一种用于飞行器的机翼以及包括这种机翼的飞行器 |
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| 申请号 | CN201580050077.2 | 申请日 | 2015-08-26 | 公开(公告)号 | CN107074350B | 公开(公告)日 | 2019-07-05 |
| 申请人 | 空中客车运作有限责任公司; | 发明人 | 格尔德·海勒; | ||||
| 摘要 | 描述并示出了一种用于 飞行器 (1)的机翼(3)，包括主翼(7)和翼尖装置(9)，其中翼尖装置(9)的前 叶片 (21)和后叶片(27)以发散方式从附接端(19)向 外延 伸，其中当沿翼弦方向(33)观察时，前叶片前缘(23)在后叶片前缘(29)的前面延伸，并且前叶片 后缘 (25)在后叶片后缘(31)的前面延伸，其中在前叶片尖端(35)处所述前叶片(21)以与在后叶片尖端(37)处的后叶片(27)不同的上反 角 (ν)延伸，其中所述前叶片前缘(23)和所述前叶片后缘(25)以及所述后叶片前缘(29)和所述后叶片后缘(31)都具有切线连续的形状。本 发明 的目的是提供一种用于飞行器的机翼，其中对于预定的跨度尺寸，可以显著地减小诱导拖拽阻 力 ，所述目的通过所述前叶片前缘(23)相对于机翼前缘(11)成切线连续地延伸、所述后叶片后缘(31)相对于所述机翼后缘(13)成切线连续地延伸、并且在沿翼弦方向(33)观察时所述前叶片后缘(23)至少部分地在所述后叶片前缘(29)之后延伸而得以实现。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种用于飞行器(1)的机翼(3)，包括： |
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| 说明书全文 | 一种用于飞行器的机翼以及包括这种机翼的飞行器技术领域[0001] 本发明涉及一种用于飞行器的机翼以及包括这种机翼的飞行器。该机翼包括主翼和翼尖装置。在本发明的含义内，主翼包括任何可能的增升装置或副翼。 [0002] 所述主翼包括机翼前缘、与所述机翼前缘相对的机翼后缘、被构造成安装到相应飞行器的机身的翼根端、以及与所述翼根相对的翼梢端。所述翼尖装置具有附接端、前叶片和后叶片。所述附接端安装到所述主翼的翼梢端。所述前叶片具有前叶片前缘和前叶片后缘。所述后叶片具有后叶片前缘和后叶片后缘。所述前叶片和后叶片以发散方式从所述附接端向外延伸，即它们不完全在一个共同平面中延伸，尽管它们可以具有在共同平面中延伸的部分。当沿翼弦方向观察时，所述前叶片前缘在后叶片前缘的前面延伸，且所述前叶片后缘在后叶片后缘的前面延伸。 [0003] 在翼尖装置的与附接端相对的端部处，所述前叶片具有前叶片尖端，且所述后叶片具有后叶片尖端。在前叶片尖端和后叶片尖端上，安装有尖端帽用于倒圆并保护所述前和后叶片尖端。在前叶片尖端处的前叶片以与在后叶片尖端处的后叶片不同的上反角延伸，使得当在机翼厚度方向上或沿着相关飞行器的偏航轴观察时，前叶片尖端在与后叶片尖端不同的水平线上延伸。所述上反角通常是参照相关飞行器的俯仰轴在俯仰轴和偏航轴所跨越的平面中测量的，或当所述飞行器处于地面上的规则位置时参照水平面来测量的。在前和后叶片尖端处的上反角以及在本发明中在前和后叶片尖端处限定的所有其它角度是分别在前叶片尖端和后叶片尖端处恰在尖端帽开始处之前测量的，即在与所述尖端帽的连接线处，特别是作为所述连接线的切线。 [0004] 所述前叶片前缘和前叶片后缘都具有切线连续的形状，没有拐点或扭结。在本发明的含义内，切线连续的形状包括任何连续弯曲的部分，以及按以下方式连接到连续弯曲部分的任何直线部分：弯曲部分的切线的形状连续地过渡进入直线部分，使得在从弯曲部分到直线部分的过渡处，所述弯曲部分的切线与直线部分重合。