CN102015447B

CN102015447B - 用于飞行器机翼的非平面翼尖装置以及包括该翼尖装置的机翼

Info

Publication number: CN102015447B
Application number: CN2010800014697A
Authority: CN
Inventors: 亚历山大·比舍尔; 迈克尔·卡尔温; 弗兰克·特里奇
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH; Airbus Operations Ltd
Priority date: 2009-04-30
Filing date: 2010-04-30
Publication date: 2013-08-07
Anticipated expiration: 2030-04-30
Also published as: CA2723084C; US20110192937A1; WO2010124877A1; CA2723084A1; WO2010124877A8; EP2274202A1; ATE545580T1; JP2012525292A; CN102015447A; RU2010144306A; BRPI1001262A2; JP5712202B2; DE102009019542A1; US8490925B2; EP2274202B1; RU2521458C2

Abstract

本发明涉及一种用于机翼(T；10a，10b)的翼尖装置(W；W1，W2)，包括根部(E1)、尖端(E2)以及下面的决定性特征：翼尖装置(W；W1，W2)的局部上反角从根部(E1)到尖端(E2)连续地增大或减小；后缘(50)的局部后掠角沿着后缘的发展从翼尖装置(W；W1，W2)的根部(E1)到尖端(E2)连续地增大；其中，前缘(60)的局部后掠角在前缘(60)的发展中从根部(E1)到第一中间点(61a)连续地增大；从第一中间点(61a)到第二中间点(62a)连续地减小；并且从第二中间点(62a)至少到翼尖装置(W；W1，W2)的尖端(E2)之前的区域连续地增大。本发明还涉及一种包括翼尖装置(W；W1，W2)的机翼。

Description

用于飞行器机翼的非平面翼尖装置以及包括该翼尖装置的机翼

技术领域

本发明涉及一种用于飞行器机翼的非平面翼尖装置以及一种包括该翼尖装置的机翼。

背景技术

从现有技术中已知非平面翼尖装置，该非平面翼尖装置不仅在它们的几何外形上不同而且在它们的设计尺寸上也不同。

从DE 10117721A1中已知用于机翼的翼尖延伸，该翼尖延伸包括上表面、下表面、前缘以及后缘，所述翼尖延伸的几何形状为：在用于附接于机翼的连接区域和翼尖延伸的尖端之间，局部上反角连续地增大，前缘和后缘的后掠角连续地增大，以及翼尖延伸结果的弦长连续地减小，并且为：翼尖延伸以基本上连续的方式在连接区域中连接机翼。

该文献提供了多个不同的翼尖设备或小翼，该翼尖设备或小翼主要设置用于减少气动阻力，并且用于提高气动性能。翼尖设备的定义可以出现在全新飞行器的概念范围内或出现在将这种翼尖设备改装到现有飞行器的范围内。在后一种情况下，现有机翼的几何形状被另一种机翼的几何形状替代。在两种情况下，在翼尖装置的设计中，获得的气动性能的增益需要与通常增加的结构载荷以及所有所产生的与飞行器重量相关的结果保持平衡，其中通常增加的结构载荷通常借助于积分的翼根弯矩以简化的方式评估。基于给出的设计方案和边界条件，各种翼尖装置的评估可以返回不同的结果。

从现有技术中还已知所谓的翼尖翼刀(WTF，wing tip fence)，该翼尖翼刀包括两个尺寸相似的部件，这两个部件几乎垂直于机翼向上和向下延伸。为了优化机翼处的流动质量，已经实施了翼尖装置，该翼尖装置在翼尖装置所布置的主翼的外部部分和翼尖装置之间具有连续平滑过渡的后掠角和上反角。

