CN110891857A - 具有至少两个小翼的飞机机翼 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种具有两个小翼的机翼和相应的飞机。上游小翼扩大倾斜气流区并且下游小翼产生在其中的推力贡献。

Description

具有至少两个小翼的飞机机翼

技术领域

本发明涉及一种飞机和一种用于飞机的机翼。

飞机是对于人和货物以及军事应用的最重要的运输设备之一，并且它们对于大多数长途旅行几乎是不可替代的。本发明涉及不包括直升机的意义上的飞机，并且其涉及不包括用于直升机的旋翼叶片的用于飞机的机翼。特别地，本发明涉及具有固定机翼的飞机以及这种固定机翼本身。

背景技术

机动飞机及其机翼的基本功能是借助于推进发动机产生一定的速度并在由该速度产生的气流中借助于的飞机的机翼产生所需要的升力。该功能是飞机机翼的空气动力学设计的主题，例如就其大小、剖面等而言。

一般已知的是，在飞机主机翼的外端部，即主要或专门负责升力的那些机翼的外端部，使用所谓的翼尖装置或小翼。这些小翼旨在减小由机翼上方区域和机翼下方区域之间的压力差产生的所谓翼尖涡流，所述压力差是预期升力的起因。由于存在机翼的某端部，气流趋于补偿压力差，这产生了涡流。该翼尖涡流降低了机翼的升力效果，增加了产生的噪音，增加了由于在气流中耗散的能量损失，并且可以对紧跟该飞机的其他航空器有害。提到的小翼可以说是抵抗翼尖涡流的挡板。

发明内容

本发明的问题是提供一种改进的具有小翼的机翼和改进的相应的飞机。

为了解决这个问题，本发明涉及一种用于飞机的机翼，所述机翼包括相对于所述机翼的用于安装至所述飞机的内侧在所述机翼的相反侧的外机翼端部、在所述外机翼端部上连接至所述机翼的至少两个小翼，所述小翼的上游第一小翼在所述机翼的飞行方向在所述小翼的下游第二小翼之前，如逆所述飞行方向看到的，所述第一小翼和所述第二小翼以在从5°至35°的区间中的相对上反角δ1、δ2相互倾斜，其中所述第一小翼相对于所述第二小翼向上倾斜，其中所述相对上反角定义为在所述小翼的根部的等腰三角形的开度角，所述等腰三角形的一个顶点在所述根部上，即在两个小翼的在水平方向的分叉点并且在所述小翼的前缘的在竖直方向的位置的中部，一个顶点在所述第一小翼的前缘上并且一个顶点在所述第二小翼的前缘上，如在逆所述飞行方向的投影中看到的，所述三角形具有两个相等的三角形边的可变的长度并且所述上反角区间对于沿着所述第一小翼和所述第二小翼中的较短的一个的相等的边长的至少70％有效，

并且涉及一种具有两个互相相反的这样的机翼的飞机并且涉及相应小翼的用于安装到飞机以生产这样的机翼或飞机的升级部件的用途。

本发明涉及一种具有至少两个小翼的机翼，其中这些小翼固定到机翼的外机翼端部。为避免误解，“机翼”可以是飞机的主要机翼，其(主要)负责所需的升力；然而，它也可以是水平稳定翼，其通常也是近似地水平的。此外，术语“机翼”应涉及如以飞机基体为起点并从其向外延伸的机翼。在该机翼的外机翼端部，至少两个小翼固定并进一步延伸，但不一定在相同方向。如现有技术中大部分已知的，小翼可以相对于机翼倾斜和/或弯曲。然而，优选地，小翼不从外机翼端部向内延伸。

发明人已经发现，如逆所述飞行方向看到的，两个小翼的相互倾斜导致通过计算机流体动力学计算的定量评估的有利结果。特别地，已经证明使上游第一小翼相对于第二小翼例如并且优选地比第二小翼更向上倾斜是有利的。其中，倾角的差异，所谓的上反角(相对上反角)的差异应适度，即不大于35°。另一方面，一定的相对上反角应当被观察到并且因此应当不小于5°。相对上反角区间的更优选的下限是(以下列顺序)7°、9°、11°、13°和15°，而更优选的上限是33°、31°、29°、27°和25°。因此，最佳应该在20°的范围内。

发明人的结果表明，该相对上反角比两个小翼的绝对上反角更为重要，这可能是由于气流几何形状具有在主机翼的端部并且由此在小翼的根部的关于平行于飞行方向的轴线的一定程度的旋转对称性。自然地，这仅是一种近似陈述，但是虽然如此，相对上反角被认为比绝对角更加重要。

相对上反角在本文中以平均意义来定义，即借助于在顶点之间的等腰三角形。一个顶点应在根部上并且每个小翼上应分别有一个顶点。更准确地说，三角形是在逆飞行方向的投影中定义的，并且根部上的顶点应位于两个小翼的在水平维度的分叉点，即如竖直地看到的两个小翼在水平维度分离的地方。关于竖直维度，根部顶点应在上述提到的水平方位处位于两个小翼的前缘(最上游边缘)的位置的中部，或者，如果它们在那里重合，则位于该位置处。由于该区域属于平滑过渡形状以避免空气动力学扰动，前缘可以说在该过渡区域(在小翼与主机翼端部之间的所谓的整流罩)失去其特性。因此，前缘应按以下方式推定：小翼的翼展方向长度的10％的内部部分(在下面更详细地定义)被忽略，而在90％和100％之间的外部部分也由于其他原因(即，如将在实施方式中说明的可能的倒圆)被忽略。其余的10％-90％表示可以被推定的适当前缘。如果前缘不是笔直的，平均线可以用于推定。

在小翼本身上的顶点应分别位于其前缘上。因此，该三角形的开度角，即两个相等边之间的角度，是相对上反角。

三角形定义包括在由两个小翼中的较短的一个所施加的限制以内的相等边的可变的长度。根据这种可变的相等的边长的构思，所定义的相对上反角区间应对于该相等的边长的至少70％有效，更优选地对于该相等的边长的至少75％、80％、85％或甚至90％有效。换句话说：如果小翼的次要部分没有遵从该相对上反角区间，则这对于本发明不是太有害，但是，当然，区间以内的100％是最佳情况。

可变的相等的边长的构思考虑到小翼不需要是笔直的(逆飞行方向的视角上)，而是也可以完全地或部分地弯曲，例如沿着实施方式中的第一小翼所示的圆形部分。小翼也可以是多边形的(具有有限的角度)或其他形状，使得相对上反角沿其翼展方向长度变化。此外，即使在笔直小翼的情况下(如逆所述飞行方向看到的)，其前缘线也不一定需要必须在如上定义的根部顶点交会，这可能会导致相对上反角沿其长度方向的轻微变化。然而，在笔直小翼的情况下，由三角形构思定义的相对上反角至少近似为恰好是逆飞行方向可见的角度。