换句话说，所述切线连续的形状排除了在弯曲部分、直线部分以及在所述弯曲部分和直线部分之间的过渡处的任何扭结或不连续性。此外，所述后叶片前缘和后叶片后缘都具有切线连续的形状，没有拐点或扭结。 [0005] 通常的翼尖装置在本领域中被提供用于减小机翼的诱导拖拽阻力。当产生升力时，产生诱导拖拽阻力，也称为升力相关拖拽阻力。升力由机翼通过在机翼下游向下加速空气气团而产生，同时具有与所产生的升力相当的一定动量变化。连续产生的动量所消耗的能量相当于所述升力相关拖拽阻力。最小化诱导拖拽阻力需要最小化每跨度单位的向下空气偏转。因此，相应机翼的效率随着较高的跨度而增大。在跨度限制的情况下，具有翼尖装置的非平面机翼有助于进一步最小化所述升力相关拖拽阻力。由于机翼的柔性，向上指向的装置比向下指向的元件能更好地减小有效跨度。将两种相结合元件、同时仍然遵守通过正确的空气动力学载荷在机翼的较远下游的恒定下洗分布的需要有助于最大化上述益处。恒定下洗分布表示总体最优化目标，以便使机翼的诱导拖拽阻力最小化。 背景技术[0006] 根据现有技术，包括如上所述的翼尖装置或类似的翼尖装置的用于飞行器的各种机翼是已知的。例如，US2002/0162917A1公开了一种机翼，包括形成为以连续方式向上弯曲的单个叶片的翼尖装置。类似地，US2010/0919094A1描述了一种翼尖装置，包括以连续方式向上弯曲成直的尖端部分的单个叶片。 [0007] 双叶片翼尖装置在本领域中也是已知的。例如，理查德·T·惠特科姆在1970年代开发了一种后来实施在DC-10和MD-11飞行器上的翼尖装置。所述翼尖装置包括向下指向的小前叶片和从机翼向上指向的较大后叶片。两个叶片以倾斜的、不连续的方式连接到机翼，这导致在接合区域中、特别是在机翼的吸力侧上的不期望的复杂气流，并且因此导致不期望的拖拽阻力。 [0008] 类似地，在1977年G.Lebert，MBB-UFE 1344，“DerFlügelmit Gabel-spitzen als Mittel Wirtschaftlichkeit von Transportflugzeugen”(“作为增加运输机效率的手段的分叉尖端的翼”)中，描述了双叶片翼尖装置，包括向上延伸的前叶片和向下延伸出机翼平面的后叶片。再次，两个叶片以悬臂和不连续的方式从机翼向外延伸，使得在接头区域中导致不希望的拖拽阻力的特定气流挑战也适用于此。 [0009] 作为包括双叶片翼尖装置的机翼的更近的示例，US2013/0256460A1公开了两个完全重叠的叶片，一个指向上方，一个向下指向机翼平面之外。然而，在这种情况下，叶片也通过硬的、不连续的连接部连接到主翼，从而在这些连接区域中的气流成为挑战。此外，两个叶片从共同的根部延伸，使得它们在它们的整个跨度上重叠，这也引起不期望的气流条件。 [0010] 从US2012/0312928A1已知一种具有两个叶片的翼尖装置，其中上部叶片以连续的方式从主翼的尖端向上延伸。然而，以完全重叠的方式安装到上部叶片的下部叶片在某一扭结下即以不连续的方式再次从上部叶片向外延伸，使得在所述扭结区域中的气流被不期望地挑战并且引起拖拽阻力。US2013/0092797 A1描述了一种类似的翼尖装置，其包括连续地形成在主翼的尖端上并以直线方式向上延伸的上翼片、以及以部连续的方式连接到上翼片的较小下翼片。 [0011] 由NASA开发的“变形飞行器”包括一种含有翼尖装置的机翼，所述翼尖装置包括以类似的上反角向上指向的两个叶片，其中所述叶片以连续的方式形成在机翼上，但是前叶片远远位于后叶片前面，使得它们完全不重叠，并且在翼弦方向上所述翼尖具有不期望的大的延伸长度，并且因此在翼尖处具有不期望的大的重量。 [0012] 最后，US2009/0084904A1描述了一种具有前叶片和后叶片的翼尖装置，其以先后的方式即通过某种交错的方式安装到主翼。然而，所述交错包括前叶片和后叶片之间的间隙，使得前叶片和后叶片根本不重叠。此外，前叶片和后叶片也以包括纽结的不连续的方式附接到主机翼。 发明内容[0013] 因此，本发明的目的是提供一种用于飞行器的机翼，其中对于预定的跨度尺寸，可以显著地减小诱导拖拽阻力。 [0014] 该目的是这样实现的，即前叶片前缘与机翼前缘成切线连续地延伸而没有任何扭结，即从前叶片前缘到机翼前缘的过渡部分成切线连续地延伸而没有任何扭结。类似地，后叶片后缘与机翼后缘成切线连续地延伸而没有任何扭结，即从后叶片后缘到机翼后缘的过渡部分成切线连续地延伸而没有任何扭结。此外，当在从机翼前缘到机翼后缘的翼弦方向上观察时，前叶片后缘至少部分地在后叶片前缘后面延伸，使得当在机翼厚度方向上观察时前叶片和后叶片在重叠区域相互重叠。 [0015] 以这种方式，特别是通过翼尖装置的这种形式，所述翼尖装置具有作为主翼的连续延伸部延伸的两个分叉和部分重叠的叶片，可以获得期望的恒定的下洗分布。因此，对于预定的翼长，可以显著减小诱导拖拽阻力。 [0016] 在优选实施例中，当在机翼厚度方向上观察时，前叶片后缘与后叶片前缘交叉，即相交，使得在附接端附近，前叶片后缘在后叶片前缘后面延伸，从而形成重叠区域，并且在远离附接端处，前叶片后缘在后叶片前缘前面延伸，使得当在翼弦方向上观察时，这里不存在重叠。以这种方式，可以在翼尖装置上建立特别有利的气流条件。 [0017] 在替代的优选实施例中，当在机翼厚度方向上观察时，前叶片后缘不与后叶片前缘相交或交叉，使得沿着整个前叶片后缘和/或沿着整个后叶片前缘，前叶片后缘在后叶片前缘后面延伸，从而当在翼弦方向上观察时，在它们的整个长度上形成重叠区域。以这种方式，可以在翼尖装置上建立特别有利的气流条件。 [0018] 对于可能恒定的下洗分布，两种前述替代方案都是有利的，并且可以以具体个案的方式决定哪种替代方案对于相应情况更有利。 [0019] 在另一优选实施例中，前叶片和后叶片具有共同的基部部分和分开的尖端部分。可以在跨度方向上具有显著或不显著延伸长度的基部部分限定在前叶片前缘、后叶片后缘、附接端、以及与所述附接端(19)相对的其中所述前叶片尖端部分被植根在基部处的前叶片根部、其中后叶片尖端部分被植根在基部部分处的后叶片根部之间。优选地，在机翼厚度方向上观察时，在所述前叶片根部和后叶片根部之间设置有接合线或接合区，其代表前叶片和后叶片相交或合并的线或区。在基部部分中，前叶片和后叶片合并或结合到公共结构，然后该公告结构可以有利地在附接端处连接到主翼的翼梢端。然而，也可能的是，所述基部部分在跨度方向上形成得不明显地短，使得分开的叶片、特别是前叶片尖端部分和后叶片尖端部分直接或几乎直接附接到翼梢端。前叶片根部和后叶片根部分别表示前叶片和后叶片合并或连接以形成共同基部的部分，并且接合线表示前叶片根部与后叶片根部之间连接这些根部的线，即这些根部的轮廓相交和重叠的线。 [0020] 特别地，优选的是，翼尖装置以下述方式形成并连接到主翼。在附接端处测量时的前叶片前缘的后掠角对应于在翼梢端处测量的机翼前缘的后掠角，并且优选地在25°和45°之间。本发明含义内的任何后掠角是当在水平平面(即由相关飞行器的俯仰轴线和滚转轴线所跨越的平面)上观察时，相对于相关飞行器的俯仰轴线来测量的。优选地，在前叶片根部处测量的前叶片后缘的后掠角对应于在翼梢端处测量的机翼后缘的后掠角和机翼前缘的后掠角之间的一个角度，并且优选地在20°和40°之间。 [0021] 优选地，在后叶片根部处测量的后叶片前缘的后掠角对应于在翼梢端处测量的机翼前缘的后掠角和机翼前缘的后掠角的两倍之间的一个角度，并且优选地在25°和45°之间。