发明内容

本发明的目的是提供一种翼尖装置以及一种包括该翼尖装置的机翼，当与已知的翼尖装置相比时，借助于本发明的翼尖装置，可以在许多的尺寸和/或性能谱不同的飞行器中实现布置有翼尖装置的机翼的气动性能的改进，并且因此实现飞行器的改进。本发明的另一个目的是提供一种翼尖装置以及一种包括该翼尖装置的机翼，借助于该翼尖装置，尺寸和/或性能谱不同的飞行器的改装可以设置翼尖装置用于改进机翼和飞行器的气动特性，该改进不需要改动机翼或只需要轻微地改动机翼。

该目的由独立权利要求的特征满足。在与所述独立权利要求相关的从属权利要求中描述进一步的实施方式。

根据本发明的翼尖装置尤其可以实施为独立的部件，该部件可附接于主翼的外部部分并且以此方式不需要改变或仅需要相对较小地改变，因此相对经济地改变机翼结构，例如在巡航期间实现最佳的气动效率。

利用根据本发明的翼尖装置的特性，实现了已经附接有该翼尖装置的机翼的性能改进，同样也改进了具有该机翼的整个飞行器的性能。根据本发明的翼尖装置的设计使得能够将导航灯与用于覆盖所述导航灯的玻璃结合在一起。

此外，当所述翼尖装置已经被附接为改装的部件时，根据本发明的翼尖装置的实施方式使得有效地作用在机翼上的额外结构载荷能够保持较低，并且利用根据本发明的外形与各个个例情形的相应匹配，能够减小所述结构载荷使得其可以忽略的。因此，根据本发明的翼尖装置尤其适合于改装现有飞行器的机翼，完全或者仅非常小地改动机翼。

在现有技术已知的翼尖装置中，上述内容是不可能的，或者只在非常有限的程度上是可能的，因为这些翼尖装置——翼尖翼刀除外——主要用于显著地实现更大的阻力降低，这通常导致相应幅度的翼根弯矩的增加。如果——假设这是完全可能的——根据上述措施设计现有技术已知的翼尖装置，例如如果载荷持平或有效地作用在机翼上的结构载荷的增加设计为较小的值，那么在已知的翼尖装置中，这将导致例如与几何高度相关的设计，该设计返回的结果是机翼的性能改进不足，因此它们将是不经济的。

与此相反，利用根据本发明的翼尖装置，对于翼尖装置附接于机翼作为改装部件的情况，实现了根据本发明的机翼的气动性能改进的效果，并且翼尖装置具有相对紧凑的设计或较短的有效翼展和/或翼尖装置引起的气动载荷较低。

根据本发明，提供了一种用于附接在机翼上的翼尖装置，该翼尖装置包括根部、尖端以及下面的决定性特征：翼尖装置的局部上反角从根部到尖端连续地增大或减小；后缘的局部后掠角沿着所述后缘的发展从所述翼尖装置的所述根部到所述尖端连续地增大；前缘的局部后掠角在所述前缘的发展中从所述根部到第一中间点连续地增大；从所述第一中间点到第二中间点连续地减小；并且当从根部到尖端观察前缘的发展时，从所述第二中间点至少到所述翼尖装置的所述尖端之前(弦内侧)的区域连续地增大。

前缘的局部后掠角可以设置成从翼尖装置的第二中间点到尖端连续地增大。可选地，前缘的局部后掠角可以设置成从第二中间点到翼尖装置的子区域连续地增大，该子区域在尖端之前(弦内侧)延伸且最多沿着翼尖装置的长度的在最外部的8％延伸，该长度在根部和尖端之间在纵向方向上延伸。

本发明的实施例设置成：翼尖装置的局部上反角的增大或减小设计为使得根部上的局部翼展方向和尖端上的局部翼展方向的角度差的范围在30度到90度之间。

本发明的另一个实施例设置成：当在从翼尖装置的根部到尖端延伸的纵向方向上观察时，根部和尖端的最外点之间的距离是根部处的局部翼型弦长的20％到80％之间，其中，根部和尖端的最外点之间的距离是在翼尖装置的局部坐标系的局部翼尖装置厚度方向上限定的。

