飞行控制表面的改装的制作方法

本发明涉及对具有翼梢装置和可移动飞行控制表面的固定翼飞行器的机翼进行改装的方法。本发明还涉及改装的飞行器机翼。

背景技术：

为了改善飞行器性能，已经用翼梢装置比如小翼、翼梢翼刀、翼展延伸部或类似物对一些飞行器进行了改装。这已经成为航空业中常见的性能改善组件。将翼梢装置改装至现有的机翼可以被改善飞行器性能的欲望所驱使并且可能会促使跨越机翼的飞行器翼展上的载荷发生改变。

然而，这种对机翼的翼展载荷的改变通常在不对翼梢的内侧做出改变的情况下不是最优的，尤其是对于未设计有翼梢装置的飞行器或者是在现代计算流体力学(cfd)技术之前设计的飞行器尤为如此。

这些改变先前已经包括了相对于飞行控制表面的位置角的改变，或者对飞行器飞行控制表面外侧的“支架”的修改。

技术实现要素：

本发明的第一方面提供了一种对固定翼飞行器的机翼进行改装的方法。该方法包括以下步骤：提供具有主固定机翼部分的现有的飞行器机翼，主固定机翼部分具有梢端和邻近梢端连接的现有的可移动飞行控制表面。然后，将现有的可移动飞行控制表面从主固定机翼部分移除，并且将翼梢装置和可移动控制表面选择作为一对，以取代现有的可移动飞行控制表面，其中，所选择的可移动飞行控制表面具有与从机翼移除的飞行控制表面的形状不同的形状的空气动力学表面。然后将所选择的翼梢装置和可移动飞行控制表面配装至主固定机翼部分。

本发明的优点在于，通过对飞行控制表面进行形状改变可以对在存在可改装的翼梢装置的情况下的机翼载荷进行更好地优化。这可以通过增大可行的经济的马赫范围且通过在给定的飞行时间或飞行阶段下更好地优化升阻比来提高飞行器的操作灵活性。

本发明通过对在存在新的翼梢装置的情况下的翼展载荷进行修改给出了减小机翼诱导阻力的可能性：

·提高‘k’因子(oswald效率)

·调整在翼展方向上的压力中心

附加的潜在益处可以包括：

·改善的压缩性阻力

·翼梢装置的在表面连续性、改善的性能、以及视觉益处方面的开发的更大范围

·针对给定的机翼弯曲目标重新优化

这些改变可以有利地重新分配局部载荷，比通过仅改装翼梢装置可获得的局部载荷多，从而促成飞行器水平优势，比如：

·改善的燃料消耗

·改善的爬升性能

该上下文中的改装指的是将一个或更多个不同形状的部件添加至下述装置或结构：所述装置或结构在其被首次制造时不具有所述部件或者具有不同形状的部件。改装在此处不会扩展为用大致相同设计的部件来更换部件的方式对飞行器机翼的修理。

翼梢装置指的是附接在机翼的外侧“梢”端处的任何装置，翼梢装置旨在通过飞行器的提升系统的有利的重新分配来减小阻力。翼梢装置可以采用多种形式，所述多种形式包括但不限于翼梢翼刀、小翼、库舍曼(kucheman)翼梢、融合式翼梢小翼、倾斜小翼、倾斜翼梢、非平面翼梢延伸部和分裂式(split)翼梢。

对飞行控制表面进行改装增大了翼展载荷，从而有助于使改装的翼梢装置的益处最大化，而无需对主机翼部分进行内部结构改动。与简单地提供现有的控制表面的位置角变化相比，通过将翼梢装置和可移动飞行控制表面选择作为互补的对或组做出了改进。

优选地，主固定机翼部分具有连接至现有的可移动飞行控制表面和所选择的可移动飞行控制表面的公共连接件(结构和系统)，从而使得能够以最小的改变对主固定机翼部分进行改装。

