飞机机翼的制作方法

飞机是用于人员和货物以及军事应用的最重要的运输设备之一，对于大多数长途旅行来说，它们几乎没有替代性。本发明涉及在某种意义上不包括直升机的飞机，并且涉及用于飞机的机翼，其在某种意义上不包括用于直升机的旋翼桨叶。特别地，本发明涉及具有固定机翼的飞机和这种固定机翼本身。

机动飞机及其机翼的基本功能是通过推进发动机来产生一定的速度，并在由速度导致的气流中通过飞机的机翼产生所需的升力。该功能是飞机的机翼的空气动力学设计的主题，例如关于它们的尺寸、轮廓等。

通常已知在飞机的主机翼(即主要或专门负责升力的那些机翼)的外端处使用所谓的翼尖装置或小翼。这些小翼旨在减少所谓的机翼尖端涡流，该机翼尖端涡流由机翼上方区域和机翼下方区域之间的压力差导致，所述压力差是所期望的升力的原因。由于这是机翼的某个端部，因此气流倾向于补偿压力差，这导致涡流。这种机翼尖端涡流降低了机翼的提升效果，增加了所产生的噪音，增加了由于气流中的耗散而造成的能量损失，并且对于紧跟在飞机后的其他飞行器可能是有害的。所提到的小翼可以说是针对机翼尖端涡流的挡板。

本发明的问题是提供具有小翼的改进的机翼和改进的相应飞机。

为了解决这个问题，本发明涉及一种用于飞机的机翼，机翼具有从所述飞机的基体朝向外机翼端部的机翼长度和在所述外机翼端部上连接到所述机翼的至少两个小翼，所述小翼的上游小翼在所述飞机的飞行方向上在所述小翼的下游小翼之前，所述上游小翼产生除由所述机翼产生的机翼尖端涡流之外的小翼尖端涡流，所述小翼尖端涡流和所述机翼尖端涡流在所述上游小翼和下游小翼之间且垂直于所述飞行方向的平面内叠加，其中所述平面内的气流相对于所述飞行方向倾斜，其中所述下游小翼适于在所述气流中产生具有正推力分量的升力，

并且涉及具有两个彼此相对的这种机翼的飞机以及涉及更新部件的用途，所述更新部件包括用于安装到飞机以制造这种机翼或飞机的相应的小翼。

本发明涉及一种具有至少两个小翼的机翼，其中这些小翼固定至机翼的外机翼端部。为了避免误解，“机翼”可以是飞机的(主要)负责所需的升力的主机翼；然而，它也可以是水平稳定机翼，其通常也是近似水平的。进一步地，术语“机翼”应涉及如起源于飞机的基体处并且从其向外延伸的机翼。在该机翼的外机翼端部处，至少两个小翼被固定并进一步延伸，但不一定在相同的方向上延伸。如在现有技术中大部分已知的那样，小翼可相对于机翼倾斜和/或弯曲。然而，优选地，小翼不从外机翼端部向内延伸。

本发明人的第一个想法是在积极的意义上使用机翼的尖端涡流区域中的倾斜气流。进一步的想法是在该倾斜气流中产生空气动力学“升力”，其具有正推力分量，即平行于飞机的飞行方向的向前指向的分量。在此，应当清楚的是，“升力”涉及小翼的空气动力学机翼功能。然而，在这里，最大化或甚至产生向上指向的提升力不一定是重要的，但是向前的推力分量是关注的中心。

发明人的第三个想法可以说是以用于小翼的这种预期功能的气流为条件。在这方面，他们发现“加宽”倾斜气流以改进其用途是有利的。这是有道理的，因为机翼尖端涡流非常集中，使得气流方向的实质倾斜角(相对于飞行方向)只能在非常靠近翼尖处找到。发明人发现，关于这种情况使用相对长的小翼是有效的，因为较长的小翼可以在空气动力学意义上更好地被优化。因此，本发明提供至少两个小翼，上游小翼旨在“加宽”倾斜气流区域，下游小翼旨在从其产生推力分量

上游小翼旨在通过使机翼的机翼尖端涡流的一部分“转移”到小翼尖端(即向外)来“分裂”机翼的机翼尖端涡流。因此，导致了小翼引起的尖端涡流(小翼尖端涡流)和机翼(所述机翼在飞行方向上比小翼更深)的“剩余的”涡流的叠加。如实施例所示，这种叠加加宽了倾斜气流区域。因此，相对长(在下文的定义中的长)的小翼可以用作下游小翼并且可以面对由此产生的倾斜气流。

特别地，下游小翼应当具有比上游小翼更大的翼展方向长度，优选地为上游小翼长度的105％和180％之间。其中，更优选的下限分别为110％、115％、120％、125％、130％、135％和140％，而更优选的上限分别为175％、170％、165％和160％。更进一步地，上游小翼应当具有相对大的纵横比(长度与“深度”或“翼弦”的关系)，该纵横比为3和7之间。更优选的下限分别为3.5、4、4.5，上限分别为6.5、6、5.5。

这里使用的术语“长度”或“翼展方向长度”旨在描述在垂直于飞行方向的投影平面内的机翼或小翼的长度。由于机翼，特别是小翼在该投影中不需要是直的和/或水平的，因此术语“长度”应当定义为在被投影的机翼或小翼的上限线和下限线之间的中间的中心线的长度。机翼长度的起点应当为基体的中间，机翼与任何小翼之间的过渡应当在(至少两个)小翼之间开始分开处。这里提到的“纵横比”应当参考由此定义的长度。

