翼尖小翼以及包括所述翼尖小翼的飞行器的制作方法

本申请涉及一种装备有构型改变装置的低能耗式翼尖小翼、以及一种包括所述翼尖小翼的飞行器。

背景技术：

为了降低能耗，飞行器通常在其机翼的末端具有用于特别是在巡航阶段减小机翼阻力的翼尖小翼，又称为“翼尖帆(tipfence)”。

在结构上，翼尖小翼包括内部结构和添加到内部结构上的蒙皮，该内部结构通常由多个并置的面板形成。

根据第一构型，每个翼尖小翼是固定的并且在与机翼的平面形成大于45°的角度的平面中延伸，翼尖小翼的所述角度和形状被优化以在巡航阶段减小机翼的阻力。然而，此第一构型导致在某些情况(极端紊流状况、操纵)下机翼过载，这会影响机翼的结构尺寸并因此影响其重量。

为了弥补此缺点，已经提出了用于将翼尖小翼制成活动的或可变形的解决方案，以允许翼尖小翼具有第一状态和第二状态，在第一状态下每个翼尖小翼与机翼形成某个角度，该角度被优化以便在巡航阶段减小机翼的阻力，在第二状态下每个翼尖小翼被大致安排在风眼中，从而在某些飞行阶段限制机翼的过载。

在这些解决方案中，根据第一实施例，每个翼尖小翼是活动的并且通过铰链或导轨连接到机翼。另外，提供至少一个致动器以控制翼尖小翼的移动。此第一实施例主要由于其巨大的重量而不完全令人满意。

根据第二实施例，翼尖小翼可以变形。翼尖小翼的蒙皮则被构造成弹性变形，并且翼尖小翼的内部结构可以弹性变形或包括至少一个铰接部。另外，提供了至少一个压电或形状记忆类型的致动器以使内部结构并因此使翼尖小翼变形并保持变形。此第二实施例主要由于能耗大而不完全令人满意。

技术实现要素：

本发明的目的是弥补现有技术的缺点。

为此目的，本发明的主题是一种翼尖小翼，所述翼尖小翼连接到飞行器的机翼并且装备有构型改变装置，所述翼尖小翼被构造成在没有激活载荷时的第一构型与存在激活载荷时的第二构型之间弹性地变形，所述构型改变装置包括：

-激活机构，所述激活机构被构造成具有未激活状态和激活状态，在所述未激活状态下所述激活机构不对所述翼尖小翼施加载荷，在所述激活状态下所述激活机构施加所述激活载荷以使所述翼尖小翼从所述第一构型变形到所述第二构型，以及

-保持机构，所述保持机构被构造成将所述翼尖小翼保持处于所述第二构型，

根据本发明，所述保持机构包括：

-至少一根锁止缆线，所述至少一根锁止缆线具有连接到所述翼尖小翼的第一锚固点，

-至少一个锁止系统，所述锁止系统被所述锁止缆线穿过并且被构造成具有自由状态和锁止状态，在所述自由状态下，所述锁止系统不使所述锁止缆线固定不动，在所述锁止状态下所述锁止系统使所述锁止缆线固定不动，

-所述第一锚固点和所述锁止系统定位成使得在所述第一锚固点与所述锁止系统之间伸展的所述锁止缆线被构造成当所述翼尖小翼具有所述第二构型时保持所述翼尖小翼，

-所述锁止系统包括容纳材料的储箱，所述材料具有熔点、并且被构造成当所述材料的温度低于所述熔点时具有固态，在固态，所述材料使得使所述锁止缆线固定不动，这对应于所述锁止系统的锁止状态，并且当所述材料的温度高于所述熔点时具有液态，在液态，所述材料不使所述锁止缆线固定不动并且允许所述锁止缆线移位，这对应于所述锁止系统的自由状态。

根据本发明，每个翼尖小翼可以具有适合不同飞行状况的两个构型：翼尖小翼不变形的第一构型和翼尖小翼弹性地变形的第二构型，并且对于每个翼尖小翼，构型改变装置使得能够在没有能量输入的情况下将翼尖小翼保持处于变形状态。