这允许改装过程的劳动强度更小、效率更高，并且无需对机翼的内部轮廓、机构或系统在结构上进行重新构造。

与现有的飞行控制表面相比，所选择的飞行控制表面可以具有不同的翼弦长度、弯度、厚度或平面形状面积。

翼弦长度是在空气动力学(即，翼型)截面的前缘与后缘之间的以直线测量的距离。

弧度被定义为翼型截面的在顶部空气动力学表面与底部空气动力学表面之间的不对称，使得对称截面将不具有弧度。弧线是在翼型截面的顶部空气动力学表面与底部空气动力学表面之间等距绘制的假想线。这意味着对于对称翼型截面而言弧线的长度将等于翼弦长度。

空气动力学截面的厚度限定了介于顶部空气动力学表面与底部空气动力学表面之间的沿垂直于翼弦线和翼展方向测量的距离。

平面形状面积在此处被定义为当从与机翼的翼展方向和机身的纵向方向垂直的角度观察时的物体的投影面积。

现有的飞行器机翼可以具有在主固定机翼部分的梢端处连接的现有的翼梢装置，使得该方法还包括将现有的翼梢装置从主固定机翼部分移除的步骤。替代性地，现有的飞行器机翼可以不具有现有的翼梢装置。

虽然改装方法与初始设计的无翼梢装置的飞行器特别相关，然而因为在改装有翼梢装置时预期外部机翼载荷不太理想，因此，将可移动飞行控制表面改装至初始设计的具有翼梢装置的飞行器机翼由于在改装新的翼梢装置时预期的外部机翼载荷的变化也存在优点。这与在现代计算流体力学(cfd)技术之前设计的飞行器特别相关，这种飞行器可能在改装翼梢装置时不具有理想的机翼载荷。

现有的飞行控制表面和所选择的飞行控制表面可以具有大致相同的前缘形状。

这意味着，主机翼部分的后缘——在现有的飞行控制表面的前缘所坐置的位置处——的形状也适用于容置所选择的飞行控制表面的前缘。这种共性允许所选择的控制表面被更容易改装，并且不会发生实质性的结构改动。

可移动飞行控制表面可以是副翼、襟副翼、或是构造成提供侧倾控制的其他控制表面。

襟副翼是构造成执行副翼和襟翼两者的功能的控制表面。

所选择的翼梢装置可以包括小翼。小翼是从机翼向上突出(隆起)或向下突出(下陷)的翼状升力表面。翼梢装置可以包括隆起部和下陷部两者例如分裂式小翼。小翼可以是“融合式翼梢小翼”，在该融合式翼梢小翼，上表面和下表面连同前缘和后缘一起从机翼的梢端平滑地过渡到交叉处的小翼中。

所选择的翼梢装置可以被融合到主固定机翼部分的梢端中。这可以改善飞行器机翼的外侧端部处的空气动力学性能。

所选择的翼梢装置可以包括翼梢延伸部。

所选择的翼梢装置可以以相对于主固定机翼部分不可移动的方式固定。在这个意义上，这意味着翼梢装置不会被致动而相对于该翼梢装置所附接的机翼移动。

所选择的翼梢装置可以至少包括可移动部分。在这个意义上，这意味着翼梢装置的至少一部分被致动以使翼梢装置相对于该翼梢装置所附接的机翼移动。

本发明的第二方面提供了一种飞行器机翼，该飞行器机翼具有根端、梢端、在根端与梢端之间延伸的翼展、前缘、后缘、以及在前缘与后缘之间延伸的翼弦。该飞行器机翼还具有：主固定机翼部分，该主固定机翼部分具有与根端相邻的内侧部分和与梢端相邻的外侧部分；翼梢装置，该翼梢装置附接至机翼的梢端；以及可移动飞行控制表面，该可移动飞行控制表面连接在主固定机翼部分的外侧部分的外侧处。可移动飞行控制表面具有前缘、后缘、以及在前缘与后缘之间延伸的翼弦。可移动飞行控制表面的局部翼弦长度与机翼的局部翼弦长度的比值在翼展方向上发生变化。