机翼和小翼的几何形状的以上以及所有以下描述均对应于被本领域的技术人员理解为“飞行中”形状的内容有关。换句话说，这些解释和定义对应于飞行条件，其中空气动力学性能应该是相关的且是相关的，飞行条件基本上是典型的行进高度的典型的行进速度(针对距离)。本领域的技术人员熟悉的有另一种“型架外形”，其应该是处于非飞行状态的机翼和小翼的形状，即没有任何空气动力学作用于其上。型架外形和飞行中形状之间的任何差异都是由于作用于其上的气动力下的机翼和小翼的弹性形变所致。这些弹性形变的精确本质取决于机翼和小翼的构造的静态机械性能，其因情况而异。这对于机械工程师来说也是一个熟悉的构思，并且它很容易例如通过使用标准计算机模拟程序以有限元计算来计算和预测此类形变。

由于空气动力学性能是相关的类别，因此在本说明书中对型架外形的引用将没有多大意义。此外，根据本发明的机翼和小翼的机械结构可以根据情况而变化，使得关于型架外形如何转换为飞行中形状的任何假设都是推测性的。

此外，术语“水平”和“竖直”涉及机翼在飞机上的安装状态，其中“竖直”是重力方向，并且“水平”垂直于重力方向。

如上文解释的小翼相对于彼此的倾斜已经被证明就在两个方面之间的取舍而言是有利的。一方面，为零或非常小的量的相对上反角导致下游小翼，这里是第二小翼，不仅承受被上游(这里是第一)小翼影响的气流，并且还承受紧随上游小翼的湍流或者甚至扩散气流，抑制了适当的和显著的空气动力学性能，例如如下文讨论的升力的产生和/或推力贡献。相反，下游小翼可能会产生与实际意图相比过大的阻力，这是升力、推力、涡流抵消等等。

另一方面，太大的相对上反角可以说是使小翼彼此“脱耦合”，而本发明旨在利用至少两个小翼的协同效应。特别地，本发明优选地旨在由上游小翼为下游小翼调节气流。特别地，本发明的一个方面是以积极的意义使用机翼的尖部涡流区中的倾斜气流。进一步的想法是在具有正推力分量即与飞机的飞行方向平行的指向向前的分量的该倾斜气流中产生空气动力学“升力”。在本文中，应该清楚的是，“升力”与小翼的空气动力学机翼功能有关。然而，在此，在指向向上的意义上最大化甚至产生提升力不一定重要，但是向前的推力分量处在关注的中心。

在这方面，发明人发现“扩大”倾斜的气流以便改进其使用是有利的。这是有意义的，因为翼尖涡流相当集中使得气流方向(相对于飞行方向)的很大的倾斜角度只能在相当接近翼尖处被找到。因此，根据一个优选的方面，本发明提供了至少两个小翼，一个上游小翼旨在“扩大”倾斜气流的区域，而下游小翼旨在产生从其的推力分量。

上游小翼因此旨在通过将机翼的翼尖涡流的一部分“转移”到小翼尖部(即向外地)来使机翼的翼尖涡流“分叉”。因此，导致了小翼引起的尖部涡流(小翼尖部涡流)和“其余”的机翼(所述机翼在飞行方向比小翼更深)的涡流的叠加。

在这个意义上，上述相对上反角区间是有利的。

优选地，如由它们各自的弦线(前缘和翼型的最下游点之间的线)表示的小翼也应该以关于围绕垂直于(而不是平行于)飞行方向的横轴旋转的某种方式倾斜。旋转角度命名为迎角，并且在如从所述飞机的左侧看到的小翼的顺时针旋转的情况下该角度应为正，如果从飞机的右侧看则该角度应为负。在这个意义上，对于第一小翼从-15°至-5°的迎角区间是优选的，更优选地，结合对于第二小翼从-10°至0°的迎角区间。这些区间相应于小翼的根部，并且迎角区间在沿小翼的翼展方向长度的位置的线性关系的可变的意义上定义。它应从相应小翼的根部到尖部偏移+2°，这导致在其各自的尖部处的对于第一小翼从-13°至-3°的区间以及对于第二小翼从-8°至+2°之间的区间。这并不一定暗示某些实施的实际迎角必须被“扭曲”，这意味着显示出在这个意义上变化的迎角。实际的实施也可以在定义为无任何扭曲的区间以内。但是，由于发明人考虑到气流的变化取决于与小翼的根部的距离，在这种意义上对区间定义的适度依赖是适当的(换句话说：区间的中心及其边界被“扭曲”)。

迎角如上文被定义在相应小翼的弦线与像这样的机翼(主机翼)的弦线之间。该后者的弦线指的是接近将机翼分叉成小翼的位置(在垂直于飞行方向的水平方向)，换句话说，是小翼当更向外移动时分离的位置。由于在分叉位置，主机翼也可以已经稍微形变(就整流罩而言)，以提供向小翼的平滑过渡，弦线应指的是更向内一点，即主机翼的翼展方向长度的10％更加向内。反之亦然，对小翼也是如此，使得弦线指的是分叉位置的更向外10％。

对于第一小翼在其根部的迎角区间的更优选的下限是-14°、-13°、-12°和-11°，并且在其尖部是这些值加上+2°，然而第一小翼的根部处的更优选的上限是-6°、-7°、-8°、-9°，并且，同样，在尖部多加+2°。类似地，对于第二小翼在根部的更优选的下限是-9°、-8°、-7°、-6°，并且更优选的上限是-1°、-2°、-3°、-4°，并且，同样，在尖部多加+2°。

同样，所定义的角度区间对于各自的小翼的翼展方向长度的至少70％，更优选地至少75％、80％、85％和甚至90％是有效的。换句话说：不遵从这些标准的小翼的次要部分并不是本质上的。

关于第一小翼的迎角，使用所定义的区间是有利的，以使得最小化其阻力并产生不多的在第一小翼下游的气流的下洗。过多的下洗会阻碍基于由于已经描述的涡流导致的气流的倾斜的第二小翼的功能。就优化的推力贡献而言，对第二小翼给定的区间已被证明是有利的。如也可以从给定的区间中看出，在许多情况下，第一小翼的实际迎角将小于第二小翼的实际迎角，因为在第一小翼下游的气流已经由此改变。任何情况下所定义的区间以及大多数情况下与第二小翼相比稍微较小的第一小翼的迎角是进行计算机流体动力学模拟的一般结果。

优选地，本发明还包括在第二小翼的下游的第三小翼，并且更优选地，本发明限于这三个小翼(每个机翼)。

更优选地，第三小翼也遵从第二小翼的相对上反角区间，即，从5°至35°，具有与第一小翼和第二小翼之间的相对上反角相同的更优选的下限和上限(但独立于其地被公开)。该上反角差异要理解为第二小翼相对于第三小翼(优选地更向上)倾斜。相对上反角的定义类似于上面已经解释的，但是在这里自然地涉及第二小翼和第三小翼。

如已经关于第一小翼和第二小翼之间的关系以及其相对上反角所解释的那样，在这里也是，在第二小翼和第三小翼之间的回顾关系中，将第三小翼直接定位在上游第二小翼的“后面”不是有利的，在空气动力学的意义上将它们脱耦合也不是有利的。相反，借助于在给定区间内的相对上反角，第三小翼将再次就位以在第一小翼和第二小翼的下游产生协同效应，并且特别地，如本发明优选地，以再次产生推力贡献。