根据本发明的小翼，特别是所谓的下游小翼，如果受到气流的冲击则产生升力，其中升力根据定义垂直于小翼的上游的气流的主方向。该升力可以看作是两个分量的叠加，一个平行于飞行方向并且另一个垂直于飞行方向。后一个分量可以看作是增加或减少作用在飞机上的总升力的正的或负的竖直分量的叠加，并且由飞机承受并通常在非对称机翼和小翼中补偿的另一个分量用在飞机的两侧(或由垂直尾翼补偿)。

发明人已经发现，利用倾斜气流(相对于飞行方向)，可以增加飞行方向平行分量。由于机翼或小翼的尖端涡流基本上是气流的从飞行方向平行流的偏离，因此可以以根据本发明的方式使用。

如上所解释的，为此目的，有利的是加宽倾斜气流的有效区域，以增强下游小翼的推力贡献。注意，这并不排除上游小翼本身的推力贡献，然而上游小翼本身的推力贡献通常要小得多，并且根本不是强制的。

上游小翼的加宽效果应当包括尖端涡流的分裂，这可以说是通过使机翼尖端涡流的一部分向外转移(通过将其转换为上游小翼尖端涡流)来实现。然而，可以利用本文的进一步的效果，特别是所谓的上游小翼的下冲或上冲，即由于其机翼活动(独立于涡流)而由上游小翼造成的主气流方向的改变可以增强所需的倾斜。

关于分裂或加宽效果，可以参考图6。在其所示的情况下，加宽的气流具有两个最大值，一个在小翼的起点处(图的左边界)，另一个大约在上游小翼的外端的位置处。独立于这些最大值的精确位置，后者“中间”最大值的存在对于涉及的“涡流分裂”机制而言有点典型，但不是必需的。如果，例如上游小翼尖端涡流非常小，则中间最大值可能不会如此可见或者可能不太明显，但仍会出现加宽效果。然而，在距离外机翼端部一定距离处中间最大值的存在是优选的，并且进一步优选的是，在这种情况下，空气速度角的值(如图所示)不会下降到两个最大值之间的某一限制以下，特别是不会低于最大值中的较小一个的25％，并且优选地不会低于较大一个的25％(因此不低于两个最大值的25％)。进一步地，如图所示，空气速度角的依赖关系应当保持值在机翼长度的25％直至至少5％。25％的下限可以优选地为(每个定义彼此独立)30％、35％以及甚至40％。进一步地，机翼长度的5％的下限可以优选地为5.5％、6％、6.5％。

如上所述，下游小翼应当比上游小翼更长(在定义的长度意义上)。另一方面，上游小翼的长度可以优选地为机翼长度的3％和8％之间。下限也可以优选地为3.5％或4％，上限也可以优选地为7.5％、7％和6.5％。在该实施例中，这实际上意味着机翼长度为20米，上游小翼的长度为1米(5％)，下游小翼的长度为1.5米(上游小翼长度的150％)。

如已经解释的那样，下游小翼的纵横比为3和7之间。相同的纵横比对于上游小翼是优选的。在两种情况下，但彼此独立地，更优选地下限为3.5或4，上限为6.5或6。所提到的纵横比已被证明是空气动力学效率(导致具有大长度和低深度或翼弦的细长形状)和投影面积(同样确定空气动力效果的量以及增加阻力)之间的有利折衷。

进一步地，由于集中了下游小翼的推力贡献，因此这里非对称的机翼轮廓可以是优选的，以提高空气动力学效率。上游小翼的非对称机翼轮廓是可能的，但不是那么重要。

由于小翼至少在大多数情况下增加了飞机的整体跨度，并且由于推力贡献的产生未被证明暗示小翼取向的重要水平分量，因此上游小翼和下游小翼优选地相对于机翼倾斜。发明人已经发现，向上倾斜是优选的，尤其是相比于向下倾斜，因为大的离地净高对于飞机(用于起飞和着陆)可能是重要的。倾斜度可以确定小翼对飞机的整体提升力的贡献。

通常，优选地，第一小翼相对于第二小翼向上倾斜。

上游小翼和下游小翼不一定分别是最上游小翼和最下游小翼(但它们应当是相邻的并且不能被另外的小翼分开)。例如，可以在“下游小翼”的下游存在第三小翼。该第三小翼可以通过关于“下游小翼”描述的类似机制进一步贡献推力分量。然而，这个第三小翼比前一个小翼长得多或者更长，这通常根本不是优选的。第一个原因是随着长度的增加，机械稳定性、重量和飞机的整体跨度的问题增加。第二个原因是，通过适当设计前面的小翼，由这个第三小翼“看到”的气流中的倾斜度不太明显，使得由此产生的推力贡献无论如何不显著。

因此，优选地，第三小翼的长度为前面的“下游小翼”的长度的60％和120％之间。下限也可以优选地为65％、70％，上限也可以优选地为110％、100％、90％。

更进一步地，还设想使用四个小翼，其中基本上使用两对小翼，每个小翼实现如上所述的类似的空气动力学机制。这里，可以优选以向上倾斜的方式使用这些对中的一对，而以向下倾斜的方式使用另一对。然而，优选地分别使用两个或三个小翼。

