，所述机翼和/或翼梢装置 设置成在使用过程中变形，以给所述飞行器提供与所述飞行器静止时相比较大的翼 展。
13. —种机翼，该机翼包括翼梢装置，所述机翼和翼梢装置根据如前述权利要 求中任一项所述的飞行器的所述机翼来设置。
14. 一种翼梢装置，该翼梢装置根据如权利要求1至12中任一项所述的飞行器的所述翼梢装置来设置。
15. —套部件，所述一套部件包括翼梢装置，各所述部件适于将飞行器改变成 如权利要求1至12中任一项所述的飞行器。
全文摘要
一种飞行器(1)包括具有上反角的机翼(5)，该机翼包括末梢和安装在末梢区域中的翼梢装置(7)。该翼梢装置大体向下延伸且具有以大于180度的斜度倾斜的区域(7d)。该区域(7d)设置成在飞行过程中产生升力。以大于180度的斜度倾斜的区域(7d)可位于翼梢装置(7)的远端(11)。翼梢可以是扫掠的，并且可以在飞行过程中气动弹性地变形。
文档编号B64C23/06GK101263052SQ200680033114
公开日2008年9月10日 申请日期2006年9月12日 优先权日2005年9月14日
发明者A·曼 申请人:空中客车英国有限公司