还更优选地，第三小翼也以与以上针对第一和针对第二小翼所解释的包括关于弦线的定义的解释的类似的方式受到迎角的限制。在此，对于第三小翼，根部处的区间应为从-7°至+3°并且，同样，尖部处的区间应多加+2°，并且在区间中的二者之间是线性插值。对于第三小翼的迎角的区间的更优选的下限是-6°、-5°、-4°、-3°，并且根部处更优选的上限是+2°、+1°、0°、-1°，并且尖部处多加+2°。同样，相对上反角和迎角的区间应优选地分别对于第二小翼和第三小翼中的较短的一个的至少70％以及对于第三小翼的翼展方向长度是有效的。同样，更优选的限界是至少75％、80％、85％、90％。

第三小翼的迎角的上面选择的功能类似于第二小翼中的一个功能，即第三小翼所承受的气流已经被上游的两个小翼改变了，并且第三小翼旨在产生在其中的推力贡献，同时使整个***的阻力最小。

在另一优选实施方式中，两个或三个小翼的所谓后掠角相对于主机翼的后掠角分别在从-5°至35°的区间内(正值表示“向后”)。换句话说，小翼可以以箭头状的方式向后倾斜，如飞机机翼通常那样，优选地至少与主机翼一样大或者甚至更大地向后倾斜。其中，后掠角不需要对于所有三个小翼都相同。更优选的下限为-4°、-3°、-2°、-1°，而更优选的上限为30°、25°、20°、15°。如刚刚指出的，后掠角与各个小翼的前缘相比于垂直于飞行方向的水平线的倾斜有关。这可以以小翼的假想的水平位置定义(上反角和迎角为零，并且在任何弯曲的展开状态下)。可选地，后掠角可以通过由本申请中其他地方定义的小翼的翼展方向长度b代替小翼在垂直于飞行方向的水平方向的实际延伸(如竖直地看到的)来定义。

如果前缘不是线性的，则后掠角对应于关于在小翼的相应翼展的从20％至80％的范围内的非线性前缘的平均线。该有限的翼展范围考虑到，前缘可能会通过向外端部处的倒圆角(例如，在本实施方式中)和其向内端部处的所谓的整流罩处的过渡而形变。由于后掠角对此类影响非常敏感，因此在边界“截止”了20％而不是10％。

关于参考，主机翼的前缘、其翼展的从50％至90％的范围以及该范围内的平均线应当被考虑。这是因为0％的翼展方向位置通常对应于基体的中部并因此不在主机翼本身中，并且在从基体到主机翼的过渡处存在所谓的腹部整流罩，其不仅构造为合适的翼型，并且更是向翼型的过渡。更进一步地，小翼的后掠角相对于主机翼的外部的适应无论如何都是合适的。

所做的模拟已经表明，结果可以通过小翼的稍微增强的后掠角来优化，但是该角度不应被夸大。由于后掠角与航空器的通常速度范围有联系，因此从主机翼的后掠角开始是实用的且技术上有意义的参考。

上面关于相对上反角的解释是关于其“极性”故意开放性的，换句话说，是关于下游小翼相对于上游小翼是向上还是向下倾斜。实际上，发明人已经发现，空气动力学性能在这方面相当不灵敏。然而，优选的是，上游第一小翼比第二小翼(具有和不具有第三小翼)更向上倾斜。此外并且独立地，优选地，第三小翼(如果有的话)比第二小翼更向下倾斜。到目前为止所获得的最佳结果是基于本实施方式中所示的这一构思。

尽管上面已经解释了第一小翼和第二小翼之间的相对上反角(以及第二小翼和第三小翼之间的相对上反角也)比小翼的各自的上反角的绝对值更重要，它们也是对于后者的优选的选择。对于第一小翼，相应的上反角区间为从-45°至-15°，更优选的下限为-43°、-41°、-39°、-37°和-35°，而更优选的上限为-17°、-19°、-21°、-23°和-25°。

对于第二小翼，所有这些值都偏移了包括更优选的限界的+20°。这同样适用于第三小翼(如果有的话)，相对于第二小翼。同样，这些角度区间对于小翼相应的翼展方向长度的至少70％，优选地至少75％、80％、85％或者甚至90％是有效的。

为了清楚起见：上面解释的相对上反角的限制在本文上下文中适用。例如，如果将第一小翼的上反角选择为-35°，则用于第二小翼的上反角的区间将自动地限制为不大于0°。因此，相对上反角定义是主导的。此外，绝对上反角以与相对上反角相似的方式定义，不同之处在于等腰三角形的相等边之一是水平的，而不是在小翼之一的前缘上。

已经发现，例如小于-45°的太小的上反角的绝对值以及因此或多或少地向上定向的小翼可以是不利的，因为更难以在主机翼的外端部与小翼之间提供适当且平滑的过渡(整流罩)。此外，数值模拟对于如此小的上反角没有显示出任何优势。另一方面，非常大的值，即例如具有大于25°的上反角的大幅地向下指向的小翼，可能具有减小离地间隙的有害作用。当然，对于非常小的值描述的效果对于非常大的值也有效，但是，从-45°和+25°的边界之间的差异可以看出，离地间隙通常是主导方面(然而例外是存在的，例如所谓的高翼(high-wing)飞机对离地间隙不那么敏感)。因此，从这些限制中的一个到另一个的上反角通常是优选的并且上述对于第一小翼、第二小翼和第三小翼定义的区间中是甚至更优选的。

关于小翼的各自的长度和翼展方向，相对于(主)机翼的翼展方向长度的一定比例是优选的，即，对于第一小翼为2％至10％，对于第二小翼为4％至14％并且对于第三小翼为3％至11％(如果有的话)，对于第一小翼的相应的优选的下限为2.5％、3.0％、3.5％、4.0％、4.5％、5.0％。对于第一小翼的优选的上限为9.5％、9.0％、8.5％、8.0％、7.5％、7.0％。对于第二小翼，更优选的下限是5.0％、6.0％、6.5％、7.0％、7.5％、8.0％，对于第二小翼的更优选的上限是13％、12％、11.5％、11.0％、10.5％、10.0％。最后，对于第三小翼的更优选的下限为3.5％、4.0％、4.5％、5.0％、5.5％、6.0％，并且更优选的上限为10.5％、10.0％、9.5％、9.0％、8.5％和8.0％。

翼展方向长度在本文中定义为从小翼的根部(即在小翼从相邻小翼分离处(是在在第一小翼和第三小翼之间的第二小翼的情况下，最内的分离))至它们的在垂直于飞行方向的方向的外端部的距离，并且假设迎角和上反角为零，即在小翼处于水平位置的情况下。在小翼呈非线性形状的情况下，例如如同本实施方式中的第一小翼的弯曲部，翼展方向长度对应于假想的笔直形状(“展开”状态)，因为这种弯曲是上反倾角的替代方式。更确切地说，它涉及垂直于飞行方向的投影平面，并且涉及其中就所投影的小翼的上、下限线之间的中线而言的机翼的长度。对于主机翼，定义相同，但从基体的中部开始(在半翼展意义上)。测量主机翼的长度直到分离成小翼，它不是包括小翼在内的完整机翼的长度。