同样，优选地，第二小翼相对于第三小翼更向上倾斜。

最后，甚至不排除“上游小翼”的上游小翼。

如已经提到的，本发明优选地用于同一飞机的彼此相对的两个机翼。特别地，根据本发明在两侧的相应的两个机翼和小翼可以关于飞机的基体中的竖直中心平面是不对称的。在这个意义上，本发明还涉及整个飞机。

进一步地，还考虑用于更新现有飞机的更新部件设想了本发明。出于经济原因，可以优选地在传统机翼(或两个相对的机翼)处添加包括至少两个小翼的这样的更新部件，而不是改变整个机翼或机翼组。这是特别合理的，因为本发明的主要优点不能是增加机翼的升力，这可能超过现有机械结构的限制。相反，本发明优选地旨在大的推力贡献，以提高效率和/或速度。因此，本发明还涉及这种更新部件及其用于更新依据本发明的飞机或机翼的用途。

下面将参考下面的示例性实施例进一步详细解释本发明，这些实施例不旨在限制权利要求的范围，而是仅用于说明目的。

图1示出了根据本发明的飞机的平面图，该飞机包括示意性地绘制的六个小翼；

图2是用于解释由小翼产生的推力的原理图；

图3a、3b是尖端涡流中的空气速度分布的示意图；

图4是根据本发明的机翼的示意性透视图；

图5是根据本发明的翼尖的示意性前视图，翼尖包括两个小翼；

图6是示出与图5有关的倾斜角与距离的依赖关系的两个曲线的图；

图7是解释实施例的两个小翼的γ角的示意性侧视图；

图8是解释δ角的相同小翼的前视图；

图9是空客a320的主机翼的平面图；

图10是所述机翼的前视图；

图11是所述机翼的侧视图；

图12是解释实施例中用于模拟的参考线的侧视图；

图13是示出相同参考线的俯视图；

图14至17是示出在该实施例中用于各种不同模拟的距主机翼尖端不同距离处的β角的图；

图18是根据本发明的实施例的三个小翼的前视图，示出了它们的二面角；

图19是两个小翼的另一个前视图，用于解释相对二面角；

图20是用于解释第一小翼的弯曲的示意图；

图21是主机翼和三个小翼的截面的侧视图，用于解释倾斜角；

图22结合了前视图和俯视图，用于解释小翼的后掠角；

图23是三个小翼在平面内的俯视图，用于解释形状；

图24是根据本发明的整个飞机的透视图；

图25是三个小翼在所述飞机的主机翼尖端处的俯视图。

图26是图25的三个小翼的侧视图；以及

图27是其前视图。

图1是飞机1的平面图，飞机1具有两个主机翼2和3以及两个水平稳定翼4和5以及垂直尾翼6和机身或基体7。图1应当表示型号a320的空客，其具有四个推进发动机，这里没有示出。然而，在图1中，主机翼2和3每一个分别具有三个小翼8、9、10。因为两个主机翼2和3以及基体7关于通过基体纵轴的竖直平面(垂直于图面)镜像对称，所以共用附图标记的两个相应的小翼以类似的方式彼此镜像对称。

进一步地，示出了与飞行方向相反并且因此与主气流方向相同的x轴以及与x轴垂直的水平的y轴。z轴垂直并向上指向。

图2是主机翼2的翼型或轮廓(图2中为对称的标准机翼翼型，在a320的情况下为非对称翼型)以及示例性的小翼w的翼型(例如naca2412，标准的非对称机翼翼型，或rae5214，用于跨音速飞行条件的非对称机翼翼型)的示意性侧视图，其仅用于解释的目的。

实线水平线是已经提到的x轴。点划线13对应于主机翼2的翼弦线(连接轮廓的最前点和终点)，它们之间的角α是主机翼的迎角。

进一步地，示出了小翼w(其示意性地表示小翼8、9、10中的一个)的轮廓的底线14，并且该底线14与主机翼轮廓的底线之间的角是γ，所谓的入射角。关于沿着机翼和小翼的相应跨度的翼弦线定义的位置，参考前面已经解释过的内容。

图3a和3b示出了在飞行期间在任何翼尖处存在的尖端涡流。右侧的箭头区域代表气流速度在图面中关于方向和大小(箭头长度)的分量。图3a示出了x＝2.5米(x＝0对应于翼尖的前端)处的点，图3b涉及x＝3.4米的下游位置。可以看出的是，尖端涡流“随着x增加而发展”，并且涡流在翼尖周围非常集中并且随着距翼尖之间的距离的增加而快速消失。该声明涉及从翼尖开始时的几乎任何方向，没有性质上的但也有小的量上的差异。

进一步地，图3a和3b示出了机翼尖端涡流主要向气流速度增加一些向上分量以及在下部区域的一些向外分量和在上部区域的一些向内分量。考虑到这一点，可以理解的是，图2示出了与飞行方向x成角β的局部流动方向。该局部流动方向(垂直于图2的图面的分量被忽略)冲击以符号示出的小翼w并且引起如箭头所示的小翼w的升力ln。根据定义，该升力垂直于流动方向。它可以看作是竖直向上的分量和正向推力分量fxn，l的叠加。