可选地或另外，本发明的实施方式可以设置成：位于所述根部和所述第一转折点之间的第一区段的沿着所述翼尖装置的纵向方向延伸的长度在所述翼尖装置的沿着纵向方向延伸的长度的15％到50％之间。

可选地或另外，本发明的实施方式可以设置成：位于所述第一转折点和所述第二转折点之间的第二区段的沿着纵向方向延伸的长度在所述翼尖装置的长度的5％到30％之间。

可选地或另外，本发明的实施方式可以设置成：位于所述第二转折点和所述尖端之间的第三区段的沿着所述翼尖装置的纵向方向延伸的长度在所述翼尖装置的长度的15％到70％之间。

本发明的示例性实施方式可以设置成：第三区段的前缘与后缘在尖端处汇合。

根据本发明的另一个方面，提供了一种具有根据本发明的翼尖装置的机翼。下面，参照所附的视图描述本发明的示例性实施方式，所述视图如下。

附图说明

图1是具有根据本发明的翼尖装置的示例性实施方式的飞行器的示意立体图，

图2是具有根据本发明的翼尖装置的另一个示例性实施方式的飞行器的示意侧视图，

图3是根据本发明的翼尖装置的示例性实施方式的示意后视图，

图4是根据本发明的翼尖装置的第一示例性实施方式的示意俯视图，

图5是根据本发明的翼尖装置的第二示例性实施方式的示意俯视图，当与图4中示出的翼尖装置相比时，所述翼尖装置的最外区域是以可替代的方式设计的，以及

图6是翼尖装置的几何形状的示意侧视图。

具体实施方式

图1和2示出了具有两个机翼10a，10b的飞行器F的示例性实施方式，根据本发明的翼尖装置W1，W2可以布置在两个机翼10a，10b中的每一个上。图1和2还示出了飞行器坐标系KS-F。每个机翼10a，10b包括至少一个副翼11a或11b。任选地，每个机翼10a，10b可以包括多个扰流板12a或12b、缝翼13a，13b和/或后缘襟翼14a，14b。在图1中，只有扰流板12a或12b、缝翼13a，13b和/或后缘襟翼14a，14b中的一些具有附图标记。图1还示出了与飞行器F相关的坐标系，该坐标系具有飞行器的纵轴X、飞行器的横轴Y以及飞行器的垂直轴Z。此外，飞行器F包括具有至少一个方向舵21的垂直尾翼单元20。任选地，飞行器F还可以包括升降尾翼24，升降尾翼24包括至少一个升降舵25。升降尾翼24也可以设计成T型尾翼或十字尾翼。

根据本发明的飞行器F还可以具有与图1和图2中示出的飞行器F的外形不同的外形。例如，根据本发明的飞行器还可以是上单翼飞行器或翼身融合飞行器。此外，飞行器还可以是包括鸭翼而不是升降尾翼的飞行器。

图3、4、5和6示出了根据本发明的翼尖装置W的示例性实施方式，当在飞行方向或飞行器的纵轴X的相反方向上观察时，该示例性实施方式用于右翼。在图1和2中，右翼尖装置标定为W1，而在图3、4、5和6中，其标定为W。在图3、4、5和6中，还示出了飞行器坐标系KS-F和布置有翼尖装置W的机翼T的坐标系KS-T。

机翼T的坐标系KS-T是局部坐标系，包括翼展方向SW、翼弦方向FT以及翼厚方向FD。依据根据本发明的定义，机翼T的局部坐标系KS-T以如下方式定向：局部翼弦方向FT平行于飞行器坐标系KS-F的纵轴X延伸。特别是，机翼T的局部坐标系KS-T的轴的定向和原点的定位还可以基于机翼T上的每个点处产生的机翼T的各个最小横截面来限定，其中，局部坐标系KS-T的原点是与各个横截面相关并且位于所述横截面中的面积重心，局部翼厚方向FD和局部翼弦方向FT位于各个最小横截面中。