优选地，在附接端处测量的后叶片后缘的后掠角对应于在翼梢端处测量的机翼后缘的后掠角，并且优选地在20°和40°之间。 [0022] 优选地，在前叶片尖端处测量的前叶片前缘的后掠角对应于在翼梢端处测量的机翼前缘的后掠角和机翼前缘的后掠角的两倍之间的一个角度，并且优选地在45°和60°之间。优选地，在前叶片尖端处测量的前叶片后缘的后掠角对应于在翼梢端处测量的机翼后缘的后掠角和机翼前缘的后掠角的两倍之间的一个角度，并且优选地在40°和55°之间。在本发明的含义内前叶片尖端或后叶片尖端处限定的任何后掠角是恰在尖端帽开始之前测量的，即在与尖端帽的连接线处，特别是作为所述连接线的切线。 [0023] 优选地，在后叶片尖端处测量的后叶片前缘的后掠角对应于在翼梢端处测量的机翼前缘的后掠角和机翼前缘的后掠角的两倍之间的一个角度，并且优选地在45°和60°之间。优选地，在后叶片尖端处测量的后叶片后缘的后掠角对应于在翼梢端处测量的机翼后缘的后掠角和机翼后缘的后掠角的两倍之间的一个角度，并且优选地在40°和55°之间。 [0024] 通过机翼的这种几何形状，特别是通过这些后掠角，可以获得有利的恒定的下洗分布，并且可以显著减小诱导拖拽阻力。此外，可以显著减少波阻的产生。 [0025] 更具体地，优选的是，翼尖装置以下述方式形成。在前叶片根部测量的前叶片在翼弦方向上的延伸长度是在附接端处测量的翼尖装置在翼弦方向上的延伸长度的20％和80％之间，优选在40％和60％之间。优选地，在前叶片尖端处测量的前叶片在翼弦方向上的延伸长度是在附接端处测量的翼尖装置在翼弦方向上的延伸长度的10％至40％之间，优选在15％至30％之间。优选地，在后叶片根部处测量的后叶片在翼弦方向上的延伸长度是在附接端处测量的翼尖装置在翼弦方向上的延伸长度的20％和80％之间，优选地在40％和 60％之间，优选地，在后叶片尖端处测量的后叶片在翼弦方向上的延伸长度是在附接端处测量的翼尖装置在翼弦方向上的延伸长度的10％和40％之间，优选在15％和30％之间。 [0026] 通过机翼的这种几何形状，特别是通过这种弦弦延伸长度，可以获得期望的恒定的下洗分布，并且可以显著减小诱导拖拽阻力。此外，可以显著减少波阻的产生。 [0027] 还优选的是，翼尖装置以下述方式形成。在附接端和前叶片尖端之间测量的前叶片在跨度方向上的延伸长度是在附接端处测量的翼尖装置在翼弦方向上的延伸长度的50％和300％之间，优选在100％和200％之间。优选地，在附接端和后叶片尖端之间测量的后叶片在跨度方向上的延伸长度是在附接端处测量的翼尖装置在翼弦方向上的延伸长度的50％和300％之间，优选在100％和200％之间。通过机翼的这种几何形状，特别是通过这种跨度延伸长度，可以获得有利的恒定的下洗分布，并且可以显著减少诱导拖拽阻力。 [0028] 在优选实施例中，主翼限定了近似平坦的机翼平面，其中相对于机翼厚度方向或相关飞行器的偏航线轴，所述前叶片向下延伸，即向下指向所述机翼平面之外，并且其中后叶片向上延伸，即向上指向机翼平面之外。这种构造允许在重叠区域中来自前叶片上侧和后叶片下侧的压力分布的自然配合(meshing)。此外，任何前缘装置集成，例如板条，可以更容易。此外，在跨音速气流条件下，依赖于主翼的冲击拓扑结构，可以平滑地连接在翼尖装置上的冲击拓扑结构。 [0029] 特别地，优选的是所述翼尖装置以下述方式形成。沿着接合线测量的重叠区域的延伸长度是在附接端处测量的翼尖装置在翼弦方向上的延伸长度的5％和30％之间，优选地在15％和25％之间。优选地，在附接端处测量的前叶片前缘的上反角对应于在翼梢端处测量的机翼前缘的上反角。优选地，在附接端处测量的后叶片后缘的上反角对应于在翼梢端处测量的机翼后缘的上反角。