改装有所选择的飞行控制表面可以改变外部机翼载荷并且进一步改善由所选择的翼梢装置提供的性能益处。

可移动飞行控制表面的局部翼弦长度与机翼的局部翼弦长度的比值可以在翼展方向上增大，或者该比值可以在翼展方向上减小。

可移动飞行控制表面的前缘和/或后缘可以是直的。

本发明的第三方面提供了一种飞行器机翼，该飞行器机翼具有：根端和梢端；主固定机翼部分，该主固定机翼部分具有与根端相邻的内侧部分和与梢端相邻的外侧部分；翼梢装置，该翼梢装置附接至机翼的梢端；以及可移动飞行控制表面，该可移动飞行控制表面连接在主固定机翼部分的外侧部分处。可移动飞行控制表面具有内侧边缘与外侧边缘，并且可移动飞行控制表面构造成能够在中立位置与至少一个展开位置之间移动。机翼的包括处于中立位置的可移动飞行控制表面的内侧边缘的翼型截面的弧度不同于机翼的正好位于可移动飞行控制表面的内侧边缘的内侧的翼型截面的弧度。

中立位置指的是控制表面的在下述情况下的位置：所述情况为控制表面的空气动力学表面与主固定机翼部分的上部空气动力学表面和下部空气动力学表面共形，即控制表面未处于偏转状态。

对所选择的飞行控制表面进行改装的结果可以是：在主固定机翼部分与所选择的可移动飞行控制表面之间、沿机翼翼展方向横跨可移动飞行控制表面的内侧边缘产生弧度的阶梯式变化。

横跨可移动飞行控制表面的内侧边缘的弧度差异可以提供沿机翼翼展方向的弯曲轮廓的阶梯式变化。

第二方面和第三方面的翼梢装置可以包括小翼。

第二方面和第三方面的翼梢装置可以被融合到主机翼部分的梢端中。

第二方面和第三方面的翼梢装置可以包括翼梢延伸部。

第二方面和第三方面的控制表面可以是副翼、襟副翼、或构造成提供侧倾控制的其他控制表面。

第二方面和第三方面的翼梢装置可以以相对于主机翼部分不可移动的方式固定。

第二方面和第三方面的翼梢装置可以至少包括可移动部分。

机翼可以具有与梢端相邻的折叠部分，其中，折叠部分适于绕大致沿翼弦方向延伸的铰链旋转。

折叠部分可以提供可变的机翼翼展，以使得可以有供飞行期间使用的飞行构型以及供地面操作期间使用的接地构型。在接地构型中，飞行器机翼的翼展被减小以适应机场处的飞行器翼展(门)约束。

附图说明

现在将参照附图对本发明的实施方式进行描述，在附图中：

图1a是飞行器的平面图；

图1b是飞行器的正视图；

图2a示出了待改装的现有的右舷飞行器机翼的第一示例的平面图；

图2b示出了图2a的机翼在改装有新的副翼和翼梢装置组件之后的平面图；

图2c和图2d分别示出了穿过图2a和图2b的机翼的翼型；

图3a示出了待改装的现有的右舷飞行器机翼的第二示例的平面图；

图3b示出了图3a的机翼在改装有新的副翼和翼梢装置组件之后的平面图；

图4a示出了待改装的现有的右舷飞行器机翼的第三示例的平面图；

图4b示出了图4a的机翼在改装有新的副翼和翼梢装置组件之后的平面图；

图4c至图4d示出了穿过图4b的机翼的替代性翼型；

图4e示出了图4a的机翼在改装有新的副翼和翼梢装置组件之后的另一平面图；

图4f至图4g示出了图4e的改装的飞行器机翼的翼型；

图5示出了改装前和改装后的翼展载荷的示例性比较；以及

图6示出了改装前和改装后的与机翼弯矩相关的示例性飞行器阻力曲线。

具体实施方式

图1a示出了现有飞行器1，现有飞行器1包括左舷固定机翼2和右舷固定机翼3、引擎9、以及具有前端5和尾端6的机身4，其中，尾端6包括水平稳定表面7和竖向稳定表面8。飞行器1是典型的喷气式客运飞行器，但是本发明能够适用于各种各样的固定翼飞行器类型，所述各种各样的固定翼飞行器类型包括商用固定翼飞行器、军用固定翼飞行器、客运固定翼飞行器、货运固定翼飞行器、喷气式固定翼飞行器、螺旋桨式固定翼飞行器、通用航空固定翼飞行器等，其中，任意数量的引擎附接至机翼或机身。