关于小翼的上述相对长度区间，就主机翼的尖部涡流的典型尺寸而言，这些尺寸已被证明是实用且有效的，其对于小翼的功能至关重要。太小(太短)的小翼无法充分利用机会，而太大的小翼会以各自的小翼尖部进入在其中主机翼的尖部涡流已经太弱使得小翼(特别是第二小翼和第三小翼)的整个长度都无法利用倾斜的气流的区域中，并且上面讨论的扩大效应，作为本发明的特别优选的构思，可能比起两个叠加的涡流场会更多地产生两个分离的涡流场。

此外，在小翼的翼展方向长度之间存在优选的关系，即第二小翼优选地具有第一小翼的从105％至180％的长度。同样，第三小翼长度优选地为第二小翼的60％至120％。其中，第一个区间的更优选的下限为110％、115％、120％、125％、130％、135％和140％，而更优选的上限为175％、170％、165％和160％。第二个区间的更优选的下限是65％、70％、75％，而更优选的上限是115％、110％、105％、100％、95％和90％。

在更一般的意义上，优选的是，第二小翼至少与第三小翼一样长(在翼展方向)，优选地更长，并且第三(因此第二也是)小翼至少与第一小翼一样长，并且优选地更长。这主要是由于以下事实：第二小翼应该充分利用如被第一小翼扩大的扩大倾斜气流区以产生最大的效果，并且第三小翼应再次产生类似或相似的效果却由于能量已经被气流吸收而无法做到。因此，尺寸应被限制以免产生过多的阻力。

更进一步，小翼的展弦比优选地在从3至7的区间内，其中更优选的下限为3.5和4.5，更优选的上限为6.5、6.0和5.5。如同本文中的任何定量的限界，这独立地涉及每个小翼，并且涉及在弦线方向有相当大的空间的两个小翼的实施方式。对于三个小翼的实施方式，展弦比可以稍高一些，并且优选地在从4至9的区间内，其中优选的下限为4.5和5.0，更优选的上限为8.5、8.0和7.5。同样，这独立地涉及每个小翼。

尽管较高的展弦比在空气动力学意义上更有效率，但其面积较小，并且因此产生的力较小(因此推力较小)。换句话说，在已经描述的长度限界内，可观的小翼面积是优选的。另一方面，过低的展弦比增加阻力并以通过增加的阻力而最终减少有效推力的量降低效率。总而言之，CFD模拟反复地显示出大约5的最佳值。

展弦比定义为机翼的双倍的翼展方向长度(即在主机翼的情况下为飞机的全翼展)、以及同样地小翼的双倍的翼展方向长度，除以弦线长度，即作为平均值。确切地说，本申请中在评估弦线长度时切割翼展方向长度的外部10％的定义在这里也有效，以排除整流罩结构和/或小翼的倒圆的影响。

本发明的优选实施可以对于小翼具有一定的根部弦长度。该值是针对两种情况定义的，即针对一组正好两个小翼和另一组正好三个小翼。对于两个小翼，对于第一小翼的根部弦长度可以在靠近分叉成小翼处(不在主机翼的根部)的主机翼的弦长度的从25％至45％的区间内。

在这种情况下，对于第二小翼，相应的优选的区间为从40％至60％。对于第一小翼的更优选的下限为27％、29％、31％，并且对于第二小翼为42％、44％、46％，对于第一小翼的更优选的上限为43％、41％、39％，对于第二小翼则为58％、56％、54％。

正好三个小翼的情况具有，对于第一小翼的优选的区间为靠近分叉的主机翼弦长度的从15％至35％，并且对于第二小翼为从25％至45％，并且对于第三小翼为从15％至35％。对于第一小翼的更优选的下限为17％、19％、21％，对于第二小翼为27％、29％、31％，并且对于第三小翼17％、19％、21％。对于第一小翼的更优选的上限为33％、31％、29％，对于第二小翼为43％、41％、39％，并且对于第三小翼为33％、31％、29％。小翼的相应尖部弦长度优选在相应的根部弦长度的从40％至100％的区间内，其中更优选的下限是45％、50％、55％、60％，并且更优选的上限为95％、90％、85％、80％。

通常，这些弦长度考虑到可用的总长度、小翼之间的有利尺寸分布以及其期望的展弦比。此外，需要在飞行方向的小翼之间的一定的中间距离以优化气流。从上述的对于相应弦长度的区间的中心可以看出，即使在小翼的根部附近对于该距离总体上大约使用可用长度的从5％至25％，优选地至少10％，优选地至多20％的长度。这意味着，小翼的相应弦长度优选地不是合计为100％。

更进一步，本领域的技术人员清楚的是，在主机翼端部和小翼根部之间的过渡区域中使用了一些整流罩(如基体和主机翼之间的过渡处的所谓腹部整流罩)。因此，主机翼的端部的弦长度也指从分叉成小翼(相对于就主机翼的半翼展而言的长度)向内10％的距离处，以显然处于该过渡之外。以相同的方式，小翼的根部弦长度指的是从分离成小翼处向外10％的位置处，以完全处于小翼的适当翼型形状内。这同样适用于与例如攻角有关的弦线的位置。

更进一步，在一些机翼和小翼中，外部前角是“倒圆的”，如在下面将要说明的实施方式中那样。这种倒圆可以通过大幅度减小小翼最外侧部分的弦长度来完成，但是并不认为是上述与小翼根部有关的小翼尖部处的相对弦长度的特征的一部分。因此，这里是指小翼的尖部向内小翼的长度的10％处的小翼的弦长度。

如已经提到的，本发明优选地用于互相相反的同一飞机的两个机翼。特别地，根据本发明的相应的两个机翼和小翼在两侧上可以关于飞机的基体中的竖直中心平面不对称。在这个意义上，本发明还涉及整个飞机。

优选的飞机的类别是所谓的运输类飞机，其具有一定的尺寸并且意在用于在相当远的距离上运输大量的人或者甚至货物。在此，最期望本发明的经济优势。这涉及亚音速飞机，但也涉及超音速情况局部地，特别是在主机翼上方并且可能也在小翼上方发生的跨音速飞机。它还涉及在超音速区域具有长距离行进速度的超音速飞机。

此外，本发明还设想用于升级现有的飞机的升级部件。出于经济原因，可以是优选的是在常规机翼(或两个相反的机翼)处增加这种包括至少两个小翼的升级部件，而不是更换整个机翼或小翼。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，这会超出现有机械结构的限制。而是，本发明优选地以可观的推力贡献为目的以提高效率和/或速度。因此，本发明还涉及这样的升级部件和其的用于升级本发明的飞机或机翼的用途。