在本发明含义内的任何上反角是当在垂直平面(即由相关飞行器的俯仰轴线和偏航轴线所跨越的平面)上观察时相对于相关飞行器的俯仰轴来测量的。 [0030] 优选地，在前叶片尖端处测量的前叶片的上反角在-10°和-60°之间，优选在-20°和-45°之间。优选地，在后叶片尖端处测量时后叶片的上反角在30°和90°之间，优选在45°和70°之间。优选地，在后叶片前缘处测量的在前叶片和后叶片之间沿着接合线的接合角在0°和45°之间，优选在10°和30°之间。优选地，在前叶片后缘处测量的在前叶片和后叶片之间沿着接合线的接合角在45°和100°之间，优选在50°和80°之间。 [0031] 通过机翼的这种几何形状，特别是通过重叠区域的这种延伸长度，通过这样的上反角以及通过这种连接角，可以获得期望的恒定的下洗分布，并且可以显著减小诱导拖拽阻力。此外，可以显著减少波阻的产生。 [0032] 在优选实施例中，主翼限定了近似平坦的机翼平面，其中相对于相关飞行器的机翼厚度方向或偏航轴线，所述前翼向上延伸，即向上指向机翼平面之外，并且其中后翼向下延伸，即向下指向机翼平面之外。在跨音速气流条件下，取决于主翼的冲击拓扑结构，可以平滑地连接在翼尖装置上的冲击拓扑结构。 [0033] 特别地，优选的是，所述翼尖装置以下述方式形成。沿着接合线测量的重叠区域的延伸长度是在附接端处测量的翼尖装置在翼弦方向上的延伸长度的5％和25％之间，优选地在10％和15％之间。优选地，在附接端处测量的前叶片前缘的上反角对应于在翼梢端处测量的机翼前缘的上反角。优选地，在附接端处测量的后叶片后缘的上反角对应于在翼梢端处测量的机翼后缘的上反角。 [0034] 优选地，在前叶片尖端处测量的前叶片的上反角在30°和90°之间，优选在45°和70°之间。优选地，在后叶片尖端处测量的后叶片的上反角在-20°和-60°之间，优选在-30°和-45°之间。优选地，在后叶片前缘处测量的在前叶片和后叶片之间沿着接合线的接合角在0°和45°之间，优选在10°和30°之间。优选地，在前叶片后缘处测量的在前叶片和后叶片之间沿着接合线的接合角在45°和100°之间，优选在50°和80°之间。 [0035] 通过机翼的这种几何形状，特别是通过重叠区域的这种延伸长度，通过这样的上反角以及通过这种连接角，可以获得期望的恒定的下洗分布，并且可以显著减小诱导拖拽阻力。此外，可以显著减少波阻的产生。 [0036] 在优选实施例中，主翼限定大致平坦的机翼平面，其中相对于机翼厚度方向或相关飞行器的偏航轴线，所述前叶片在所述机翼平面中大致平坦地延伸，并且其中后叶片向上延伸，即向上指向机翼平面之外。该构造允许在重叠区域中来自前叶片上侧和后叶片下侧的压力分布的自然配合。此外，任何前缘装置集成，例如板条，可以更容易。此外，在跨音速气流条件下，依赖于主翼的冲击拓扑结构，可以平滑地连接在翼尖装置上的冲击拓扑加工。最后，地面操作可以更容易，因为没有向下指向的叶片。 [0037] 特别地，优选的是，翼尖装置以下述方式形成。沿着接合线测量的重叠区域的延伸长度是在附接端处测量的翼尖装置在翼弦方向上的延伸长度的5％和15％之间，优选地在5％和10％之间。优选地，在附接端处测量的前叶片前缘的上反角对应于在翼梢端处测量时机翼前缘的上反角。优选地，在附接端处测量的后叶片后缘的上反角对应于在翼梢端处测量的机翼后缘的上反角。 [0038] 优选地，在前叶片尖端处测量的前叶片的上反角对应于在翼梢端处测量的机翼前缘的上反角。优选地，在后叶片尖端处测量的后叶片的上反角在30°和90°之间，优选在45°和70°之间。优选地，在后叶片前缘处测量的在前叶片和后叶片之间沿着接合线的接合角在0°和45°之间，优选在10°和30°之间。优选地，在前叶片后缘处测量的在前叶片和后叶片之间沿着接合线的接合角在20°和60°之间，优选在30°和45°之间。 [0039] 通过机翼的这种几何形状，特别是通过重叠区域的这种延伸长度，通过这样的上反角以及通过这种连接角，可以获得期望的恒定的下洗分布，并且可以显著减小诱导拖拽阻力。此外，可以显著减少波阻的产生。 [0040] 本发明的另一方面涉及一种包括根据前述实施例中任一项所述的机翼的飞行器。上面结合机翼描述的特征和优点也适用于所述飞行器。 附图说明[0042] 图1是包括根据本发明第一实施例的机翼的飞行器的透视侧视图，[0043] 图2是图1的飞行器的前视图， [0044] 图3是从图1的飞行器的下方观察的透视图， [0045] 图4是图1的飞行器的机翼的一部分的透视侧视图， [0046] 图5是从图4部分下方观察的透视图， [0047] 图6是从图4部分上方观察的透视图， [0048] 图7是图4部分的前视图， [0049] 图8是图4部分的后视图， [0050] 图9是图4部分的俯视图， [0051] 图10是根据本发明的第二实施例的具有直的后叶片的机翼的一部分的从下方观察的透视图， [0052] 图11是根据本发明第三实施例的机翼的一部分的从上方观察的透视图，其中前叶片向上指向，后叶片向下指向机翼平面之外， [0053] 图12是根据本发明的第四实施例的机翼的一部分的从上方观察的透视图，其中前叶片在机翼平面中平坦地延伸，并且后叶片向上指向机翼平面之外， [0054] 图13是根据本发明第五实施例的机翼的一部分的俯视图，其中示出了用于测量后掠角的相关位置， [0055] 图14是图13部分的俯视图。13，其中示出用于测量翼弦延伸长度和重叠的相关位置， [0056] 图15是图13部分的俯视图，其中示处用于测量跨度延伸长度的相关位置，[0057] 图16是图13部分的侧视图，其中示出用于测量上反角的相关位置，[0058] 图17是从图13部分的上方观察的透视图，其中示出用于测量接合角的相关位置，[0059] 图18是从图13部分的下方观察的透视图，其中示出用于测量接合角的相关位置。 具体实施方式[0060] 图1至图3中示出了包括根据本发明第一实施例的机翼3的飞行器1。飞行器1包括机身5和安装到所述机身5上的两个相对的机翼3。每个机翼3包括主翼7和翼尖装置9。 [0061] 主翼7具有机翼前缘11、与所述机翼前缘11相对的机翼后缘13、安装到所述机身5的翼根端15和与所述翼根端15相对的翼梢端17。翼尖装置9包括附接到主翼7的翼梢端17上的附接端19、具有前叶片前缘23和前叶片后缘25的前叶片21、以及具有后叶片前缘29和后叶片后缘31的后叶片27。 [0062] 如图4至图9更详细地显示的，前叶片21和后叶片27以发散的方式从附接端19向外延伸。前叶片21和后叶片27交错，使得当在机翼3的翼弦方向观察时，前叶片前缘23在后叶片前缘29的前面延伸，并且前叶片后缘25在后叶片后缘31的前面延伸。在翼尖装置9的与附接端19相对的端部，前叶片21具有前叶片尖端35，后叶片具有后叶片尖端37。尖端帽39设置在前叶片尖端35和后叶片尖端37上。在前叶片尖端35处的前叶片21以与在后叶片尖端37处的后叶片27不同的上反角ν延伸，使得当在机翼厚度方向41上观察时，前叶片尖端35在与后叶片尖端37不同的高度水平。上反角ν通常是参考相关飞行器1的俯仰轴线p在由俯仰轴线p和偏转轴线y所跨过的平面中测量的。在本实施例中，主翼7限定机翼平面43，并且相对于机翼厚度方向41，前叶片21向下延伸出所述机翼平面43，而后叶片27向上延伸出所述机翼平面43。 [0063] 前叶片前缘23和前叶片后缘25都具有切线连续的形状，在本实施例中是连续弯曲的、没有拐点和扭结的形状。类似地，后叶片前缘29和后叶片后缘31都具有切线连续的形状，在本实施例中是连续弯曲的、没有拐点和扭结的形状。