依据根据本发明的另一个定义，机翼T的局部坐标系KS-T以如下方式定向：机翼T的坐标系KS-T的翼弦方向FT在飞行器坐标系KS-F的X方向或纵向方向上延伸，并且机翼T的坐标系KS-T的翼厚方向FD在飞行器坐标系KS-F的Z方向或飞行器F的垂直轴Z的方向上延伸。

关于布置有翼尖装置的机翼T的翼展方向SW，翼尖装置W包括根部E1和尖端E2，并且从已经附接有翼尖装置W的机翼T的最外部分开始在机翼T的翼展方向SW上延伸机翼T，根部E1形成翼尖装置连接部，尖端E2形成翼尖。翼尖装置W包括后缘50、前缘60、上表面70以及下表面80，在每一种情况下，后缘50、前缘60、上表面70以及下表面80在根部E1和尖端E2之间延伸。

翼尖装置W可以直接附接于机翼T。在这种布置中，机翼T和翼尖装置W的邻接区域或邻接线可以包括边缘或弯折。

此外，翼尖装置W可以经由接合部或过渡区域A附接于机翼T。在这种布置中，过渡区域A的上表面A1一方面连接机翼T的上表面T1，另一方面连接翼尖装置W的上表面70，而过渡区域A的下表面A2一方面连接机翼T的下表面T2，另一方面连接翼尖装置W的下表面80。在这种情况下，在接合部A邻接于机翼T和邻接于翼尖装置W处或在接合部A内的邻接区域或邻接线可以形成边缘或弯折。

在图3、4、5和6中示出的、具有根据本发明的翼尖装置W的机翼T的示例性实施方式中，接合部或过渡区域A设置在机翼T和翼尖装置W之间。在这些示例性实施方式中，过渡区域A或机翼T和翼尖装置W之间的过渡以及后缘50、前缘60、上表面70和/或下表面80设计成满足切线连续，即没有弯折；换而言之，机翼的发展具有在数学上可微的弯曲外形，其中，如上所述，机翼T或翼尖装置W的表面上的过渡点处从相反方向生成的切线彼此相交而没有角度不连续性。

特别是，从机翼T的表面到过渡区域A的过渡和/或从过渡区域A的表面到翼尖装置W的过渡可以形成为具有曲率连续性，即在数学上是二次可微的。

根据示例性实施方式，接合部或过渡区域A和/或机翼T和翼尖装置W之间的过渡以及特别是后缘50、前缘60、上表面70和/或下表面80包括边缘或拐角使得这些位置没有形成无弯折部分和弯曲区段，因为对于从彼此相反地延伸的方向上生成的切线，在这些过渡点处，机翼T和翼尖装置W的各条切线彼此相交时具有角度不连续性。

一般而言，为了描述过渡区域A，只要后者设置在根据本发明的机翼的实施方式中，也需要应用根据本发明的局部机翼坐标系KS-T的定义。

根据本发明的另一个示例性实施方式，机翼T可以设置成不包括过渡区域A，并且使得从机翼T的表面到翼尖装置W的过渡满足切线连续性(换而言之至少一次可微)或具有曲率连续性。

在根据本发明的翼尖装置W，W1，W2中，翼尖装置W，W1，W2的局部上反角可以设置成从根部E1到尖端E2——换而言之在翼尖装置W的纵向方向L上——连续地增大或减小。在上反角沿翼尖装置W的纵向方向L增大的情况下，翼尖装置W，W1，W2或其尖端E2指向上，而在上反角沿翼尖装置W的纵向方向L减小的情况下，翼尖装置W，W1，W2或其尖端E2指向下。

在上下文中，从机翼T开始，术语“向上”指的是指向远离机翼T的上表面T1的方向，换而言之，指的是飞行器坐标系KS-F的正Z方向或机翼坐标***KS-T的正翼厚方向。

