专利名称：特别用于飞行器机翼的机翼末梢结构的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种根据权利要求1的前序部分所述的特别用于飞行器 机翼的机翼末梢结构。
背景技术：
特别用于飞行器机翼的机翼末梢结构已经长时间已知并且经过详 细的研究。在当今以高跨音速(0.65马赫至0.95马赫)运行的商用飞行 器和运输飞行器的发展中，机翼末梢结构的设计是非常重要的。在跨音 速范围内运行的飞行器机翼的总体阻力基本包括波阻、翼型阻力、诱导 阻力和寄生阻力。诱导阻力又基本取决于机翼上的升力分布以及翼展。 因此，通过增大翼展能够最容易地获得诱导阻力的减小。但是，由于结 构、工业以及操作限制，不可能无限制地增大翼展。
用于在恒定翼展的情况下减小诱导阻力的一个选择包括通过非平 面结构代替机翼的平面末梢结构。
一种可能的非平面末梢结构是^1置在机翼末梢上的小翼。主要的几 何参数是高度、锥度比以及上反角。小翼的上反角能够与机翼的上反角 显著不同并且在小翼翼展的范围内通常恒定或者几乎恒定。如果小翼的 上反角恒定或者基本恒定，则小翼表示为平面或者基本呈平面。
一般而言，已经显示出，在机翼与小翼之间基本垂直过渡的竖直小 翼提供用于减小诱导阻力的最有效的选择。但是，自机翼至小翼的过渡 区造成一个问题在这个区域中，由于跨音速飞行中的干扰作用，容易 发生不期望的冲击波。机翼上的冲击波是跨音速飞行器运行的常见的和 主要的方面，对于自机翼至小翼的过渡区具有消极作用并且继而导致波阻的增大。因此，总体来说，不能充分利用竖直小翼提供的潜力。
从US 5 348 253可知一种用于飞行器机翼的机翼末梢结构，所述机 翼上具有设置在机翼末梢上并且基本呈平面的小翼，所述小翼设置于自 机翼上的连接部至小翼上的连接部延伸的过渡区处。在过渡区中，自机 翼至小翼的局部上反角形状形成连续的过渡，所述过渡区呈具有小范围 内的曲率半径的圆弧形状，所述形状由小翼的高度、所述小翼相对于翼 展的倾角(倾斜角)、以及曲率的恒定参数决定。这种已知的机翼末梢 结构适于显著地减小诱导阻力，但是，由于自机翼至几乎呈平面的小翼 的圆弧形状过渡区中的干扰作用，具有产生不期望程度的波阻的可能 性。
而且，从对应于US 2002/0162917 Al或者US 6 722 615 B2的DE 101 17 721 Al或者DE 101 17 721 B4可知一种用于飞行器机翼的机翼末梢 延长部分，位于用于与机翼连接的连接区与机翼末梢延伸部分的末梢之 间的所述机翼末梢延伸部分使得局部上反角连续增大、前缘和后缘的后 掠角连续增大并且机翼末梢延伸部分的深度连续减小。就局部上反角的 角度而言， 一般认为在机翼的连接区中所述角度将自0°增大至IO。， 并且在机翼末梢延伸部分的末梢达到45°至60° 。这种已知的机翼末 梢延伸部分的设计导致低水平的干扰进而导致低水平的波阻。但是，能 够通过这种机翼末梢结构获得的高度是有限的，而且，如果与所增加的 小翼的设计相比，机翼末梢区域的设计具有很少的选择自由。
最后，从US6 484 968B2可知一种飞行器，所述飞行器具有i殳置在 机翼的端部上的小翼，其中，所述小翼沿椭圆曲线而行。US 6 484 968 B2 的建议再次限定了连接部，在所述连接部中，机翼末梢结构的曲率在机 翼的连接区中处于其最大值并且接着沿着翼展减小，这与随后限定的要 求完全相反，因此通过这种机翼末梢结构，不期望的干扰作用也将导致 波阻的增大。