飞行器1的每个机翼2、3具有长度沿翼展方向从根部至梢部延伸的悬臂结构，悬臂结构的根部连结至飞行器机身4。机翼包括主固定机翼部分20、与机翼梢端相邻的可移动飞行控制表面30、以及在可移动飞行控制表面30的外侧的翼梢装置40。

翼梢装置40示出为图1b中的翼梢翼刀，其中，接近竖向的大致平面部分从圆形的(kucheman)翼梢部分向上和向下延伸，尽管现有飞行器1可以配装有其他翼梢装置或无翼梢装置，如对本领域技术人员而言将明显的那样。

本发明总体上涉及对机翼2和机翼3的改装，并且特别地涉及对外侧机翼部分的改装。该外侧机翼部分在图1b中以虚线的方框a表示。图2a示出了飞行器1的右舷机翼3的简化示意图，其中，该右舷机翼3未附接有翼梢装置但具有主机翼部分20和附接至主机翼部分20的现有的可移动飞行控制表面30。主机翼部分20具有翼弦长度lw，该翼弦长度lw在主机翼部分20的前缘21与后缘22之间延伸。现有的可移动飞行控制表面30具有翼弦长度lc，该翼弦长度lc在可移动飞行控制表面30的前缘31与后缘32之间延伸。现有的可移动飞行控制表面30的局部翼弦长度与主机翼部分20的局部翼弦长度的比值lc/lw在翼展方向上是大致恒定的。

现有的可移动控制表面的前缘31和后缘32都是直的，并且现有的可移动控制表面的前缘31和后缘32延伸达到现有的可移动控制表面30的内侧边缘33和现有的可移动控制表面30的外侧边缘34。

现有的可移动飞行控制表面30从主机翼部分20中移除，并且新的可移动飞行控制表面30a和对应的翼梢装置40a被选择作为一对或一组。然后，选择的翼梢装置40a和选择的可移动飞行控制表面30a被配装至主机翼部分20，如图2b中所示出的那样。

选择的可移动飞行控制表面30a的形状不同于被移除的(先前现有的)可移动飞行控制表面30的形状使得选择的可移动飞行控制表面30a的形状与选择的翼梢装置40a互补并且优化机翼载荷。选择的可移动控制表面30a的形状的这种改变可以包括例如平面形状面积、厚度、弧度、翼弦长度、或对本领域技术人员而言明显的任何其他(外部或空气动力学)形状的改变。

例如，图2b示出了具有选择的可移动飞行控制表面30a和选择的翼梢装置40a的改装机翼3，其中，选择的可移动飞行控制表面30a的平面形状面积相比于现有的可移动飞行控制表面30是增大的，如表示先前存在的可移动飞行控制表面的阴影平面形状的虚线所指示的那样。替代性改变是相比于先前现有的可移动飞行控制表面30而减小选择的可移动飞行控制表面30a的平面形状面积。

图2b还示出了选择的可移动飞行控制表面30a的局部翼弦长度与主机翼部分20的局部翼弦长度的比值lc/lw不再是恒定的，并且该比值lc/lw现在在机翼的翼展方向上发生变化(例如，增大)。对本领域技术人员而言还将明显的是，可以改装选择的可移动飞行控制表面以使得比值lc/lw可以在翼展方向上减小。

图2c至图2d示出了现有的可移动飞行控制表面30和选择的可移动飞行控制表面30a在相同的翼展部位52(在图2a、2b中示出的)处的截面图。如可以看到的，选择的可移动飞行控制表面30a的局部翼弦长度lc大于先前现有的可移动飞行控制表面30的局部翼弦长度lc。主固定机翼部分20在部位52处的截面轮廓在图2c和图2d中未变化，并且因此lw在图2c和图2d中是相同的。翼弦长度lc的改变将伴随着机翼截面的弧度变化。

将明显的是，由于现有的可移动飞行控制表面30设计成对现有的主机翼部分20的补充，因此任何改装的可移动飞行控制表面30a还能够由于机翼3的轮廓形状的变化而引起横跨可移动飞行控制表面30a的内侧边缘33的空气动力学轮廓(翼型截面)的阶梯式变化。这可以例如是局部截面弧度沿机翼翼展方向的阶梯式变化，下文将参照图4e至图4g进行更多地讨论。