在关于整个飞机和关于现有的飞机的升级的两种情况下，用于飞机的第一个模拟选择都已经是空中客车A320型。其中，传统机翼的向外部，即所谓的翼刀，可以被卸下并且由根据本发明的具有两个或三个小翼结构替换。

附图说明

下文将参照下面的示例性的实施方式进一步详细解释本发明，所述示例性的实施方式不旨在限制权利要求的范围，而仅用于说明性目的。

图1示出了示意性绘制的根据本发明的包括六个小翼的飞机的平面图；

图2是用于说明通过小翼产生推力的示意图；

图3a、3b是尖部涡流中空气速度分布的示意性图示；

图4是根据本发明的机翼的示意性透视图；

图5是根据本发明的包括两个小翼的机翼尖部的示意性前视图；

图6是示出倾角和与图5有关的距离的关系的两个曲线图的图；

图7是用以说明一个实施方式中的两个小翼的γ(gamma)角的示意性侧视图；

图8是用以说明δ(delta)角的相同小翼的前视图；

图9是空中客车A320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是用以说明在一个实施方式中模拟所使用的基准线的侧视图；

图13是图示出相同基准线的俯视图；

图14至图17是图示出实施方式中的各个模拟的距主机翼尖部的不同距离处的β角的图；

图18是根据本发明的一个实施方式的三个小翼的前视图，示出了它们的上反角；

图19是用于说明相对上反角的两个小翼的另一前视图；

图20是用于说明第一小翼的弯曲的示意图；

图21是用于说明倾角的主机翼和三个小翼的截面的侧视图；

图22结合前视图和俯视图，用于说明小翼的后掠角；

图23是用于解释形状的平面中的三个小翼的俯视图；

图24是根据本发明的整个飞机的透视图；

图25是所述飞机的主机翼尖部处的三个小翼的俯视图；

图26是图25的三个小翼的侧视图；以及

图27是其前视图。

具体实施方式

图1是具有两个主机翼2、3和两个水平稳定器4、5以及垂直尾翼6和机身或基体7的飞机1的平面图。图1将表示具有四个推进发动机(此处未显示)的空中客车A320型。然而，在图1中，主机翼2、3均分别具有三个小翼8、9、10。共用一个附图标记的两个相应的小翼以类似的方式彼此镜像对称，这是因为主机翼2、3以及基体7都是相对于通过基体的纵向轴线的竖直平面(垂直于附图平面)镜像对称的。

此外，示出了与飞行方向相反并因此与主气流方向相同的x轴和与之垂直的水平y轴。z轴垂直并指向上方。

图2是主机翼2的翼型或剖面(在图2中为对称的标准机翼翼型，在A320的情况下为非对称翼型)和仅用于解释目的的示例性的小翼W的翼型(例如标准的非对称机翼翼型NACA2412，或用于跨音速飞行条件的非对称机翼翼型RAE5214)的示意性侧视图。

水平实线是已经提到的x轴。点划线13对应于主机翼2的弦线(连接剖面的最前点和终点)，其间的夹角α(alpha)是主机翼的攻角。

此外，示出了小翼W(其示意性地表示小翼8、9、10中的一个)的剖面的底线14，并且该底线14与主机翼剖面的底线之间的角度为γ(gamma)，所谓的迎角。关于沿着机翼和小翼的各自翼展的弦线的定义的位置，参考之前已经解释过的内容。

图3a和图3b示出了飞行期间存在于任一翼尖处的尖部涡流。右侧箭头区域象征在附图平面中关于方向和大小(箭头长度)的气流速度的分量。图3a示出了x＝2.5m的点(x＝0对应于翼尖的前端部)，并且图3b对应于x＝3.4m的下游位置。可以看出，尖部涡流“随着x的增大而显露”，并且涡流围绕翼尖相当集中并且随着从其增加的距离而迅速消失。这一描述几乎涉及从翼尖开始时的任何方向，不具有定性差异但有小的定量差异。

此外，图3a和图3b示出了翼尖涡流主要将一些向上的分量连同下部区域中一些向外的分量和上部区域中一些向内的分量增加至气流速度。考虑到这一点，可以理解，图2示出了相对于飞行方向x具有角β(beta)的局部流动方向。该局部流动方向(与图2的附图平面垂直的分量被忽略)攻击象征性的小翼W并引起其升力L_n，如箭头所示。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推力分量F_xn,L的叠加。

大部分同样应用于小翼W的阻力D_n。存在阻力的负推力分量，即F_xn,D。如本说明书前面所提及的小翼W的推力贡献因此是其差，即F_xn＝F_xn,L-F_xn,D，并且在此为正。这是本发明的目的，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轴稍微倾斜了所谓的后掠角，并且具有随着自基体7的距离从根部弦线长度cr减小到尖部弦线长度ct的弦线长度。小翼8、9安装在机翼外端15，也对照图5。

图5示出了投影在y-z平面上的机翼2和小翼8、9以及主机翼2的长度b(b是从基体7的在y＝0的中心沿主机翼2的翼展测量的，如上文解释的)以及小翼8、9分别各自的长度b1、b2。为了简单，机翼2和小翼8、9仅示出为笔直且水平。然而，围绕平行于x轴的轴线相对于机翼2的倾斜不会导致定性的变化。

图6示出了一个包含两个曲线图的图。纵轴对应于β(对照图2)，即投影在x-z平面上的局部气流方向的倾斜角度。

水平线显示“η(eta)”，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图对应于没有小翼8、9的情况，因此定性地对应于图3a和图3b。示出圆圈的第二曲线图涉及在第一小翼8的下游并且因此在第二小翼9的上游的气流分布(第一曲线图对应于相同的x位置)。这些曲线图是通过气流分布的计算机模拟得出的(如图3a和图3b所示)。

可以很容易地看出，第一曲线图示出了靠近外机翼端部15的最大值16，而第二曲线图具有该处的最大值17、在η＝1.025附近的中部最小值和在η＝1.055附近的另一个最大值18，并且从其向外递减。此外，第二曲线图的值下降到大于其较小的(左)最大值的50％且大于其较大的(右边)最大值的40％，而其值在大约η＝1.1处下降到仍然大于其较大的(右)最大值的25％，例如在距外机翼端部15的距离为b的大约10％处。该角度分布是已经描述的小翼9的功能的良好基础，对照图2。

已经基于飞机机型空中客车A320进行了模拟。它们将在下面解释。到目前为止，发明人借助于小翼的推力贡献和总体升力的小幅增加(在大约1％的升力增加的范围内)，实现了具有如图1所示的三个小翼的飞机的总体阻力的约3％的减小。升力增加使飞机能够以稍微小的倾角飞行(对照图2中的α)，其导致总体阻力的进一步减小。这些模拟是由ANSYS的计算机程序CFD(计算流体动力学)完成的。