发明内容
本发明的目的是提供一种机翼末梢结构，其一方面在尽可能的程度 上利用高的小翼在减小诱导阻力方面提供的优点，同时另一方面将在自 机翼至小翼的过渡区中的干扰作用减小到最小程度。该目的是通过具有如权利要求1所述的特征的机翼末梢结构实现的。
从属权利要求中提供了根据本发明的机翼末梢结构的有利实施方 式和改进。
本发明提供一种特别用于飞行器机翼的机翼末梢结构，其中，所述机 翼包括翼型，所述翼型沿机翼的翼展方向延伸并且横向于所il^翼的翼展 方向自机翼前缘至机翼后缘延伸，所述翼型由第一蒙皮和第二蒙皮限定， 在机翼端部上设置有小翼，所述小翼基本呈平面，并且在所述机翼与所述 小翼之间设置有过渡区，所述过渡区自所述机翼上的连接部延伸至所述小 翼上的连接部，其中，在所述过渡区中，自机翼向小翼的局部上反角形成 连续过渡。本发明将过渡区中的局部上反角的曲率设置为自过渡区与机翼 之间的连接部附近的低水平或零水平沿向外侧的方向增大至小翼与过渡 区之间的连接部附近的最大值。
该曲率特性可以出现在由过渡区中沿翼展方向维度的恒定的在翼 弦方向上的点形成的至少一个曲线处，前缘可以作为所述一个曲线的示
例。进一步的示例是通过位于50%翼弦处的点形成的曲线或后缘。这取 决于具体的机翼末梢结构设计的要求，从而实现良好的表面质量。即， 根据通过过渡区形成的表面，当沿剖视图观察时，至少部分过渡区展现 出沿向外侧的方向具有增大的局部上反角的曲率的曲线。
本发明基于涉及在气流的几何和边界条件方面的干扰作用的相关 性的研究，所述研究示出了介绍中描述的干扰作用，所述干扰作用发生 在跨音速区域中的自机翼至小翼的过渡区中，显著地取决于沿机翼翼展 的曲率。这种相关性示出了在高翼型载荷一一即局部升力与局部翼型深 度的比例很大一一的区域中的曲率必须尽可能小，并且能够随着翼型负 载的减小而增大。为了使得诱导阻力最小化，如果在小翼上产生的空气 动力负载小于在机翼上产生的空气动力负载将是有利的。为此，待获得 (机翼上方)特定高度的机翼末梢结构应当以最小的可能的曲率开始， 接着能够机翼末梢结构变得更加陡峭，并且所述机翼末梢结构与机翼平 面的多巨离更远。
使用椭圆的示例，能够得出在机翼的连接区需要小曲率并且随后连 续增大的曲率限制将通过这种限定的机翼末梢结构所实现的高度的结论。图4示出了这个事实，其中示出椭圆的一部分被标准化最大宽度为 1，示出了长轴a相比短轴b的各种比例，即a/b-l(圆)，a/b=1.2，以 及a/b=1.5。这证明了对于大的平面小翼(有利地为机翼末梢结构的总 体高度的至少50%)的需要遵循根据所得到的发现而实现的过渡弧，从 而能够保证诱导阻力大幅减小。
提供过渡区与小翼之间的平滑连接部对于在这个区域中具有局部 减小的曲率是有利的。在保持本发明的优点时，能够提供这样的过渡区， 在所述过渡区中，局部上反角的曲率自机翼连接部附近开始在过渡区的 沿翼展方向尺寸的50%至90%上从低水平或零水平增大至最大值。
优选地，在过渡区中，局部上反角的曲率在过渡区的机翼侧连接部 处开始增大。
能够将机翼末梢结构设置为最多在机翼的半翼展的5%至20%的区 域上延伸。
本发明的有利实施方式将机翼末梢结构设置为最多在机翼的半翼 展的10%的区域上延伸。