根据另一特征，选择所述材料使得所述熔点低于地面大气温度并且高于在飞行的巡航阶段期间所述飞行器的高度处的大气温度。

根据另一特征，存在于所述储箱中的所述材料和所述锁止缆线被构造成使得所述材料与每根锁止缆线之间的剪切断裂应力被确定成，当所述飞行器的所述机翼的载荷超过给定阈值时获得所述翼尖小翼从所述第二构型到所述第一构型的切换。

根据一个实施例，所述材料是大气冰，并且所述保持机构包括两根锁止缆线，所述两根锁止缆线各自具有约为3mm的直径以及浸没在所述材料中的约为100mm至150mm的长度。

根据另一特征，所述保持系统包括激活系统，所述激活系统被构造成引起所述材料的熔化。

根据另一特征，所述保持机构包括用于每根锁止缆线的张紧系统。

根据第一变型，所述激活机构包括至少一个形状记忆元件和至少一个电源，所述形状记忆元件能够通过焦耳效应激活、被构造成具有未变形状态和变形状态，在所述变形状态下所述形状记忆元件产生所述激活载荷，所述电源被构造成向所述形状记忆元件输送电能，以引起从所述未变形状态到所述变形状态的切换。

根据一个实施例，至少一根锁止缆线被插入到所述形状记忆元件之一中。

根据一个实施例，至少一根锁止缆线沿着与所述(一个或多个)形状记忆元件不同的线路。

根据第二变型，对于每根锁止缆线，所述构型改变装置包括致动器，所述致动器连接到所述锁止缆线的第二端、相对于所述锁止系统与所述第一锚固点相反地定位、并且被构造成拉动所述锁止缆线。

根据另一特征，所述构型改变装置包括控制器，所述控制器用于使被构造成使所述翼尖小翼变形的所述激活机构与被构造成将所述翼尖小翼保持处于所述变形状态的所述保持机构协调。

根据另一特征，所述控制器被构造成根据每个机翼的载荷的至少一个标准的值来自动且独立地触发所述翼尖小翼的构型的改变。

一种飞行器也是本发明的主题，所述飞行器包括机翼，所述机翼各自设有至少一个根据本发明的翼尖小翼。

附图说明

其他特征和优点将从本发明的以下描述中显现，该描述单纯是通过举例方式参照附图给出的，在附图中：

-图1是飞行器的前视图，

-图2a和图2b是分别具有两个不同构型的机翼的一端的透视图，

-图3a至图3c是展示了分别处于第一构型、在变形时、以及处于第二构型的翼尖小翼的简图，

-图4a至图4c是分别处于第一构型、在变形时、以及处于第二构型的翼尖小翼的那端的侧视图，

-图5a和图5b是展示了分别处于自由状态和锁止状态的锁止系统的简图，

-图6是展示了第一实施例的翼尖小翼的透视图，并且

-图7是展示了第二实施例的翼尖小翼的透视图。

具体实施方式

在图1中，表示了飞行器10，该飞行器除其他事项外还包括机身12和在机身12的两侧延伸的两个机翼14。

每个机翼14包括连接到机身的第一端14.1和设有至少一个翼尖小翼16的第二端14.2、前缘以及后缘。大致穿过前缘和后缘的平面称为机翼平面。

在几何上，每个翼尖小翼16包括通过接合部19连接到机翼14的第一端18、自由的第二端20、前缘22、后缘24、连接前缘22和后缘24的顶面26和底面28。

大致穿过该前缘和该后缘的平面称为翼尖小翼平面。

在结构上，每个翼尖小翼16包括内部结构30(在图6和图7中可见)和添加到内部结构上的蒙皮32，该蒙皮界定了顶面26和底面28。

根据一个实施例，内部结构30包括通过肋(未表示出)和蒙皮32连接的前桁条30.1和后桁条30.2，该蒙皮包括连接到内部结构30的若干并置面板。

每个翼尖小翼16被构造成具有至少两个不同的构型。对于本说明书，翼尖小翼的构型由翼尖小翼的尺寸、翼尖小翼的形状、和/或翼尖小翼相对于机翼的位置来表征，该形状可以是平面的、弯曲的、扭曲的等等。