根据翼尖装置W的示例性实施方式，翼尖装置W的上表面和/或下表面可以沿着各侧在所有方向上设计成提供切线连续性或曲率连续性。在示例性实施方式中，翼尖装置W的上表面和/或下表面还可以在一个或几个位置处包括弯折，使得上表面和/或下表面至少在外形上是连续的。

局部上反角可以参考翼尖装置W的基准线，该基准线沿着纵向方向L延伸。在这种布置中，局部上反角是要确定局部上反角的各个点处沿着参考线延伸的切线和固定线之间的角度。特别是，基准线可以由翼尖装置W的横截面的面积重心的连线限定，所述横截面位于飞行器坐标系KS-F的X-Z面中。特别是，固定线可以是平行于飞行器坐标系KS-F的Y轴延伸的线。

根据本发明，具体地，纵向方向L可以与上述基准线相同。在根据本发明的翼尖装置W的外形的描述中，参照与翼尖装置W相关的局部坐标系KS-W，该坐标系局部地形成在翼尖装置W的纵向方向L的发展的点上。

与翼尖装置W相关的局部坐标系KS-W的轴为：局部翼展方向SW-W、局部翼尖装置厚度方向WD以及局部翼尖装置弦长方向WT，局部翼尖装置弦长方向WT平行于飞行器坐标系KS-F的纵轴X延伸。特别是，翼尖装置W的局部坐标系KS-W的原点和这些轴的定向可以继续基于翼尖装置W的最小横截面来限定，在每一种情况下，该最小横截面在翼尖装置W的每个点处生成，其中，局部坐标系KS-W的原点由与各个横截面相关并且位于所述横截面中的面积重心提供，并且局部翼尖装置厚度方向WD和局部翼尖装置弦长方向WT位于各个最小横截面中。

在这种布置中，纵向方向L可以是最小横截面的面积重心的连线，在每种情况下，局部翼尖装置厚度方向WD和局部翼尖装置弦长方向WT，或局部翼厚方向FD和局部翼弦方向FT位于该最小横截面中。

根据本发明的一个方面，具体地，翼尖装置的弦长可以设置成在局部翼尖装置弦长方向WT上延伸，并且翼尖装置的厚度可以设置成在局部翼尖装置厚度方向WD上延伸以沿着翼尖装置纵向方向L连续地减小。

根据本发明，决定因素的术语“连续”减小或“连续”增大涉及决定因素，换而言之，在上述实施例中，翼尖装置的厚度沿着各条相关的基准线单调地减小或增大。在这种布置中，决定因素的增大或减小的发展也可以包括弯折。

依据根据本发明的翼尖装置W的另一个决定性特征，后缘50的局部后掠角——也称为后缘后掠角——从根部E1到尖端E2或至少到尖端E2之前(尖端E2的弦内侧)的空间或区域沿着其发展连续地增大。因此，在与Z方向相反的飞行器F的俯视图中，因为后掠角沿着翼尖装置的纵向方向L增大，所以后缘50弯曲到如下程度：后缘50的方向和飞行器纵向方向X之间的角度连续地且单调地减小。在这种布置中，特别是，后缘50的发展从数学角度而言是可微的使得当沿着翼尖装置的纵向方向L观察时后缘50逐渐向后弯曲。根据翼尖装置W的示例性实施方式，后缘50的发展形成为能够提供切线连续性或曲率连续性。在示例性实施方式中，翼尖装置W的后缘50还可以在一个或几个位置处包括弯折使得后缘50至少是连续的。

就翼尖装置W的设计而言，本发明还将前缘60的局部后掠角——前缘后掠角——设置成从根部E1到第一中间点61a在前缘61的发展中连续地增大，从第一中间点61a到第二中间点62a在前缘62的发展中减小并且从第二中间点62a至少到翼尖装置W，W1，W2的尖端E2之前(尖端E2的弦内侧)的区域在前缘63的发展中连续地增大，使得第一中间点61a和第二中间点62每个都是前缘60的发展的转折点。