原则上同样适用于小翼w的阻力dn。存在阻力的负推力分量，即fxn，d。因此在本说明书前面涉及的小翼w的推力贡献是其差值，即fxn＝fxn，l-fxn，d并且在此是正的。这是本发明所期望的，即小翼的正有效推力贡献。

图4示出了主机翼2和图2的示例性的两个小翼，即8和9。机翼2相对于y轴稍微倾斜所谓的后掠角，并且翼弦线长度随着距基体7的距离从基准翼弦线长度cr到尖端翼弦线长度ct减小。还比较图5，在机翼外端部15处安装有小翼8和9。

图5分别示出了在y-z-平面上的投影中的机翼2和小翼8和9以及主机翼2的长度b(b是如前所解释的从在y＝0处的基体7的中心沿着主机翼2的跨度测量的)和小翼8和9的相应长度b1和b2。为了简化，机翼2和小翼8和9仅示出为直的和水平的。然而，围绕平行于x轴的轴线相对于机翼2的倾斜不会导致质变。

图6示出了包括两个曲线的图。竖直轴涉及β(比较图2)，即在x-z-平面上的投影中的局部气流方向的倾斜角。

水平线示出“η”，即距外机翼端部15的距离除以主机翼2的长度b。

具有十字的第一曲线涉及没有小翼8和9的情况，因此性质上对应于图3a和3b。示出圆圈的第二曲线涉及第一小翼8下游并因此第二小翼9上游的气流分布(第一曲线涉及相同的x位置)。该曲线图来自气流分布(诸如图3a和3b)的计算机模拟。

可以容易地看出的是，第一曲线示出了接近外机翼端部15的最大值16，而第二曲线具有在外机翼端部15处的最大值17、在大约η＝1.025处的中间最小值以及在大约η＝1.055处的另一个最大值18，并从此处向外减小。进一步地，第二曲线下降到大于其较小(左)的最大值的50％并且大于其较大(右)的最大值的40％的值，而在大约η＝1.1处，例如距外机翼端部15距离约为b的10％处，它下降到仍然大于其较大的最大值的25％的值。比较图2，该角分布是用于已经描述的小翼9的功能的良好基础。

已经进行了基于飞机型号空客a320的模拟。它们将在下面解释。到目前为止，发明人通过小翼的推力贡献实现了如图1所示带有三个小翼的飞机整体阻力减少约3％和整体提升力的小幅增加(在大约1％左右的范围内的升力增加)。升力增加使得飞机能够以稍低的倾斜(比较图2中的α)飞行，这导致整体阻力的进一步减小。这些模拟已经由ansys的计算机程序cfd(计算流体动力学)进行。

作为一般基础研究，用于对具有标准naca0012主机翼翼型和naca2412小翼翼型并且小翼相对于主机翼没有任何倾斜(以如图4和图5设置的方式)的两个小翼组(第一和第二小翼)的推力贡献的最优化计算机模拟已经示出纵横比5是好的选择。虽然较高的纵横比在空气动力学意义上更有效，但它们具有较小的面积并因此产生较小的力(因此产生较小的推力)。换句话说，在长度b2(跨度)为1.5米(对于a320)的限制内，大的小翼面积是优选的。另一方面，太低的纵横比在一定量上增加了阻力并且降低了效率，其最终通过增加的阻力减小了有效推力。总而言之，cfd模拟反复示出大约5的最佳值。

在此基础上，用于a320的上游第一小翼8的长度b1已经被选择为2/3，即1米，以使下游第二小翼9能够利用加宽的涡流区域的主要部分，再次比较图4和图5的设置以及图6中的结果。

平均翼弦长由指状物(finger)的长度和固定的纵横比导致。对于飞机机翼通常翼弦线长度沿向外的方向减小。对于第一上游小翼8，根部处的翼弦线长度为400毫米，顶部处的翼弦线长度为300毫米，而对于下游的第二小翼9，根部翼弦线长度为600毫米，尖端翼弦线长度为400毫米。这些值可以直观地和任意地选择。

对于小翼，除了上面提到的(现成的)初步模拟的naca2412，还已经选择了跨音速翼型rae5214，其是标准跨音速翼型并且在其典型的行驶速度和高度下很好地适应了a320的空气动力学条件，比较以下。空客a320是用于本发明的显而易见的且经济重要的模型飞机。

最有影响的参数是入射角γ和二面角δ(即相对于围绕平行于行驶方向的轴线的旋转的倾斜)。在第一次粗略映射研究中，映射步骤为：γ为3°至5°，δ为10°。在这种粗略的映射中，模拟中包括第一小翼和第二小翼但没有第三小翼，以得到研究第三小翼的基础。

图7示出了角γ，即第一小翼的小翼8的γ1、和第二小翼的小翼9的γ2，均关于主机翼翼型和其翼弦线示出为翼型(比较图2)以及示出有它们的翼弦线。图8以透视图示出了角δ，如图5，但是示意得较少。再次地，δ1涉及第一小翼8，并且δ2涉及第二小翼9。图8的左侧部分中的结构是用于cfd模拟的瞬态结构。这些结构与小翼、中间和右侧的细长结构必须安装在其上的实际的a320主机翼不对应，但它们定义了实际模型以能够模拟。

图9示出了a320的主机翼的平面图，翼尖向下取向，基体未示出但将位于顶部。图9示出了a320的主机翼20，其实际上具有所谓的导流片结构，即在机翼端部处的竖直板，这里已经省略了，因为竖直板将由根据本发明的小翼代替。