作为一般基础研究，用于优化具有标准NACA 0012主机翼翼型和NACA 2412小翼翼型且小翼相对于主机翼没有任何倾斜(因此具有图4和5的设置)的两个小翼组(第一小翼和第二小翼)的推力贡献的计算机模拟已经显示出展弦比为5是一个不错的选择。尽管较高的展弦比在空气动力学意义上更有效率，但其面积较小，并且因此产生的力较小(因此推力较小)。换句话说，在1.5m的长度b2(翼展)的限制内(用于A320)，可观的小翼面积是优选的。另一方面，过低的展弦比增加阻力并以通过增加的阻力而最终减少有效推力的量降低效率。总而言之，CFD模拟反复地显示出大约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1m，以使得下游第二小翼9能够利用扩大的涡流区域的主要部，再次对照图4和图5的设置以及图6的结果。

平均弦长度由指状物的长度且由固定的展弦比得出。如对于飞机机翼普遍地，弦线长度在向外方向会减小。对于第一上游小翼8，根部弦长度为400mm且顶部弦长度为300mm，而对于下游第二小翼9，根部弦长度为600mm且尖部弦长度为400mm。这些值已经直觉地且任意地选择。

对于小翼，代替上述的(轻易地可获得的)初步模拟中的NACA 2412，已经选择了跨音速翼型RAE5214，其是标准的跨音速翼型并且在典型的行进速度和高度下非常适合A320的空气动力学条件，将在下面对照。空中客车A320是用于本发明的有据可查且经济上重要的模范飞机。

最具影响力的参数是迎角γ和上反角δ(即，相对于围绕平行于行进方向的轴线的旋转的倾角)。在第一粗糙映射研究中，映射梯级对于γ是3°至5°并且对于δ是10°。在该粗糙映射中，在模拟中已经包括第一和第二但没有第三以使得为第三小翼的研究奠定基础。

图7展示了γ角，即小翼8(第一小翼)的γ1和小翼9(第二小翼)的γ2，都显示为翼型(对照图2)并且它们的弦线与主机翼翼型及其弦线相关。图8以如图5的透视示出了δ角，但示意性较少。同样，δ1与第一小翼8有关，并且δ2与第二小翼9有关。图8的左边部分的结构是用于CFD模拟的瞬态结构。这些结构与小翼(中部和右边的细长结构)必须安装至的实际的A320主机翼并不相对应，但它们定义了一个实用的模型使能够模拟。

图9示了A320的主机翼上的平面图，翼尖取向朝下，并且基体未显示但应该在顶部。图9示出了A320的主机翼20，A320在机翼的端部处实际上具有在此已被省略的所谓的翼刀结构，即竖直板，因为其将被根据本发明的小翼替代。

图10以前视图示出了图9的主机翼20，图11以侧视图(垂直于行进方向X的透视)示出了主机翼20。A320的主机翼的稍微倾斜的V几何形状在图10和图11中可见。

0.78马赫数的典型的行进速度和35,000英尺的典型的行进高度已经被选择，这意味着0.380kg/m³的空气密度(对照：地面上为1.125kg/m³)、23.842Pa的静压、218.8K的静温和450kts的真实空速(TAS，true air speed)，即为231.5m/s。与适用于较低的速度并且因此尤其适用于小型客机的更简单的不可压缩模拟模型相比，此处选择的速度是可压缩模拟模型的理由。这意味着压力和温度是气流中的变量，并且被称为跨音速流的具有高于1马赫数的空气流速的局部区域出现。航空器的总重量约为70吨。飞行中形状的主机翼端部的典型的攻角α为1.7°。该值在图2中进行了说明，并且对应于主机翼在其尖部处的弦线和实际的飞行方向之间的夹角。它已经通过该角度的改变量和由此得到的两个主机翼的总体升力的计算而确定。当它们等于所需的70时，上述值近似正确。

在此映射中，后续命名为V0040的特定参数集，已被选择为最佳的，并已成为以下更详细对照的基础。

小翼8、9(“指状物1和指状物2”)的γ和δ值被列在表I中，其展示了第一小翼8具有为-10°的γ和为-20°的δ(负优先级意味着相对于图7和图8的逆时针旋转)，而第二小翼9具有为-5°的γ和为-10°的δ。从此开始，在表I的第三和第四行中，第一小翼8的γ已经分别减小和增加了2°，并且在第五和第六行中，第一小翼8的δ已经分别减小和增加了10°。接下来的四行对于第二小翼9重复相同安排。为进行对照，第一行对应于没有小翼(且没有翼刀)的主机翼。在从已经提到的γ和δ值的左边的列中，列出了模拟的编号。V0040是第二个。

从即从γ和δ值右边的第六列开始，显示了模拟结果，即以N(牛顿，如所有其他力一样)为单位的主机翼的向外区段上的X方向力(阻力)。在第七列中，显示了此向外区段上的Z方向力(升力)。向外区段定义为从主机翼尖部的向内约4.3m的边界线开始。在这些模拟中使用它是因为该向外区段显示出小翼的清晰影响，然而向内区段和基体则没有。

接下来的四列显示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”的数据与所谓的翼尖(德语：Randbogen)有关，其是在主机翼的向外接口与已经提到的翼刀结构之间的结构。该翼尖大概是稍微被倒圆的外机翼端部，并且在这里被视为“第一小翼”以进行合理的对照。它由安装在相同接口上的根据本发明的小翼替代。

下一列显示了包括向外和向内区段以及小翼的机翼的完全升/阻比(第一行除外)。

下一列是由在各种构造下的两个小翼实现的关于阻力(“ΔX力”)减小，并且各自的相对值在倒数第二列中。

最后，显示了相对升/阻比的提高。请注意，表I包含圆整值，然而计算是通过精确值完成的，这解释了在检查表I中的数字时的一些小的不一致。

可以很容易地看出，V0040一定在局部最优值附近，因为分别为2.72％和6.31％的阻力减小和升阻比提高是整个表中最好的结果。第一小翼8的γ的略微减小(从-10°至-8°)导致第四行(V0090)中的甚至更好一点的结果。对照倒数第二行中的V0093，这同样适用于第二小翼9的δ从-10°至0°的减小。此外，对照V0091，第一小翼8的δ从-20°至-30°的减小使结果几乎没有变化。但是，所有其他结果或多或少明显更差。

图12以图11的透视示出了侧视图，但是在图11的主机翼上增加了两个小翼，另外，还有供稍后参考的两个阴影线(风速角的基准线)，并且图13显示了主机翼尖部和两个小翼的平面图，具有与图12中的相同的基准线。两条基准线均位于小翼各自前缘的上游10cm处，并且平行于所述前缘。

图14是与图6相当的图，即在纵轴上示出角度β且示出沿着刚刚说明的基准线自主机翼尖部的距离。基本参数集和模拟V0040用圆圈表示，V0046用三角形表示，并且V0090用菱形表示。实线对应于在第一小翼8的上游的基准线，并且虚线对应于在第二小翼9的上游且第一小翼8的下游的另一个。表I阐明，V0046具有第一小翼8的以梯级大小2°减小的γ，并且V0090具有第一小翼8的以梯级大小2°增加的γ。

首先，这些曲线图显示第一小翼8产生显著“扩大”的涡流区域，甚至在如由实线展示的第一小翼8的上游。与图6相比，没有明显的第二最大值(图6中的18)，但是有在0.5m和约1.2m之间几乎恒定的β角。相应的主机翼的长度为16.35m，这意味着例如近似地，对于1.5m的η为1.031以及对于1.2m的η为1.07(对照图6)。