根据翼尖装置W的示例性实施方式，前缘60的发展可以形成为具有切线连续性或曲率连续性。在另一个示例性实施方式中，翼尖装置W的前缘60也可以在一个或几个位置处包括弯折使得前缘60至少在外形上是连续的。

在根据本发明的如图4所示的翼尖装置W的示例性实施方式中，第三区段B3的外部子区段B4中的前缘63形成为使得前缘60和后缘50在外端点处汇合为尖端E2。为此，具体地，前缘60的局部后掠角设置成：相对于子区段或子区域B4之前的区段B3的发展中的局部后掠角，在前缘64沿从子区段64的起始点63a到尖端E2的纵向方向L的发展中后掠角以更加显著的方式增大，这导致翼型弦长更加减小。特别是，这个局部区段B4可以沿着如下的纵向区段延伸：当沿着纵向方向L观察时，该纵向区段包括翼尖装置W的整个长度的3％至8％的长度。

根据本发明的另一个示例性实施方式，当在纵向方向L上观察时前缘60的后掠角增大的区域仅延伸至子区域B4，子区域B4最多延伸过翼尖装置W，W1，W2的在纵向方向L上延伸的长度的8％。例如，在子区域B4中，前缘可以以不同于根据本发明设置方式的方式通常发展至第三区段B3中的子区域B4。例如，在子区域B4中，前缘60的后掠角可以再次增大。在另一种示例性实施方式中，后掠角在子区域B4中保持恒定。然而，在任何情况下，当在纵向方向L上观察时，前缘60的后掠角至少增大至翼尖装置W，W1，W2的尖端E2之前的子区域B4，其中，尖端E2之前的区域最多沿着翼尖装置W，W1，W2的沿着纵向方向L延伸的长度的最外部的8％延伸。然而，根据本发明的另一个示例性实施方式，区域B4也可以设置成根本不存在，例如如图5所示。

经由中间点61a，62a，翼尖装置W可以划分为三个翼展方向的区域B1，B2，B3，其中，每个区域的边界面以如下方式限定：它们沿着飞行器坐标系KS-F的X-Z平面(图4)或沿着局部翼尖装置厚度方向WD和局部翼尖装置弦长方向WT延伸。第一区域B1位于根部E1和第一转折点61a之间；第二区域B2位于第一转折点61a和第二转折点62a之间；第三区域B3位于第二转折点62a和尖端E2之间。

位于根部E1和第一转折点61a之间的第一区段B1的沿着翼尖装置W，W1，W2的纵向方向L延伸的长度是沿着翼尖装置W，W1，W2的纵向方向L延伸的长度的15％到50％之间。此外，位于第一转折点61a和第二转折点62a之间的第二区段B2的沿着纵向方向L延伸的长度是翼尖装置W，W1，W2的长度的5％到30％之间。位于第二转折点62a和尖端E2之间的第三区段B3的沿着翼尖装置W，W1，W2的纵向方向L延伸的长度是翼尖装置W，W1，W2的长度的15％到70％之间。

在第一区段B1中，前缘60的后掠角非常显著地增大至限定的转折点。与后缘后掠角的较不显著的增大相结合，在翼尖装置的该区域中，翼型弦长的急剧减小因此产生。在第二区域B2中的随后的发展中，前缘角度再次稍微地减小直到最后从另一个转折点开始，其再次连续地增大至翼尖装置的外部区段。