前叶片前缘23与机翼前缘11成切线连续地延伸而没有扭结，并且后叶片后缘31与机翼后缘13成切线连续地延伸而没有扭结。当沿翼弦方向33从机翼前缘11向机翼后缘13观察时，前叶片后缘25至少部分地在后叶片前缘29后面延伸，使得当在机翼厚度方向41上观察时，前叶片21和后叶片27在重叠区域45中彼此重叠。 [0064] 如图9所示，在本实施例中，当沿机翼厚度方向41观察时，前叶片后缘25不与后叶片前缘29相交，使得当沿翼弦方向33观察时，沿着整个后叶片前缘29，前叶片后缘25在后缘后叶片前缘29的后面延伸，从而在后叶片前缘29的整个长度上形成重叠区域45。或者，如结合图13至图18所示的实施例所述，当在机翼厚度方向41上观察时，前叶片后缘25也可以与后叶片前缘29相交，使得在附接端19附近，前叶片后缘25在后叶片前缘29的后面延伸，从而形成重叠区域45，并且在远离附接端19处，当沿翼弦方向33观察时，前叶片后缘25在后叶片前缘29的前面延伸。 [0065] 前叶片21和后叶片27具有共同的基部部分47和分开的尖端部分49、51。基部部分47限定在前叶片前缘23、后叶片后缘31、附接端19和与附接端19相对的前叶片根部53、以及后叶片根部55之间，其中前叶片尖端部分49在前叶片根部53植根在基部部分47中，且后叶片尖端部分51在后叶片根部55植根在基部部分47中。当沿机翼厚度方向41观察时，在前叶片根部53和后叶片根部55之间设置有接合线57，这也显示在结合图13至15所示的实施例中。 [0066] 图10示出了根据本发明的机翼3的第二实施例，其类似于结合图1至9所描述的实施例，因此相应的附图标记用于表示类似的特征。图10所示的机翼3的实施例与图1至9所示的实施例的不同之处是，后叶片尖端部分51，特别是在后叶片前缘29和后叶片后缘31处，从基部部分47到后叶片尖端37在弯曲的形状之后具有直线的形状，不再弯曲。弯曲形状到直线形状的过渡是切线连续的，即没有任何扭结或不连续。 [0067] 图11中示出了根据本发明的机翼3的第三实施例，其类似于结合图1至9描述的实施例1，因此相应的附图标记用于表示类似的特征。图11所示的机翼3与图1至图9所示的实施例的不同之处在于，相对于机翼厚度方向41，前叶片21向上延伸出机翼平面43，并且后叶片27向下延伸出机翼平面43。 [0068] 图12中示出了根据本发明的机翼3的第四实施例，其类似于结合图1至9描述的实施例，因此相应的附图标记用于表示类似的特征。图12所示的机翼3与图1至9所示的实施例的不同之处在于，相对于机翼厚度方向41，前叶片21在机翼平面43中大致平坦地延伸，并且后叶片27向上延伸出机翼平面43。 [0069] 图13至18中示出了根据本发明的机翼3的第五实施例，其类似于结合图1至9描述的实施例，因此相应的附图标记用于表示类似的特征。图13至图18所示的机翼3的实施例与图1至图9所示的实施例的不同之处在于，当从机翼厚度方向41观察时，前叶片后缘25与后叶片前缘29相交，使得当沿翼弦方向33观察时，在附接端19附近的前叶片后缘25在后叶片前缘29的后面延伸，并且在远离附接端19处的前叶片后缘25在后叶片前缘29的前面延伸。 [0070] 关于本实施例，在下文中进一步详细说明所述机翼3的几何形状，特别是翼尖装置9的几何形状。 [0071] 如图13所示，解决了翼尖装置9的后掠角分布。后掠角通常表示在由滚转轴线r和俯仰轴线跨过的平面中相对于相关飞行器1的俯仰轴线p的角度。在附接端19处测量的前叶片前缘23的后掠角 对应于在翼梢端17处测量的机翼前缘11的后掠角 并且在本实施例中大约为36°。在前叶片根部53处测量的前叶片后缘25的后掠角 对应于在翼梢端17处测量的机翼后缘13的后掠角 与机翼前缘11的后掠角 之间的角度，并且在本实施例中为大约31°。