主机翼部分20与可移动飞行控制表面30、30a之间的连接机构也优选地保持不变，以使得主机翼部分20具有至先前的可移动飞行控制表面30和最新选择的可移动飞行控制表面30a两者的公共连接件。

图3a至图3b示出了与图2a至图2d中示出的第一实施方式大致相同的第二实施方式，其中，所有共同的特征件使用共同的附图标记进行标记。唯一的实质性区别是在现有的机翼上添加了现有的翼梢装置40，如图3a中所示出的那样。因此，该实施方式要求该方法还包括将现有的翼梢装置40从主机翼部分20中移除以及将现有的可移动飞行控制表面30从主机翼部分20移除。然后，翼梢装置40和可移动飞行控制表面两者被选择的可移动飞行控制表面30a和对应的选择的翼梢装置40a所替代，选择的可移动飞行控制表面30a和对应的选择的翼梢装置40a被选择作为一对或一组。选择的翼梢装置40a和选择的可移动飞行控制表面30a随后被配装至主机翼部分20。

图3a示出了主机翼部分20、附接至主机翼部分20的现有的可移动飞行控制表面30、以及现有的翼梢装置40。

图3b示出了改装的机翼3，该改装的机翼3具有附接至主机翼部分20的选择的可移动飞行控制表面30a和选择的翼梢装置40a。

如图3b中所示出的，选择的翼梢装置40a比先前现有的翼梢装置40大，由此在翼梢34处具有更大的翼展宽度和更长的翼弦长度。在翼梢34处的增大的翼弦长度实现了相比于先前现有的可移动飞行控制表面30的平面形状面积而言的选择的可移动飞行控制表面30a的平面形状面积的增大。当然，在其他示例中，选择的翼梢装置40a可以与先前现有的翼梢装置40相比而具有相同的、更小的或更大的尺寸，并且选择的可移动飞行控制表面30a将被选择成与选择的翼梢装置40a配对。

将明显的是，由于现有的可移动飞行控制表面30设计成对现有的主机翼部分20的补充，因此任何改装的可移动飞行控制表面30a还能够由于机翼3的轮廓形状的改变而引起横跨可移动飞行控制表面30a的内侧边缘33的空气动力学轮廓的阶梯式变化。这可以例如是局部截面弧度沿机翼翼展方向的阶梯式变化，下文将参照图4e至图4g进行更多地讨论。

图4a至图4b示出了与图3a至图3b中示出的第二实施方式大致相同的第三实施方式，其中，所有共同的特征件使用共同的附图标记进行标记。唯一的实质性区别是，选择的飞行控制表面30a的平面形状面积相比于现有的飞行控制表面30而基本上保持未改变，同时选择的飞行控制表面30a的弧度相比于现有的飞行控制表面30而有所改变。

图4a示出了主机翼部分20、附接至主机翼部分20的现有的可移动飞行控制表面30、以及现有的翼梢装置40。

图4b示出了主机翼部分20、附接至主机翼部分20的选择的可移动飞行控制表面30a、以及选择的翼梢装置40a。还示出了先前现有的翼梢装置40的阴影轮廓。

对选择的可移动飞行控制表面30a和选择的翼梢装置40a两者进行改装的结果是：该机翼载荷可以相比于仅对选择的翼梢装置40a进行改装的情况下的机翼载荷而言被更有效地调节，这是因为更大比例的空气动力学表面可以被优化。这是能够实现的，而无需对主机翼部分20进行重大结构改动，否则可能需要重大结构改动以延长飞行包络线。

图4c示出了在图4a中示出的现有的飞行控制表面30在翼展部位52处的翼型截面轮廓与在图4b中示出的选择的飞行控制表面30a在翼展部位52处的翼型截面轮廓之间的比较的第一示例。如可以看到的，重新弯曲的飞行控制表面30a具有与飞行控制表面30相同的翼弦长度，但是后缘32定位得较低，飞行控制表面30a的下部空气动力学表面具有较高的曲率从而导致更高度弯曲的飞行控制表面。