该β值在9°的范围中，该值在0°处的最大值的70％的范围中(二者均用于两个小翼之间的基准线，即，虚线曲线图)。此外，由于减小的γ值，V0046(三角形)显示出在第一小翼8上游的增加的β和在其下游的减小的β。与其相反，由于增加的γ，V0090显示出第一小翼8下游的增加的β和其上游的减小的β。由此，倾角γ(迎角)可以增强小翼之间的气流的上升趋势，特别是对于距离主机翼尖部比1m更近的地方，对照图14。在这种情况下，1m以上距离的β值不会因此变差。表I中的结果表明，该参数集的整体表现甚至比V0040更好一点。这显然是由于减小的总体阻力(尽管迎角已经增加)，即通过对整体推力有更大贡献。

另一方面，γ值从10°至8°的减小、及因此从V0040至V0046显然会导致大幅度恶化的结果，对照表I。因此，在进一步的优化步骤中，更高的、但不小于10°并且有可能甚至略小于12°的γ值都可以被分析。

进一步地，图15示出了类似的图，但V0040是与V0092和V0091相对照。这里，对照表I和图8，第一小翼8的角δ已经从-20°变化至-10°和-30°。显然，这对第一小翼8上游(实线)的风速角(β)分布几乎无影响，但对其下游(虚线)的气流角度有影响。同样，β值通过增加δ值对于1m以下的距离稍微增加，即对于V0091。表I中的各个表现结果与V0040中的几乎相同，并且显然图15中的β值也是。

另一方面，将δ值减小到-10，从而使两个小翼成一直线(如在飞行方向看到的)定性地改变图15中的虚线曲线图。β值在上至约1m，即第一小翼8的长度减小，并且在大于该距离值明显增加。看来，第二小翼9稍微位于第一小翼8的背风处上至1m，并在大于1m的距离处“看到”其小翼尖部涡流。总而言之，这并不能改善结果，而是导致一些恶化，如表I所示。发明人假设在大于1m的距离处的β增加不能补偿在较小距离处的β减少。

图16示出了另一个类似图，现在对应于第二小翼9的γ角的变化。同样，这显然对在第一小翼8上游的β值(实线)没有太大影响，但是对两个小翼之间的β值(虚线)有很大影响。在此，β值随着γ从5°至3°的少量减少而增加，并且，相反地，它们随着γ从5°至7°的增加而减小。以类似于图14中的实线的方式，小翼的向气流中的拐弯显然减小在小翼上游的气流的倾斜。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的增加来减小两个小翼之间的β使升力/阻力的提高大幅度恶化。此外，小翼的过大的倾斜确实会产生更大的升力，但也会产生超过比例的更大的阻力，并由此导致恶化。

显然，对下一优化步骤，下游小翼的γ值应保持在5°。

最后，图17对应于第二小翼9的δ角的变化，并得出与图15类似的结果：对于V0094，两个小翼的δ值均为-20°，并且同样，第二小翼9看起来位于上游小翼的背风处并显示出受其小翼尖部涡流的强烈影响，这会导致比较差的结果，尤其是在升阻比方面。根据V0093增加两个小翼之间的δ差异不会大大改变β值，并且会导致表I中的类似(有所改善)的结果。同时，对下一优化步骤，第二小翼9的在0°至-10°之间的δ的范围是令人感兴趣的。

在以上结果的基础上，已经进行关于三个小翼且再次基于上文已经解释过的有关A320的进一步的研究。由于总计的可行的模拟次数是有限的，发明人将注意力集中在对两个小翼已经发现的。因此，基于关于整个机翼的超过2.7％的阻力减小和升/阻比(对照表I中的倒数第四列和倒数第二列)的可比的结果，特别考虑V0040、V0090、V0091和V0093下面的参数。因此，对第三小翼的迎角γ和上反角δ的变化值的模拟在这四个参数集的基础上进行，并以与如上文对于第一小翼和第二小翼解释的相似的方式评价。

同时，有关A320主机翼的飞行中形状的数据可用于主机翼的机翼端部的弦线从上述计算下面的所谓的型架外形旋转了约1.5°的主要影响。这可以由下文解释的稍作修改的γ值看出。更进一步地，对应于整个飞机的针对其不同的倾角的阻力的数据可用，于是，使得总体升力的提高(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的主机翼升力的增加)由于飞机的倾角变化对总体阻力的影响可以被评估。

该结果(此处未详细显示)表明V0091基础证实是有利的。下面将说明各个实施方式。

图18示出了在x方向看到的本实施方式的小翼8、9、10的前视图，并且示出了三个小翼的上反角δ1、δ2、δ3。最上面的小翼是第一小翼，中部的小翼是第二小翼，而最下面的小翼是第三下游小翼。图18定性地示出，随后的小翼之间的很大的但有限的相对上反角已经证明对于三个小翼的实施方式也是有利的。

借此机会，图19沿用权利要求语言解释相对上反角的定义。在与图18相同的透视中，具有两个不同大小的半径r1和r2的第一小翼和第二小翼一起示出。竖直线和水平线的交会点是根部R(水平地在分叉点并且竖直地在前缘的交会点)并且是所示的等腰三角形的一个顶点，等腰三角形另两个顶点在两个小翼的前缘上并被称为V1和V2。如果被作为两个小翼中的较短的一个(即第一小翼)以内的所有可能半径ri的平均值采用，则线R-V1和线R-V2之间的角度就是相对上反角。

线R-V1与第一小翼的前缘之间的可见差异与将在下文中解释的第一小翼的弯曲有关联，这也是图18中的δ1的线和第一小翼之间的偏离的背景。

图20示出了上述的第一小翼的弯曲，其可以说是沿着翼展方向长度的特定部分的上反角的一部分的分布。实际上，在图20中，示意性地显示了前缘L从根部R开始并沿着圆拱形B弯曲，该圆拱形B以750mm的半径和-15°的拱形角延伸过其长度的三分之一(330mm)。第一小翼的前缘在R的开始已经具有-20°的上反角。这意味着在弯曲的向外部，第一小翼长度的第二个三分之一和第三个三分之一的上反角实际上为-35°。在从R到第一小翼的向外端部的沿第一小翼的整个翼展方向的长度的平均值中，产生大约-30°的平均上反角，其中的-15°已如所述沿拱形“分布”。

原因在于，在本具体的实施方式中，在上反角为-30°的情况下，第一小翼的笔直的前缘已经使得提供前缘到(所谓的整流罩区域中的)主机翼端部之一的平滑过渡有点困难，然而在上反角为-20°的情况下，平滑过渡还未造成任何问题。因此，为了确保-30°的平均值，图20的方案已经被选择。