在后叶片根部55处测量的后叶片前缘29的后掠角 对应于在翼梢端17处测量的机翼前缘11的后掠角 和机翼前缘11的后掠角 的两倍之间的角度，并且在本实施例中为大约40°。在附接端19处测量的后叶片后缘31的后掠角 对应于在翼梢端17处测量的机翼后缘13的后掠角 并且在本实施例中大约为25°。 [0072] 在前叶片尖端或后叶片尖端35、37处测量的后掠角 是恰在尖端帽39开始之前、即在到尖端帽39的连接线59处测量的。在前叶片尖端35处测量的前叶片边缘23的后掠角对应于在翼梢端17处测量的机翼前缘11的后掠角 和机翼前缘11的后掠角 的两倍之间的角度，在本实施例中为大约65°。在前叶片尖端35处测量的前叶片后缘25的后掠角对应于在翼梢端17处测量的机翼后缘13的后掠角 和机翼前缘11的后掠角 的两倍之间的角度，并且在本实施例中为大约52°。在后叶片尖端37处测量的后叶片前缘29的后掠角 对应于在翼梢端17处测量的机翼前缘11的后掠角 和机翼前缘11的后掠角 的两倍之间的角度，并且在本实施例中为大约65°。在后叶片尖端37处测量的后叶片后缘31的后掠角 对应于在翼梢端17处测量的机翼后缘13的后掠角 和机翼后缘13的后掠角的两倍之间的角度，并且在本实施例中为大约52°。 [0073] 如图14所示，解决了翼尖装置9的翼弦延伸长度c。在前叶片根部53处测量时的前叶片21在翼弦方向33上的延伸长度c1大约是在附接端19处测量的翼尖装置9在翼弦方向33上的延伸长度c2的60％。在前叶片尖端35处测量的前叶片21在翼弦方向33上的延伸长度c3大约是在附接端19处测量的翼尖装置9在翼弦方向33上的延伸长度c2的25％。在后叶片根部55处测量的后叶片27在翼弦方向33上的延伸长度c4大约是在附接端19处测量的翼尖装置9在翼弦方向33上的延伸长度c2的50％。在后叶片尖端37处测量的后叶片27在翼弦方向33上的延伸长度c5大约是在附接端19处测量的翼尖装置9在翼弦方向33上的延伸长度c2的 25％。 [0074] 如图15所示，解决了翼尖装置9的跨度长度。在附接端19和前叶片尖端35之间测量的前叶片21在跨度方向61上的延伸长度s1大约是在附接端19处测量的翼尖装置9在翼弦方向33上的延伸长度c2的170％。在附接端19和后叶片尖端37之间测量的后叶片27在跨度方向61上的延伸长度s2大约是在附接端19处测量的翼尖装置9在翼弦方向33上的延伸长度c2的160％。 [0075] 如图14所示，解决了翼尖装置9的重叠长度o。在沿着接合线57测量的重叠区域45的延伸长度o是在附接端19处测量的翼尖装置9在翼弦方向33上的范围c2的大约30％。 [0076] 如图16所示，解决了翼尖装置9的上反角ν。上反角ν是参照在由俯仰轴线p和偏转轴线y跨过的平面中的相关飞行器1的俯仰轴线p来测量的。在附接端19处测量的前叶片前缘23的上反角ν1对应于当在翼梢端17处测量的机翼前缘11的上反角ν2。在附接端19处测量的后叶片31的上反角ν3对应于在翼梢端17处测量的机翼后缘13的上反角ν4。在前叶片尖端35处测量的前叶片21的上反角ν5在本实施例中为大约55°。在后叶片尖端37处测量的后叶片27的上反角ν6在本实施例中为大约35°。 [0077] 如图17和18所示，解决了翼尖装置9的接合角α。接合角α是在俯仰轴线p和偏转轴线y所跨过的平面中沿着接合线57在前叶片21和后叶片27之间测量的。在后叶片前缘29处测量的接合角α1在本实施例中为大约15°。在前叶片后缘25处测量的接合角α2在本实施例中为大约45°。 |
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