如图2a中所展示的，在第一构型下，翼尖小翼被构造成在某些飞行环境中(例如在操纵过程中、在起飞过程中、在着陆过程中、和/或在极端紊流状况下)优化机翼的载荷。

根据一个实施例，在第一构型下，翼尖小翼16被设置在风眼中，翼尖小翼平面δ0和风眼平面大致共面。

如图2b中所展示的，在第二构型下，翼尖小翼被构造成特别是在飞行的巡航阶段期间优化机翼的阻力。

根据一个实施例，在第二构型下，翼尖小翼平面δ1与第一构型下的翼尖小翼平面δ0形成几度的扭转角θ。显然，本发明不限于产生第一构型与第二构型之间的扭转修改的能力，将能够根据气动弹性优化技术所表达的需要来修改翼尖小翼的所有形状参数，例如翼尖小翼平面与机翼平面之间的角度、翼尖小翼的型材的厚度、翼尖小翼的型材的弧度、翼尖小翼的挠曲、以及这些参数沿机翼跨度的变化，这些移动和变形由下文所述的激活载荷产生。

翼尖小翼16被构造成在第一构型与第二构型之间弹性变形。

弹性变形应理解为是指可逆变形。因此，在没有载荷时具有初始构型的结构或部分可以变形以便当至少一个载荷施加到其上时具有变形构型，而当不再施加载荷时恢复到其初始构型。

翼尖小翼的正中平面pm应理解为是当翼尖小翼弹性变形时未发生伸长或收缩的平面。

在下文的描述中，使得能够将翼尖小翼从第一构型切换到第二构型的载荷被称为激活载荷。激活载荷与正中平面pm间隔开。激活载荷可以是挠曲载荷或扭转载荷或两者的组合，并且还包括拉曳载荷分量和压缩载荷分量。

根据本发明的特定特征，翼尖小翼16被构造成在没有激活载荷时具有第一构型。

在结构上，翼尖小翼16可以设计成类似于现有技术的第二实施例的翼尖小翼。因此，内部结构30和蒙皮32在没有激活载荷时具有第一构型、而在存在激活载荷时弹性变形以具有第二构型。

翼尖小翼16装备有构型改变装置，该构型改变装置包括至少一个激活机构34，该激活机构被构造成具有未激活状态(在图3a、图4a、图3c、图4c中可见)和激活状态(在图3b、图4b中可见)，在未激活状态下激活机构在翼尖小翼16上不施加载荷，在未激活状态下激活机构在翼尖小翼16上施加激活载荷。

根据第一变型，激活机构34包括至少一个致动器，例如气缸，该致动器具有适当定位的锚固点以在翼尖小翼16上产生激活载荷。

根据第二变型，激活机构包括至少一根缆线，该缆线具有连接到翼尖小翼16的内部结构30和/或蒙皮32上的第一端、以及连接到致动器上的第二端，该致动器被构造成在缆线上施加拉力，该缆线在翼尖小翼16内部延伸并且该第一端和第二端被适当地定位以产生激活载荷。

根据第三变型，激活机构34包括至少一个形状记忆元件36，该形状记忆元件被构造成具有初始状态(未变形)和当其被激活时的变形状态。优选地，每个形状记忆元件36可以通过焦耳效应来激活。替代性地，形状记忆元件将能够通过例如在电阻器与形状记忆元件之间的直接加热来激活。

根据一个实施例，形状记忆元件36是线状的。形状记忆元件包括由形状记忆材料制成的若干缆线，这些缆线被安排成形成毯子或线股。

根据第一实例，形状记忆元件36是直径为12mm的缆线股。根据第二实例，形状记忆元件36是具有30mm×4mm的横截面的缆线毯。此第二实例使得能够在数万个周期中产生1200dan的力。取决于所期望的激活载荷，这些缆线可以被定位在前桁条30.1的、后桁条30.2的、前桁条和后桁条的工作部分的两侧和/或在横向方向上位于前桁条与后桁条之间。