图4d示出了在图4a中示出的现有的飞行控制表面30在翼展部位52处的翼型截面轮廓与在图4b中示出的选择的飞行控制表面30a在翼展部位52处的翼型截面轮廓之间的比较的第二示例。如可以看到的，重新弯曲的飞行控制表面30a具有与飞行控制表面30相同的翼弦长度，但是后缘32定位得较高，飞行控制表面30a的上部空气动力学表面具有较高的曲率从而导致反折弯曲的飞行控制表面。

弧度改变的结果也可能在某些情况下意味着现在在选择的可移动飞行控制表面30a的内侧边缘33与主机翼部分的正好位于选择的可移动飞行控制表面30a内侧的截面之间存在弯曲轮廓的阶梯式变化。

弧度的该阶梯式变化可以从图4e至图4g的空气动力学轮廓的对比中看到，在图4f和图4g中弧线用虚线表示。图4f示出了正好位于选择的可移动飞行控制表面30a的内侧边缘33的内侧的位置处的翼型轮廓，该翼型轮廓在图4e中用翼展部位53来表示。图4g示出了选择的可移动飞行控制表面30a上的、正好位于内侧边缘33的外侧的位置处的翼型轮廓，该翼型轮廓在图4e中用翼展部位54来表示。在图4e至图4g中，可移动飞行控制表面30a示出为处于中立位置，也就是说，可移动飞行控制表面30a尚未被致动至展开位置，并且可移动飞行控制表面30a处于其零度位置。

横跨选择的可移动飞行控制表面30a的内侧边缘的弧度差异能够被观察为机翼的截面轮廓的突然过渡或阶梯式变化。这也可以是以上所描述的第一实施方式和第二实施方式中的任意实施方式的特征。

图5示出了沿着右舷机翼3的翼展l的升力系数cl。改装了的现有的翼梢装置40和可移动飞行控制表面30a的翼展载荷以实线60表示，同时改装之后的选择的翼梢装置40a和选择的可移动飞行控制表面30a的翼展载荷以虚线60a表示。

图5示出了可以在使用选择的翼梢装置40a和对应的选择的可移动飞行控制表面30a的情况下实现的改善的提升性能，该改善的提升性能用横跨包括选择的可移动飞行控制表面30a的翼展截面相比现有机翼3的翼展载荷的增大的升力系数来表示。

图6示出了针对飞行器机翼3的给定的机翼根部弯矩bm而言的飞行器阻力d的变化。包括现有的飞行控制表面30的飞行器机翼3的阻力以实线61示出，同时虚线61a指示包括改装的选择的飞行控制表面30a和翼梢装置40a的飞行器机翼3的阻力。图6示出了本发明可以如何针对给定的最大允许弯矩57而使诱导阻力减至最小。

在每个实施方式中，将清楚的是，本发明可以适用于具有可移动飞行控制表面的任何飞行器机翼。可移动飞行控制表面可以指例如副翼、襟副翼、或任何其他构造成提供侧倾控制的控制表面。

每当说明书中提到翼梢装置40、40a时，翼梢装置40、40a可以包括例如小翼、倾斜的翼梢、翼梢翼刀、翼梢盖、翼梢延伸部、或任何其他为本领域已知的翼梢轮廓或装置。翼梢装置40、40a还可以被融合到主机翼部分20的梢端中。

翼梢装置40、40a可以是“固定”类型，这意味着翼梢装置40、40a是相对于机翼3不可移动的，也就是说，翼梢装置40、40a除了正常的结构偏转之外基本上不相对于机翼3旋转或移动。然而，翼梢装置40、40a可以替代性地包含能够相对于主机翼部分20移动的至少一些部分。翼梢装置40、40a可以包括折叠翼梢。

在出现词语“或”的情况下，该词语“或”应当被理解为指“和/或”，使得所涉及的项不一定是互斥的并且可以以任何适当的组合使用。

尽管以上已经参照一个或更多个优选实施方式对本发明进行了描述，但应当理解的是，可以在不脱离本发明的如在所附权利要求中限定的范围的情况下做出各种改变和修改。