具体地，根据本发明设置的前缘60的发展特征以及特别是在这种布置中，第三区域B3的后掠角的改变在翼尖装置W的整体设计中提供了变更选项，其结果是，能够实现与机翼T相关的气动效果，并且能够影响飞行器F。具体地，通过改变或适配前缘60的后掠角，可以着手沿着纵向方向L适配翼型弦长的发展，以有利地实现设计的边界条件和气动要求。通过根据本发明的方案改变前缘后掠角，翼尖装置W的翼型弦长可以在整个翼展上或沿着其纵向方向L进行改变，并且可以基于概念边界条件和要求来设定。此外，具体地，通过改变或适配前缘60的后掠角，可以实现翼尖装置W的翼展的适配，并且与沿着纵向方向L的翼型弦长的发展相结合，还可以实现翼尖装置W的生成表面的适配。考虑到设计边界条件，通过在前缘60的发展中设置两个转折点61a和62a，沿着局部翼尖装置翼展方向SW-W和局部翼尖装置弦长方向WT针对各种流动条件对在翼尖装置W上的流动分量进行设定成为可能。具体地，设计边界条件可以包括翼尖装置W的总面积、翼尖装置W的总重量、翼尖装置W的升力系数和/或翼尖装置W的区域中的局部表面载荷。

在这种布置中，例如，当与第一区段B1中的前缘60的后掠角的增大相比时，第三区段B3中的前缘60的后掠角的增大设置成是较小的。在这个实施例中，可以实现翼尖装置W的翼展的增大以及机翼T的气动阻力的减小。

本发明的例如如图5所述的示例性实施方式设置成使得翼尖装置的弦长从根部E1处的最大值或100％值减小到区域B3的尖端处的该值的5％至25％。在这种布置中，尖端E2可以形成边缘，该边缘可以延伸成具有笔直的或弯曲的外形。边缘67也可以设置成借助于弯折68连接第三区段B3的前缘60。具体地，边缘67可以平行于飞行器的纵轴X延伸。此外，根据本发明的翼尖装置W的设计导致翼尖装置的在翼展方向上位于第一区域B1的内部部分中沿纵向方向L局部生成的横截面显著收缩。因此，当与其它已知设计的翼尖装置相比时，根据本发明的翼尖装置W在具有相同的有效翼展的情况下具有相当小的几何表面(见图4和5)。

由于该决定性特征，出现了如下情况：当与其它已知设计的翼尖装置比较时，借助于根据本发明的翼尖装置W能够实现更低的最大设计高度。本发明可以设置成：当在从翼尖装置W，W1，W2的根部E1到尖端E2延伸的纵向方向L上观察时，根部和尖端的最外点之间的距离是根部E1处的局部翼型弦长WT的20％到80％之间，其中，根部E1和尖端E2的最外点之间的距离是在翼尖装置W的局部坐标系KS-W的局部翼尖装置厚度方向WD上限定的。

根据本发明设置的翼尖装置W的几何外形产生了一种在气动方面只是被轻微加载的翼尖装置。除了通常的几何扭转度和弯曲度的设计参数之外，由于翼展方向的内部区域B1中的局部翼型弦长非常显著的减小，因此这在很大程度上被实现。由于前缘60的局部后掠角的发展中存在随后的两个变化，因此当与前缘后掠角连续增大的已知翼尖装置相比时，根据本发明的翼尖装置W的翼展延伸度显著地增大。因此，可以从翼展效应和从浸润面积的减小中获得与诱导阻力和翼型阻力相关的气动优点。同时，当与已知的解决方案比较时，根据本发明设置的翼尖装置W的几何形状在提供了同等的气动效率的同时，导致机翼T上的结构载荷减小。

如果在另一方面结构优点由根据本发明的翼尖装置W上的额外几何高度和/或翼展延伸度平衡，那么当与已知的翼尖装置比较时，由于因此产生的气动载荷分布和浸润面积，因此实现了整体阻力的收益。

特别是，根据本发明的翼尖装置W可以用于翻新或改装现有飞行器，与此相关，无需改变机翼T的结构或仅需微小地改变机翼T的边际结构，就可以实现气动性能的收益。

Claims

1.一种用于机翼(T；10a，10b)的翼尖装置(W；W1，W2)，包括根部(E1)和尖端(E2)，在所述翼尖装置(W；W1，W2)中，所述翼尖装置(W；W1，W2)的局部上反角从所述根部(E1)到所述尖端(E2)连续地增大或减小，其特征在于，