线状形状记忆元件36包括第一端36.1和第二端36.2，该第一端连接到翼尖小翼并且定位在翼尖小翼的自由的第二端20附近，该第二端定位在将翼尖小翼16连接到机翼14的接合部19附近。根据所期望的激活载荷以及翼尖小翼16的结构和气动弹性优化来确定第一端36.1和第二端36.2的位置。

长线形形状记忆元件36使得能够限制嵌入的质量。因此，在缆线毯的情况下，长度约为2m的形状记忆元件36具有千克量级的质量。

除了可以通过焦耳效应激活的(一个或多个)形状记忆元件36之外，激活机构34还包括至少一个电源38，该电源连接到可以通过焦耳效应激活的每个形状记忆元件36、被构造成具有休止状态和激活状态，在休止状态下该电源不供应电能，在激活状态下该电源输送电能，从而引起到可以通过焦耳效应来激活的每个形状记忆元件36的到变形状态的切换、和形状记忆元件的收缩。有利地，(一个或多个)形状记忆元件36和/或电源38是隔热的，以限制热损失。作为实例，它们包括弹性体隔热涂层、或采用可能被加强的织物片材或玻璃纤维片材形式的涂层。

为了给定量级，翼尖小翼16的变形操作需要约几百瓦的能量持续约一分钟的时间段。

除了激活机构34之外，翼尖小翼构型改变装置还包括保持机构40，该保持机构被构造成使翼尖小翼16保持处于变形状态下的第二构型，而不管由于由翼尖小翼16的移位引起的空气动力和由翼尖小翼16的弹性变形引起的力的聚集引起的回复力。

此保持机构40包括至少一根锁止缆线42、用于每根锁止缆线42的张紧系统44、至少一个锁止系统46、以及至少一个激活系统48，该锁止系统被构造成具有自由状态和锁止状态，在自由状态下锁止系统不使(一根或多根)锁止缆线42固定不动，在锁止状态下锁止系统使(一根或多根)锁止缆线42固定不动，锁止系统46在没有能量贡献的情况下具有锁止状态，该激活系统被构造成引起锁止系统46从锁止状态到自由状态的切换。

每根锁止缆线42可以是金属的或由合成纤维制成，并且必须是可伸长的或准可伸长的。

作为实例，各自具有约为3mm的直径的两根不锈钢缆线足以使翼尖小翼16在变形状态下保持第二构型。对于约2m的长度，这两根锁止缆线42的重量小于0.3kg。

根据图6中可见的实施例，将至少一根锁止缆线42插入到形状记忆元件36之一中。

根据图7中可见的实施例，至少一根锁止缆线42沿着与(一个或多个)形状记忆元件36不同的线路。

每根锁止缆线42包括连接到翼尖小翼的第一锚固点42.1和穿过锁止系统46的部分42.2，该第一锚固点被定位在翼尖小翼16的自由的第二端20附近，该锁止系统被定位在将翼尖小翼16连接到机翼14的接合部19的附近。第一锚固点42.1的和锁止系统46的位置被确定成使得在第一锚固点42.1与锁止系统46之间伸展的(一根或多根)锁止缆线42将翼尖小翼保持处于第二构型。

锁止系统46通过任何适当的方式固定到翼尖小翼16(翼尖小翼的内部结构和/或蒙皮)或机翼14上。

对于每根锁止缆线42，张紧系统44被构造成特别是在翼尖小翼16变形时使锁止缆线42在第一锚固点42.1与锁止系统46之间保持拉紧。

根据一个实施例，(一个或多个)形状记忆元件36可以确保张紧系统44的功能，更尤其是在(一根或多根)锁止缆线42被插入到(一个或多个)形状记忆元件36中时。

根据另一实施例，对于每根锁止缆线42，张紧系统44相对于锁止系统46与第一锚固点42.1相反地定位。张紧系统包括回复元件，例如拉力弹簧，该回复原件将锁止缆线42的第二端42.3连接到翼尖小翼16(翼尖小翼的内部结构和/或蒙皮)或机翼14。