本发明的有利实施方式将平面小翼设置为于机翼上方在机翼末梢 结构的总体高度的至少50%上延伸。平面小翼的这种尺寸以及根据本发 明的原理在机翼的连接区中使局部上反角的曲率低并且接着在过渡区 中使局部上反角的曲率沿翼展方向增大保证了诱导阻力的显著减小以 及小的阻力作用和低波阻。
本发明的有利实施方式将平面小翼设置为相对于竖直的X-Z平面倾 斜高达45。。
本发明能将平面小翼设置为相对于竖直的X-Z平面倾斜高达60。。
本发明能将平面小翼设置为相对于竖直的X-Z平面倾斜高达80。。
小翼相对于竖直平面的倾斜度也可以称为"倾斜角"，这一点在本 领域内是公知的。
在机翼与过渡区之间的连接部处，局部上反角的切线具有连续性。
在过渡区与小翼之间的连接部处，局部上反角的切线能够具有连续性。
过渡区的前缘在连接部处能够以连续的切线过渡至机翼的前缘。
本发明的有利实施方式将机翼末梢结构的前缘上的后掠角设置为 连续增大至最大后掠角点。
从最大后掠角点开始，如果该点处于过渡区中，则过渡区的前缘能 够以连续的切线过渡至基本呈平面的小翼的前缘。
自机翼上的连接部至小翼上的连接部计算，本发明的有利实施方式 将前缘上的最大后掠角点设置为位于过渡区的沿翼展方向的长度的大
于75%处。
根据本发明的有利实施方式，在整个过渡区上前缘的切线具有连续性。
在下文中，参照附图对根据本发明的机翼末梢结构的示例性实施方 式进行阐释。
附图中示出
图1是具有根据本发明的示例性实施方式的机翼末梢结构的现代商 用飞行器的前视图2是具有根据本发明的示例性实施方式的机翼末梢结构的图1所 示的商用飞行器的侧视图3a是根据本发明的示例性实施方式的机翼末梢结构的放大前视 图；以及
图3b是图3a的机翼末梢结构的俯视图。
具体实施例方式
图l和图2示出了商用飞行器，其机翼1上设置有由小翼3和过渡 区2构成的机翼末梢结构。图3a和3b详细地示出了示例性实施方式的视图，机翼l包括由第 一蒙皮11——上蒙皮一一和第二蒙皮12——下蒙皮一一限定的翼型， 所述翼型沿翼展方向延伸并横向于翼展方向自机翼前缘8延伸至机翼后 缘7。
在机翼端部上设置有小翼3，所述小翼3通过过渡区2连接至机翼 1。过渡区2自机翼1上的虚拟连接部或实际连接部4延伸至小翼3上 的虚拟连接部或实际连接部5。在过渡区2中，局部上反角一一即，自 机翼1至小翼3的翼展延伸方向与Y轴所成的角度一一形成连续过渡。 换句话说，在过渡区2中，自机翼侧上的连接位置4朝向连接位置5， 曲率沿向外侧的方向自低水平或零水平增大。
过渡区沿翼展方向的尺寸是沿垂直于飞行器的纵向轴线的方向测 得的过渡区的线性尺寸。
自机翼1至小翼3的局部上反角形成连续过渡，而在过渡区2中， 局部上反角的曲率在过渡区的沿翼展方向的尺寸的至少基本50%上增 大从而达到最大值并且在至小翼侧连接位置5的至多100%上增大。在 图3a所示的实施方式中，局部上反角的曲率在过渡区2的机翼侧连接 部4处开始增大并且沿向外侧的方向在过渡区2的沿翼展方向的尺寸的 至少基本卯％上增大至最大程度。
过渡区在连接部4处连接至机翼1，而小翼3本身在连接部5处连 接至过渡区2。正如已经解释过的，过渡区2的特征在于局部上反角的 曲率增大至最大程度。
小翼3具有呈平面或者几乎或基本呈平面的形状，即，其自连接位 置5至其末梢13具有基本恒定的上反角。因此在图3a的前视图中，小 翼3具有朝向Y轴的基本恒定的倾角。小翼3的几何参数基本能够自由 地限定，使得其用于最优地减小诱导阻力。另一方面，过渡区2优选为 使得干扰作用并且由此这一区域中的波阻减小到最小值。