图10以前视图示出了图9的主机翼20，图11以侧视图(垂直于行驶方向-x的透视图)示出了主机翼20。在图10和图11中可以看到a320的主机翼稍微倾斜的v形几何形状。

选择了0.78马赫的典型的行驶速度和35，000英尺的典型的行驶高度，这意味着空气密度为0.380千克/米³(比较：地面上1.125千克/米³)，静压为23.842pa，静止温度为218.8k，真风速(tas)为450kts，即231.5米/s。这里选择的速度是可压缩仿真模型的原因，所述可压缩仿真模型相比于适用于较低速度因而尤其适用于较小的乘客飞机的更简单的不可压缩仿真模型的的。这意味着在气流中压力和温度是变量，并且出现称为跨音速流的空气速度超过1马赫的局部区域。飞行器的总重量约为70吨。在飞行形状中，主机翼端部的典型迎角α为1.7°。该值在图2中示出，并且与主机翼在其尖端处的翼弦线与实际飞行方向之间的角相关。它已经通过该角的变化和两个主机翼的合成的整体提升力的计算而确定。当它们等于所需的70吨时，所提到的值大致正确。

在此映射中，后来命名为v0040的某个参数集被选为最佳参数集，并且已成为以下更详细比较的基础。

小翼8和9(“指状物1和指状物2”)的γ值和δ值列于表i中，其中示出了第一小翼8具有-10°的γ值和-20°的δ值(前面的负号意味着关于图7和8的逆时针旋转)，而第二小翼9具有-5°的γ值和-10°的δ值。从那里开始，在表i的第三和第四行中，第一小翼8的γ值已经分别减小和增加2°，并且在第五和第六行中，第一小翼8的δ值已经分别减小和增加10°。接下来的四行对于第二小翼9重复相同的表。为了比较，第一行涉及没有小翼(并且没有导流片)的主机翼。在已经提到的γ和δ值的左边的列中，列出了模拟的数字。v0040是第二个。

从第六列开始，即γ值和δ值右边，示出了模拟结果，即在主机翼向外部分上的x向的力(阻力)，其以n(牛顿或其他力)表示。在第七列中，示出了该向外部分上的z向力(升力)。向外部分被定义为从主机翼尖向内约4.3米的边界线开始。它用于这些模拟中，因为这个向外部分示出小翼的明显影响，而向内部分和基体则没有示出。

接下来的四列示出了两个小翼的阻力和升力(“指状物1和2”是第一小翼和第二小翼)。请注意，第一行中“指状物1”的数据涉及所谓的翼尖(德语：randbogen)，它是在主机翼的向外界面和已经提到的导流片结构之间的结构。这个翼尖或多或少是略圆的外机翼端部，并且在这里被视为“第一小翼”以进行公平的比较。它由安装到同一界面的根据本发明的小翼代替。

接下来的列示出了包括向外部分和向内部分以及小翼的机翼的全部升力/阻力比(第一行除外)。

下一列为由各种配置中的两个小翼所实现的与阻力(“δx-力”)相关的减少，并且相应的相对值在倒数第二列中。

最后，示出了相对升力/阻力比的提高。请注意，表i包含凑整值，而计算已经由精确值完成，这解释了在检查表i中的数字时的一些小的不一致。

可以容易地看出的是，v0040必须接近局部最佳值，因为分别为2.72％和6.31％的阻力减小和升力阻力比提高是整个表格中得到的最好的结果。第一小翼8的γ值的小幅下降(从-10到-8)导致第四行(v0090)的结果，这些结果甚至更好一些。与倒数第二行中的v0093相比，这同样适用于第二小翼9的δ从-10°减小到0°。进一步地，与v0091相比，第一小翼8的δ从-20°减小到-30°使得结果几乎不变。然而，所有其他结果都或多或少地显著恶化。

图12示出了图11的透视图中的侧视图，但是将两个小翼添加到图11中的主机翼，并且另外，具有两个阴影线以供稍后参考(用于空气速度角的参考线)，并且图13示出了主机翼尖和两个小翼的平面图，其具有与图12中相同的参考线。两条参考线在小翼的相应的前缘上游的10厘米处并且平行于所述前缘。

图14是与图6相比较的图，即示出了竖直轴上的角β和沿着刚解释的参考线距主机翼尖的距离。基本参数集和模拟v0040由圆圈表示，v0046由三角形表示，v0090由菱形表示。实线与第一小翼8的上游的参考线相关，虚线与第二小翼9的上游和第一小翼8的下游中的另一个相关。表i阐明v0046具有第一小翼8的幅度为2°的降低的γ值，v0090具有第一小翼8的幅度为2°的增加的γ值。

首先，曲线示出第一小翼8产生显著“加宽”的涡流区域，甚至在如实线所示的第一小翼8的上游。与图6相比，没有明显的第二最大值(图6中的18)，但是在0.5米和约1.2米之间存在或多或少恒定的β角。主机翼的相应长度为16.35米，这意味着例如对于1.5米的η大约为1.031，对于1.2米的η大约为1.07(比较图6)。