后缘(50)的局部后掠角沿着所述后缘的发展从所述翼尖装置(W；W1，W2)的所述根部(E1)到所述尖端(E2)连续地增大；以及

前缘(60)的局部后掠角在所述前缘(60)的发展中从所述根部(E1)到第一中间点(61a)连续地增大；从所述第一中间点(61a)到第二中间点(62a)连续地减小；并且从所述第二中间点(62a)至少到所述翼尖装置(W；W1，W2)的所述尖端(E2)之前的区域连续地增大。

2.根据权利要求1所述的翼尖装置(W；W1，W2)，其特征在于，所述前缘(60)的所述局部后掠角从所述第二中间点(62a)到所述翼尖装置(W；W1，W2)的所述尖端(E2)连续地增大。

3.根据权利要求1所述的翼尖装置(W；W1，W2)，其特征在于，所述前缘(60)的所述局部后掠角从所述第二中间点(62a)到所述翼尖装置(W；W1，W2)的子区域(B4)连续地增大，所述子区域(B4)在所述尖端(E2)之前延伸且最多沿着所述翼尖装置(W；W1，W2)的长度的在最外部的8％延伸，所述长度在所述根部(E1)和所述尖端(E2)之间在纵向方向(L)上延伸。

4.根据权利要求1-3中任一项所述的翼尖装置(W；W1，W2)，其特征在于，所述翼尖装置(W；W1，W2)的所述局部上反角的增大或减小设计成使得所述根部(E1)上的局部翼展方向(SW-W)和所述尖端(E2)上的局部翼展方向(SW-W)之间的角度差的范围在30度到90度之间。

5.根据权利要求1-3中任一项所述的翼尖装置(W；W1，W2)，其特征在于，当在从所述翼尖装置(W；W1，W2)的所述根部(E1)到所述尖端(E2)延伸的纵向方向(L)上观察时，所述根部(E1)和所述尖端(E2)的最外点之间的距离在所述根部(E1)处的局部翼型弦长(WT)的20％到80％之间，其中，所述根部(E1)和所述尖端(E2)的最外点之间的距离是在所述翼尖装置(W)的局部坐标系(KS-W)的局部翼尖装置厚度方向(WD)上限定的。

6.根据权利要求1-3中任一项所述的翼尖装置(W；W1，W2)，其特征在于，位于所述根部(E1)和所述第一中间点(61a)之间的第一区段的沿着所述翼尖装置(W；W1，W2)的纵向方向(L)延伸的长度在所述翼尖装置(W；W1，W2)的沿着纵向方向(L)延伸的长度的15％到50％之间。

7.根据权利要求1-3中任一项所述的翼尖装置(W；W1，W2)，其特征在于，位于所述第一中间点(61a)和所述第二中间点(62a)之间的第二区段(B2)的沿着所述翼尖装置(W；W1，W2)的纵向方向(L)延伸的长度在所述翼尖装置(W；W1，W2)的沿着纵向方向(L)延伸的长度的5％到30％之间。

8.根据权利要求1-3中任一项所述的翼尖装置(W；W1，W2)，其特征在于，位于所述第二中间点(62a)和所述尖端(E2)之间的第三区段(B3)的沿着所述翼尖装置(W；W1，W2)的纵向方向(L)延伸的长度在所述翼尖装置(W；W1，W2)的沿着纵向方向(L)延伸的长度的15％到70％之间。

9.根据权利要求8所述的翼尖装置(W；W1，W2)，其特征在于，所述第三区段(B3)的前缘(63)与后缘在外端部(E2)处汇合。

10.一种机翼，包括根据前述权利要求中任一项所述的翼尖装置(W；W1，W2)。