在所示的示例性实施方式中机翼末梢结构最多在机翼1的半翼展的 20%的区域上延伸，平面小翼3于机翼1上方在机翼末梢结构的总体 高度的至少50%上延伸并且相对于竖直的X-Z平面一一即，飞行器的 中间平面一一倾斜高达45。。在机翼1与过渡区2之间的连接部4处，上反角的切线具有连续性， 即，在连接部4处，过渡区2处的切线形成至机翼1处的切线的连续过 渡，这是有利的但不是强制的。同样，在过渡区2与小翼3之间的连接 部5处，上反角的切线具有连续性，这是有利的但也不是强制的。在根 据本发明的机翼末梢结构的示例性实施方式中，所述机翼末梢结构示于 图3a的前视图中，在过渡区2的机翼侧连接部4处和小翼侧连接部分5 处，在Y-Z平面中的上反角的形状的切线均具有连续性。
图3b所示的根据本发明的机翼末梢结构的示例性实施方式的在 X-Y平面中的俯视图进一步示出了过渡区2的前缘6与机翼1的前缘8 在截面点或连接点4上的连续切线连接，由于对前缘周围的气流具有有 利作用，这也是有利的，但不是强制的。即，在连接位置4处，过渡区 2的前缘6的切线能够形成至机翼1的前缘8的切线的连续过渡，这也 不是强制的。
过渡区2的前缘6的曲率增大，因此使得后掠角连续增大至位于过 渡区2的前缘6上或者位于小翼3的前缘10上的点9。有利地，自机翼 侧连接位置4 (0%)至小翼侧连接位置5 (100%)计算，该最大后掠 角点9位于沿翼展方向的长度的75%，或者位于小翼3的前缘10上。
从最大后掠角点9开始，如果点9位于过渡区2的前缘6上，则自 过渡区2的前缘6至几乎呈平面的小翼3的前缘10的连续切线过渡是 优选的，但同样不是强制的。
在所示的示例性实施方式中，在整个过渡区2上，前缘6的切线具 有连续性，这提供了显著的优点，但不是强制的。
只要不会消极地影响机翼末梢结构的空气动力特征，则能够基本自 由地选择过渡区2的后缘7的设计。
参考标号列表 1机翼
2过渡区 3小翼部 5小翼与过渡区的连接部 6过渡区的前缘 7后缘
8机翼的前缘 9最大后掠角点 10小翼的前缘 11上蒙皮 12下蒙皮 13小翼末梢
权利要求
1. 一种特别用于飞行器机翼的机翼末梢结构，其中，所述机翼包括翼型，所述翼型沿机翼(1)的翼展方向延伸并且横向于所述机翼(1)的翼展方向自机翼前缘(8、6、10)至机翼后缘(7)延伸，所述翼型由第一蒙皮(11)和第二蒙皮(12)限定，在机翼端部上设置有小翼(3)，所述小翼(3)基本呈平面，并且在所述机翼(1)与所述小翼(3)之间设置有过渡区(2)，所述过渡区(2)自所述机翼(1)上的连接部(4)延伸至所述小翼(3)上的连接部(5)，其特征在于，在所述过渡区(2)中，局部上反角的曲率沿向外侧的方向增大。
2. 如权利要求l所述的机翼末梢结构，其中，在所述过渡区(2) 中，所述局部上反角的曲率在所述过渡区的沿翼展方向尺寸的至少基本 50%上增大至最大值。
3. 如权利要求l所述的机翼末梢结构，其中，在所述过渡区(2) 中，所述局部上反角的曲率在所述过渡区的沿翼展方向尺寸的至少基本 75%上增大至最大值。
4. 如权利要求l所述的机翼末梢结构，其中，在所述过渡区(2) 中，所述局部上反角的曲率在所述过渡区的沿翼展方向尺寸的至少基本 卯％上增大至最大值。