根据另一实施例，对于每根锁止缆线42，张紧系统44相对于锁止系统46与第一锚固点42.1相反地定位。张紧系统包括致动器(绞盘、气缸等等)，该致动器被构造成拉动锁止缆线42。根据此实施例，翼尖小翼16不包括形状记忆元件36，并且(一根或多根)锁止缆线42确保激活机构34的功能，致动器(绞盘、气缸等等)使得能够拉动(一根或多根)锁止缆线42以使翼尖小翼16变形并使锁止缆线保持拉紧。

锁止系统46包括基本上密封的储箱50，该储箱被至少一根锁止缆线42穿过、容纳材料52，该材料被构造成当该材料的温度低于其熔点时具有与锁止系统46的锁止状态相对应的固态(图5b中可见)并且当该材料的温度高于其熔点时具有与锁止系统46的自由状态相对应的液态(图5a中可见)，在固态下该材料使锁止缆线42固定不动，在液态下该材料不使锁止缆线42固定不动并且允许锁止缆线移位。

根据本发明的另一特征，存在于锁止系统46的储箱50中的材料52的熔点低于大部分地球表面的地面大气温度(在地面压力下)并且高于在飞行的巡航阶段期间飞行器的高度处的大气温度(在飞行的巡航阶段的高度处的大气压力下)。因此，材料52的性质确保了激活系统48的功能并且允许锁止系统46从一个状态切换到另一个状态。

根据一个优点，在没有能量贡献的情况下，锁止系统46在飞行的巡航阶段期间具有锁止状态并且使翼尖小翼16保持处于变形状态下的第二构型、并且在飞行的起飞和着陆阶段期间具有自由状态并且不再将翼尖小翼16保持在变形状态，翼尖小翼自动恢复到第一构型。此特征使得能够减少将翼尖小翼16保持在变形状态下所需的能量。

存在于锁止系统46的储箱50的材料52和锁止缆线42以这样的方式被构造，使得材料52与每根锁止缆线42之间的剪切断裂应力位于2mpa和7mpa之间，剪切断裂应力对应于每根缆线42可以相对于固相材料52移位所受的应力。

根据一种构型，储箱50以这样的方式被构造，使得每根锁止缆线42在材料52中的浸入长度约为100mm至150mm。

根据一个实施例，存在于锁止系统46的储箱50中的材料52是大气冰。利用这种材料，可以获得约为5mpa的剪切断裂应力，从而在锁止缆线的约为120mm的浸入长度下，可以在足以使翼尖小翼16保持处于变形状态的1200dan的力下使两根直径约为3mm的锁止缆线42保持拉紧。

材料52与每根锁止缆线42之间的剪切断裂应力被确定成当飞行器的机翼的载荷超过给定阈值时获得翼尖小翼16从第二构型到第一构型的切换。

根据通过这种特征获得的一个优点，材料52确保了保险丝功能。因此，当机翼的载荷超过给定阈值时，机翼的此载荷在材料52与锁止缆线42之间的界面处引起大于剪切断裂应力的应力，使得锁止缆线42可以相对于材料52移位。因此，由于翼尖小翼16的初始弹性变形达到第二构型，翼尖小翼自动恢复到第一构型，锁止缆线42不再使翼尖小翼固位。

根据图5a和图5b中可见的实施例，激活系统48包括加热系统54，例如电阻器，该加热系统被构造成引起材料52的熔化以及其从固态到液态的切换。在翼尖小翼16保持处于变形状态下的第二构型的情况下，如果发生可能在机翼上产生过载的特定飞行状况，此激活系统48使得能够引起材料52的熔化、(一个或多个)锁止缆线42的松弛、以及翼尖小翼16回复到第一构型和未变形状态。当在飞行中需要重新激活被构造成使翼尖小翼16变形的激活机构34时，加热系统54还使得能够引起材料52的熔化。

翼尖小翼的构型改变装置包括控制器56，所述控制器用于使被构造成使翼尖小翼16变形的激活机构34与被构造成使翼尖小翼16保持处于变形状态的保持机构40的激活系统48协调。此控制器56被构造成根据每个机翼14的载荷的至少一个标准的值而自动且独立地触发每个翼尖小翼的构型的改变。根据通过指示的方式给出的实施例，只要机翼的载荷的标准保持在给定值范围内控制器46就触发翼尖小翼16到第二构型的切换并使翼尖小翼保持处于此构型，而当机翼的载荷的标准超出给定值范围时控制器引起回复到第一构型。