该β值是在9°的范围内，其为在0°的最大值的70％的范围内(对于两个小翼之间的参考线，即虚线曲线，均是如此)。进一步地，随着γ值降低，v0046(三角形)示出第一小翼8的上游β增加并且其下游的β降低。与此相反，随着γ的增加，v0090示出第一小翼8的下游的β增加并且其上游的β降低。因此，倾斜γ(入射角)可以增强小翼之间的气流的向上趋势，特别是对于距主机翼尖近于1米的地方，比较图14。在这种情况下，1米以上的距离的β值不会由此恶化。表i中的结果示出，该参数集的整体性能甚至比v0040好一点。这显然是由于总阻力减小(尽管入射角增加)，即由于对整体推力的更大贡献。

另一方面，γ值从10°减少到8°，从而从v0040到v0046，显然导致结果大幅恶化，比较表i。

因此，在进一步的优化步骤中，可以分析出，γ值更高，但不小于10°，并且可能甚至略微小于12°。

进一步地，图15示出了类似的图表，但是是对于与v0092和v0091相比的v0040的。这里，第一小翼8的角δ已经从-20°变化到-10°以及变化到-30°，比较表i和图8。显然，这对在第一小翼8的上游的空气速度角(β)分布几乎没有影响(实线)，但是它对其下游的气流角有影响(虚线)。同样，通过增加β值，β值在1米以下的距离略微增加，即对于v0091。表i中相应的性能结果几乎与v0040的结果相同，并且显然图15中的β值也是一样。

另一方面，将δ值减小到-10并因此将两个小翼排成一行(如飞行方向所示)性质上地改变图15中的虚曲线。β值减小直至大约1米，即第一小翼8的长度，并明显增加到该距离值以上。看起来，第二小翼9在第一小翼8的背风处的1米处并且在1米以上的距离处“看到”其小翼尖端涡流。总之，如表i所示，这不会改善结果，但会导致一些恶化。发明人假设在1米以上的距离处的β增加不能补偿较小距离处的β减小。

图16示出了另一个类似的图，现在涉及第二小翼9的γ角的变化。同样，这显然对第一小翼8的上游的β值没有太大影响(实线)，但是对两个小翼之间的β值产生实质性影响(虚线)。在这里，β值随着γ从5°到3°的小幅下降而增加，并且相反地，β值随着γ从5°增加到7°而减小。以与图14中的实线类似的方式，转入小翼的气流明显减小了小翼的上游的气流的倾斜。表i中的结果清楚地表明，v0038和v0042两种变化都会降低性能结果。特别地，通过第二小翼9的γ的增加，两个小翼之间的β的减小大大恶化了升力/阻力提高。进一步地，小翼的过强倾斜确实会产生更大的升力，但也会产生超比例更大的阻力，从而导致恶化。

显然，在下一步优化中，下游小翼的γ值应当保持在5°。

最后，图17涉及第二小翼9的δ角的变化并且导致与图15类似的结果：对于v0094，两个小翼的δ值是-20°并且同样地第二小翼9似乎是在上游小翼的背风处并且示出由其小翼尖端涡流导致的强烈影响，这导致相对差的结果，特别是关于升力阻力比。通过v0093增加两个小翼之间的δ差没有使β值改变太多，并且导致了与表i中的类似(稍微改善)的结果。再次，通过下一步优化，第二小翼9的δ的范围在0°和-10°之间是值得关注的。

在上述结果的基础上，再次基于上文对a320所述的内容对三个小翼进行了进一步研究。由于总共可行的模拟数量有限，发明人将注意力集中在对于两个小翼的有关发现。因此，基于关于对于整个机翼的阻力减小超过2.7％和升力/阻力比的可比结果(比较表i中的倒数第四列和倒数第二列)，特别考虑了基于v0040、v0090、v0091和v0093的参数。因此，基于这四个参数组，进行了对于第三小翼的入射角γ值和二面角δ的具有变化值的模拟，并且对该模拟以与上面提到的针对第一和第二小翼所解释的类似方式进行评估。

同时，有关a320主机翼的飞行形状的数据是可获得的，其中主要影响为主机翼的机翼端处的翼弦线根据上述的计算而从所谓的夹具形状旋转约1.5°。这可以通过下面解释的稍微修改的γ值来看出。更进一步地，可获得与整个飞机的阻力相关的用于其不同倾斜的数据，使得能够评估由于飞机的倾斜的变化而在整体阻力上改善整体升力(通过小翼的升力贡献以及通过由于涡流引起的损失的限制而导致的小翼的升力的增加)的影响。

结果(这里未详细示出)示出v0091基础证明是有利的。下面将解释相应的实施例。

图18示出了在x方向上看到的该实施例的小翼8、9、10的前视图，并且示出了三个小翼的二面角δ1、δ2、δ3。最上面的小翼是第一个，中间的小翼是第二个，最下面的小翼是第三下游小翼。图18在性质上示出了后续小翼之间的实质但有限的相对二面角已经证明对于三个小翼的实施例也是有利的。

借此机会，图19解释了相对二面角的定义。在与图18相同的透视图中，第一小翼和第二小翼与不同尺寸的两个半径r1和r2一起示出。竖直线和水平线的交汇点是根部r(在水平的分裂点和竖直的前缘的交汇点处)和如图所示的等腰三角形的一个顶点，该等腰三角形的其他两个顶点在两个小翼的前缘上并称为v1和v2。如果将线r-v1和线r-v2之间的角作为两个小翼中较短的一个(即第一个)内的所有可能半径ri的平均，那么线r-v1和线r-v2之间的角是相对二面角。