5. 如权利要求2、 3或4所述的机翼末梢结构，其中，在所述过渡 区(2)中，所述局部上反角的曲率在所述过渡区(2)的机翼侧连接部(4)处开始增大。
6. 如权利要求1至5中任一项所述的机翼末梢结构，其中，所述机 翼末梢结构最多在所述机翼(1)的半翼展的5%至20%的区域上延伸。
7. 如权利要求1至5中任一项所述的机翼末梢结构，其中，所述机 翼末梢结构最多在所述机翼(1)的半翼展的10%的区域上延伸。
8. 如权利要求1至7中任一项所述的机翼末梢结构，其中，平面小 翼(3)于所述机翼(1)上方延伸机翼末梢结构总体高度的至少50%。
9. 如权利要求1至8中任一项所述的机翼末梢结构，其中，平面小 翼(3)具有高达45。的倾斜角。
10. 如权利要求1至8中任一项所述的机翼末梢结构，其中，平面 小翼(3)具有高达60。的倾斜角。
11. 如权利要求1至8中任一项所述的机翼末梢结构，其中，平面 小翼(3)具有高达80。的倾斜角。
12. 如权利要求1至11中任一项所述的机翼末梢结构，其特征在于 所述机翼(1)与所述过渡区(2)之间的连接部(4)处的局部上反角 的切线具有连续性。
13. 如权利要求1至12中任一项所述的机翼末梢结构，其特征在于 所述过渡区(2)与所述小翼(3)之间的连接部(5)处的局部上反角 的切线具有连续性。
14. 如权利要求1至13中任一项所述的机翼末梢结构，其中，所述 过渡区(2)的前缘(6)在所述连接部(4)处以连续的切线向所述机 翼(1)的前缘(8)过渡。
15. 如权利要求1至14中任一项所述的机翼末梢结构，其中，所述 过渡区(2)的前缘(6)上或者所述过渡区(2)中的前缘(6)上以及 所述小翼(3)的前缘(10)上的后掠角连续地增大直至最大后掠角点(9)。
16. 如权利要求15所述的机翼末梢结构，其中，从所述最大后掠角 点(9)开始，所述过渡区(2)的前缘(6)以连续的切线向基本呈平 面的小翼(3)的前缘(10)过渡。
17. 如权利要求15或16所述的机翼末梢结构，其中，从所述机翼 (1)上的连接部(4)至所述小翼(3)上的连接部(5)计算，所述前缘上的最大后掠角点(9)位于所述过渡区(2)的沿翼展方向长度的大于75%处。
18.如权利要求1至17中任一项所述的机翼末梢结构，其特征在于 在整个所述过渡区(2)上的前缘(6)的切线具有连续性。
全文摘要
本发明所描述的是一种特别用于飞行器机翼的机翼末梢结构，所述机翼包括翼型，所述翼型沿所述机翼(1)的翼展方向延伸并且横向于所述机翼(1)的翼展方向自机翼前缘(8、6、10)延伸至机翼后缘(7)，所述翼型由第一蒙皮(11)和第二蒙皮(12)限定，在机翼端部上设置有小翼(3)，所述小翼(3)基本呈平面，在所述机翼(1)与所述小翼(3)之间设置有过渡区(2)，所述过渡区(2)自所述机翼(1)上的连接部(4)延伸至所述小翼(3)上的连接部(5)。本发明将局部上反角的曲率设置为在所述过渡区(2)中自所述机翼的连接部处(4)或者附近沿向外侧的方向从低水平或零水平增大。
文档编号B64C23/00GK101535124SQ200780041920
公开日2009年9月16日 申请日期2007年11月21日 优先权日2006年11月21日
发明者弗兰克·特里奇, 扬·伊米什奇 申请人:空中客车德国有限公司;德国航空航天中心