作为实例，载荷标准可以是诸如由飞行器的局部加速度计或惯性单元确定的飞行器的特定点处的加速度、由应变仪在所选元件上测量到的结构应力等单一数据，或者是若干个数据组合，甚至是诸如其速度、其取向等飞行参数。

对于飞行器，每个翼尖小翼16包括构型改变装置，单个控制器56使得能够同时控制两个翼尖小翼16的构型。

现在描述翼尖小翼的构型改变装置的操作。

在地面上，每个翼尖小翼16具有第一构型(图3a和图4a中可见)，并且对于每个翼尖小翼，锁止缆线42的锁止系统46处于自由状态，如图3a所展示的。在起飞之后，控制器56独立地触发各个翼尖小翼16的构型的改变以及翼尖小翼16到第二构型的切换。此构型变化可以由飞行员触发。保持机构40的激活系统48由控制器56激活，以引起材料52的熔化。并行地，对于每个翼尖小翼16，其被构造成使其变形的激活机构34被激活，如图3b所展示的。利用形状记忆元件36，由控制器56激活电源38。

通过变形，形状记忆元件36使翼尖小翼16变形，翼尖小翼从第一构型切换到第二构型(图3b和图4b中可见)并且通过使锁止缆线42延伸穿过锁止系统46而使锁止缆线保持处于拉紧状态。

当形状记忆元件36完全变形并且翼尖小翼16弹性变形并具有第二构型时，控制器56引起保持机构40的激活系统48的停用。因此，对于每个锁止系统46，材料52切换到固态并且锁止了锁止缆线42，锁止缆线然后使翼尖小翼16保持处于第二构型，如图3c和图4c所展示的。当材料52处于固态并且保持住(一根或多根)锁止缆线46时，控制器46引起电源38的停用。

在飞行的整个巡航阶段，翼尖小翼16保持处于第二构型而无需任何能量贡献。

在机翼14的载荷变化的情况下，例如由于操纵或紊流，机翼的载荷的标准可以具有在给定值范围之外的值。因此，控制器56独立且自动地引起翼尖小翼16回复到第一构型。为此目的，控制器56触发保持机构40的激活系统48的激活以引起材料52的熔化。由于锁止缆线42不再被保持住，翼尖小翼16自然地恢复到第一构型。可以由飞行员触发翼尖小翼到第一构型的这种回复。

还可以由于机翼的载荷超过给定阈值而引起翼尖小翼16到第一构型的这种回复。在这种情况下，锁止缆线42施加大于剪切断裂应力的应力，使得锁止缆线42可以相对于固态材料52移位。

当机翼的载荷的标准回到给定值范围内时，控制器56触发每个翼尖小翼16的构型的改变以及翼尖小翼16到如前所述的第二构型的切换。此位置变化可以由飞行员触发。

在着陆之前，当大气温度变得高于熔点时，材料52自动变为液体并且使锁止缆线42松弛。因此，锁止缆线不再将翼尖小翼16保持处于第二构型，翼尖小翼16由于翼尖小翼16的初始弹性变形而自动回复到第一构型。

如果在寒冷区着陆并且温度没有下降到低于材料52的熔点的温度，则控制器56从某个高度可以通过激活材料52的加热系统来触发翼尖小翼16到第一构型的回复。

本发明提供了以下优点：

根据本发明的构型改变装置允许翼尖小翼具有两个构型：对于所有机翼尺寸情况或在飞行包线极限处具有很小或没有空气动力学载荷从而使得能够避免任何超尺寸机翼的第一构型、以及在机翼的载荷较弱的飞行阶段中使得能够减小机翼的阻力的第二构型。

根据本发明的构型改变装置具有很小的体积并且重量轻，每个翼尖小翼的构型改变装置的重量小于5kg。

构型改变装置使得能够在没有能量贡献的情况下使翼尖小翼保持处于变形状态。

最后，构型改变装置允许安全操作，只要材料52在机翼的不合时宜的过载的情况下确保自然的和经计量的保险丝功能即可。