线r-v1与第一小翼的前缘之间的可见差异与下面将要解释的第一小翼的弯曲相关联，这也是图18中的第一小翼与用于δ1的线之间的偏差的背景。

在这种关联之中，发明人发现关于第一小翼和第二小翼以及在一般意义上的第二小翼和第三小翼(如果有的话)并且独立于实施例，优选地在此意义上的平均相对二面角从5°到35°，其更优选的下限为7°、9°、11°、13°和15°，更优选的上限为33°、31°、29°、27°和25°。小翼之间的某种协同作用能够被维持，而可以避免太多的下游小翼位于“在背风处”的位置。

图20示出了上述第一小翼的弯曲，也就是说沿着翼展方向长度的某一部分的二面角的一部分的分布。实际上，在图20中，前缘l示意性地示出为从根部r开始并且沿着圆拱形状b弯曲，所述圆拱形状b以750毫米的半径和-15°的拱角延伸超过其长度的三分之一(330毫米)。在r的起点处第一小翼的前缘已经具有-20°的二面角。这意味着向外弯曲，对于第一小翼长度的三分之二和三分之三的二面角实际上是-35°。在沿着从r到其外端的第一小翼的完整翼展方向长度的平均值中，产生大约-30°的平均二面角，其中的-15°如所描述的那样沿拱形“分布”。

原因在于，在该特定实施例中，第一小翼的直的前缘具有-30°的二面角，这使得或多或少地难以提供前缘到主机翼端中的一个的平滑过渡(在所谓的整流区域中)，而在-20°二面角的情况下，平滑过渡没有引起任何问题。因此，为了使平均值为-30°，选择了图20的解决方案。

通常，在本发明的教导内，使用诸如图20所示的沿翼展方向不是直的的小翼形状。它们甚至可以如前所指出的沿着整个长度成拱形。在发明人的观点中最相关的是平均意义上的相对二面角。如果例如第一和第二小翼都以类似的方式成拱形，使得由于小翼前缘的曲率而使先前解释的在根部处具有固定顶点的等腰三角形结构将随着其相等边的长度增加而越来越倾斜，根据这种结构的相对二面角甚至可以沿着前缘保持几乎恒定。仍然，在沿着例如第二小翼的翼展方向长度的特定部分处，沿着第一小翼的翼展方向长度的邻近部分将相对二面角、以由相对二面角而较好描述的方式而被定位(记住在机翼端部的涡流的稍微旋转对称的形状)，且该邻近部分由三角形结构而被很好地描述。

本实施例中的第二小翼和第三小翼的绝对二面角是δ2＝-10°和δ3＝+10°，其中该实施例的这两个小翼不具有如图20所解释的拱形。因此，第一和第二小翼之间的相对二面角是20°，与第二和第三小翼之间的相对二面角相同，并且第一小翼比第二小翼更向上倾斜，第二小翼比第三小翼更向上倾斜，比较图18。图18中所示的角δ1是第一小翼根部的起始二面角，即-20°而不是平均值-30°。

关于入射角，参考图21，其示出了三个小翼8、9、10和主机翼2的侧视图和截面。自然地，截面不同，即与相应的分裂位置向外相距小翼的翼展方向长度的10％，以及在主机翼2的情况下向内10％，以提供未受干扰的翼弦线。翼弦线和相应的角γ1、2、3在图21中示出。对于第一小翼，角是γ1＝-9°，对于第二小翼，γ2＝-4°，并且对于第三小翼，γ3＝-1°，这些角都相对于在所描述的向外位置处的主机翼翼弦线以及小翼和主机翼的飞行形状而被定义(用于为本实施例进行解释的所有参数均与飞行形状相关)。

图21还示出了主机翼2的翼弦线上以及相应的小翼8、9、10的翼弦线上的相应旋转点。关于小翼的相应翼弦线长度，旋转点大约在其三分之一处。就主机翼2的翼弦线长度而言，第一小翼的旋转点在16.7％处(0％是翼弦线上的最前点)，第二小翼的旋转点在54.8％处，并且第三小翼的旋转点在88.1％处。

图22示出了代表性的小翼9的后掠角ε，即其前缘与水平且垂直于飞行方向的方向(图22中的y)之间的角。这里，小翼9被认为是水平的(δ和γ以虚构的方式为零)。可替代地，当投影到水平面上时，可以使用小翼9的翼展方向长度代替其在y方向上的实际延伸。请注意，如按照图22所解释的，小翼8的拱形也将被视为展开。换句话说，翼展方向长度包括拱的长度。

在本实施例中，主机翼2的后掠角为27.5°。从该值开始的变化表明，对于小翼来说，增加的后掠角为32°是优选的，换句话说，相对于主机翼的后掠角的4.5°的后掠角。这适用于该实施例中的第二小翼9和第三小翼10，而对于第一小翼8，后掠角已经略微增加到34°，以在x方向上保持与第二小翼9的前缘一定距离，比较下面解释的图25中的俯视图。

图23是三个小翼8、9、10的虚构的俯视图，以解释它们的形状。这是虚构的，因为图23中的二面角和入射角为零，并且第一小翼8的拱形被展开。因此，图23示出了相应的翼展方向长度b1、b2、b3。它进一步示出了在分裂点外侧的翼展方向长度的10％处的翼弦线长度cr1、cr2、cr3(这些在图23的底部)以及在小翼尖端向内10％处的尖端翼弦线长度ct1、ct2、ct3。

实际值是(按顺序为第一小翼、第二小翼、第三小翼)：根部翼弦线长度cr为0.4米、0.6米、0.4米；尖端翼弦线长度ct为0.3米、0.4米、0.25米；翼展方向长度b为1米、1.5米、1.2米。这对应于根部翼弦线长度cr为其主机翼翼弦线在其端部处长度(如定义的)的约25％、约37％和约25％；尖端翼弦线长度相对于根部翼弦线长度为其75％、67％和63％；并且翼展方向长度相对于翼展方向的主机翼长度(16.4米)分别为其6.1％，9.2％，7.3％。

请注意，如图23所示的后掠角并非旋转操作结果。这可以从翼弦线长度cr和ct保持不变并保持在xz平面中(换句话说，在图23中是水平的)看出。这是必要的，以通过引入后掠角而不扰乱翼型。

更进一步地，图23示出了小翼形状的相应外部前角的圆角。该圆角涉及翼展方向长度的90％和100％之间的区域，其中翼弦线长度从翼展方向长度的90％至100％连续减小了翼弦线长度的50％，使得在图23的俯视图中生成拱形。通常的做法是在机翼的外部前角处使用圆角以避免在尖角形状处产生湍流。通过刚刚解释的在翼展方向长度的10％外部处的翼弦线长度的减小，可以保持翼型的性质上的特性。

这里使用的翼型适于在其典型的行驶速度和行驶高度处的跨音速条件下的a320的主机翼，并命名为rae5214。如刚才所解释的，这种翼型在小翼向外翼展方向长度的10％处仍然有效。

更进一步地，对于所有小翼，由于制造和稳定性原因，小翼的这个尾缘(与前缘相对)是钝的，通过在相应的翼弦线长度的98％处将其切割而得到。

图23中所示形状转换到实际3d几何形状如下：首先，引入后掠角，其已经在图23中示出。其次，引入第一小翼以750毫米的半径和15°的角沿其翼展方向的内三分之一的弯曲。然后，小翼通过旋转入射角γ倾斜。然后，调整二面角，即通过使第一小翼向上倾斜20°(进一步的15°处于弯曲中)，使第二小翼向上倾斜10°而使第三小翼向下倾斜10°。

请注意，上述转换步骤与夹具形状和制造的几何形状无关，制造的几何形状略有不同并取决于主机翼和小翼的弹性特性。这些弹性特性是机翼和小翼的机械结构的主题，它不是本发明的一部分，并且在不同情况下可能非常不同。然而，机械工程师通常的做法是通过例如有限元计算来预测空气动力载荷下的机械变形。用于实际计算机程序的一个例子是nastran。

因此，根据实际的实施情况，尽管飞行形状可能不会改变但是夹具的形状可能会有所不同。当然，飞行形状是造成本发明的空气动力学性能和经济优势的原因。

表ii示出了刚才解释的三个小翼实施例的一些定量的结果(p0001)。将其与没有本发明的a320进行比较，但是与表i相比，包括所谓的导流片。该导流片是类似小翼的结构并且如表i所示，省略导流片涉及通过将根据本发明的(两个)小翼结构添加到无小翼飞机的改进，而表ii示出了本发明的改进，即其三个小翼实施例，相对于实际使用的包括导流片的实际a320。这被命名为b0001。

在第二列和第三列中示出了两种情况的升力阻力比(l/d)，本发明的相对改进示出为第四列中的百分比。这是飞机的六个在55吨和80吨之间的不同总质量的情况，而表i仅涉及70吨。质量之间的差异主要原因是箱内容物和因此的行驶距离。

表ii清楚地示出，本发明相对于实际的a320的升力与阻力改进是在轻型情况下的大致2％和重型情况下的大致5％之间。这示出本发明越有效，主机翼产生的涡流越明显(在重型情况下，所需的升力自然大得多)。与表i相比，升力与阻力比改进较小(表i中最佳情况约为6.3％)。这是由于表ii中包括的传统导流片的积极影响以及主机翼的飞行中变形，即主机翼的某种扭转，这种扭转在一定程度上减小涡流。对于典型的70吨的情况，与包括导流片的传统a320相比，包括本发明的三个小翼的实施例的a320的阻力减小目前是大约4％(仅机翼)和3％(整个飞机)。这种改进主要是由于主要是第二小翼的推力贡献，并且还由于通过减小涡流来改进主机翼的升力以及小翼的有限的升力贡献。如前所解释的，升力贡献允许整个飞机在行驶飞行条件下的倾斜度较小，因此可以“转换”为阻力减小。如刚才所述的，结果约为3％。

为了说明，图24至图27示出了a320和三个小翼的3d形状，即图24中的整个飞机的透视图、图25中的主机翼端部和小翼的俯视图(相反于z方向)、图26中的侧视图(在y-方向上)、以及最后图27中的前视图(在x-方向上)。

图示出了主机翼端部和小翼之间的整流区域的平滑过渡以及第一小翼和第二小翼的后缘的向内部分处的一些增厚。这些结构是直观的，旨在避免湍流。

p0001vsb0001-仅机翼

表ii