通常，例如图20所示，使用沿翼展方向不是直的小翼形状在本发明的教导之内。它们甚至可以如前面指出的沿整个长度呈拱形。在发明人看来最相关的是平均意义上的相对上反角。例如，如果第一小翼和第二小翼都以类似的方式呈拱形，使得前面解释的具有在根部固定的顶点的等腰三角形构造随着由于小翼前缘的弯曲度而造成的其相等边的长度的增加越来越倾斜，那么根据这种结构的相对上反角甚至可能沿前缘保持几乎恒定。尽管如此，在沿例如第二小翼的翼展方向长度的特定部分处，沿第一小翼的翼展方向长度的最近部分将相对于第二小翼以由相对上反角(请记住在机翼端部的涡流的有点旋转对称的形状)很好地描述且由三角形结构很好地描述的方式被定位。

在本实施方式中，第二小翼和第三小翼的绝对上反角为δ2＝-10°和δ3＝+10°，其中，本实施方式中的这两个小翼不具有如图20所示的拱形。因此，第一小翼和第二小翼之间的相对上反角为20°，与第二小翼和第三小翼之间的相对上反角相同，并且第一小翼比第二小翼更加向上倾斜，第二小翼比第三小翼更加向上倾斜，对照图18。图18所示的角δ1是第一小翼根部处的起始上反角，即为-20°，而不是-30°的平均值。

关于迎角，参考图21，其示出了侧视图以及穿过三个小翼8、9、10和主机翼2的截面。截平面自然是不同的，即小翼的翼展方向长度从相应的分叉位置起向外的10％，以及在是主机翼2的情况下向内的10％，如上文解释的，以提供不受干扰的弦线。弦线和相应的角γ1、γ2、γ3在图21中示出。第一小翼的角度为γ1＝-9°，第二小翼的角度为γ2＝-4°，并且第三小翼的角度为γ3＝-1°，所有角度都相对于所描述的向外位置处的主机翼弦线并且以小翼和主机翼的飞行中形状定义(针对本实施方式说明的所有参数都对应于飞行中形状)。

图21还示出了主机翼2的弦线上的以及相应的小翼8、9、10的弦线上的相应旋转点。就小翼的相应弦线长度而言，旋转点近似在其三分之一处。就主机翼2的弦线长度而言，第一小翼的旋转点为16.7％处(0％是弦线上的最前面的点)，第二小翼的旋转点为54.8％处，并且第三小翼的旋转点为88.1％处。

图22示出了代表性小翼9的后掠角ε，即其前缘和水平的且垂直于飞行方向的方向(图22中的y)之间的角度。在此，小翼9被认为是水平的(δ和γ以假想的方式为零)。可选择地，可以使用小翼9的翼展方向长度，而不是当投影到水平面时其在y方向的实际延伸长度。请注意，如根据图22所说明的，小翼8的拱形也被认为是展开的。换句话说，翼展方向长度包括拱的长度。

在本实施方式中，主机翼2的后掠角为27.5°。从该值开始的变化表明，32°的增加的后掠角对小翼是优选的，换句话说相对于主机翼的后掠角的4.5°的后掠角。这适用于本实施方式中的第二小翼和第三小翼9、10，然而对于第一小翼8，后掠角已经略微增加到34°，以在x方向保留距第二小翼9的前缘的一定距离，对照图25中的俯视图，在下面解释。

图23是三个小翼8、9、10的假想的俯视图，以说明其形状。其是假想的，因为在图23中上反角和迎角为零，并且第一小翼8的拱形展开了。因此，图23显示了相应的翼展方向长度b1、b2、b3。它进一步显示了翼展方向长度在分叉点向外的10％处的弦线长度cr1、cr2、cr3(这些位于图23的底部)，以及小翼的尖部向内10％处的尖部弦线长度ct1、ct2、ct3。

实际值为(按第一、第二、第三小翼的顺序)：0.4m、0.6m、0.4m的根部弦长度；0.3m、0.4m、0.25m的尖部弦长度；1m、1.5m、1.2m的翼展方向长度b。这对应于为主机翼弦长度在其端部处的大约25％、大约37％和大约25％的根部弦长度cr(如定义)；尖部弦长度相对于根部弦长度为75％、67％和63％；并且翼展方向长度相对于翼展方向主机翼长度(16.4m)为6.1％、9.2％和7.3％。

请注意，如图23所示的后掠角不是旋转操作结果。这可以在弦线长度cr和ct保持不变并保持在x-z平面中看出，换句话说，图23中是水平的。这是必要的，以不由后掠角的引入而干扰翼型。

更进一步，图23显示了小翼的形状的相应外部前角的倒圆。该倒圆对应于翼展方向长度的90％至100％之间的区域，其中弦线长度从90％至100％的翼展方向长度被连续减少弦线长度的50％，使得在图23的俯视图中产生拱形。通常的做法是在机翼的外部前角使用倒圆以避免在锐角形状处产生湍流。通过刚刚说明的弦线长度在翼展方向长度的外部10％的减小，可以保持翼型的定性的本质。

此处使用的翼型适应于A320在其典型的行进速度和行进高度下在主机翼处的跨音速条件，并被命名为RAE 5214。如刚才解释的，该翼型在小翼的翼展方向长度的外部10％内仍然有效。

更进一步，由于制造和稳定性的原因，小翼的后缘(与前缘相反)通过在所有小翼各自弦线长度的98％处做切割而钝化。

图23中所示的形状到实际3D几何形状的转化如下：首先，引入已经在图23中显示的后掠角。其次，引入第一小翼沿其翼展方向长度的内三分之一以750mm的半径和15°的角度的弯曲。然后，将小翼通过旋转迎角γ倾斜。然后，调节上反角，即通过使第一小翼向上倾斜20°(在弯曲中进一步15°)，第二小翼向上倾斜10°并且第三小翼向下倾斜10°。

请注意，上述转化过程与型架外形和略有不同的并且取决于主机翼和小翼的弹性的所制造的几何形状无关。这些弹性特性是机翼和小翼的机械结构的主题，这不是本发明的一部分并且可以因情况而异。然而，对于机械工程师来说，通常的做法是通过例如有限元计算来预测气动载荷下的机械形变。实用计算机程序的一个示例是NASTRAN。

因此，根据实际的实施，尽管飞行中形状可能不会改变，但是型架外形会改变。自然地，飞行中形状对本发明的空气动力学性能和经济优势负责。

表II示出了刚刚说明的(P0001)三个小翼实施方式的一些定量结果。它与没有本发明，但是与表I相反，包括所谓的翼刀的A320相对照。该翼刀是小翼状的结构，并且如表I所示，省略翼刀对应于与通过对无小翼飞机增加根据本发明的(两个)小翼构造而进行的改进，而表II示出了本发明的改进，即其三个小翼的实施方式，与实际上使用的包括翼刀的实际A320有关。这被命名为B0001。

在第二和第三列中示出了两种情况的升阻比(L/D)，而在第四列中以百分比示出了本发明的相对改进。这是55t至80t之间的六种不同的飞机总质量情况，而表I仅对应于70t。质量之间的差异主要归因于罐内容物以及因此的行进距离。

表II清楚地表明，相对于实际的A320，通过本发明的升力比阻力的提高在轻型情况下的约2％和重型情况下的约5％之间。这表明，本发明越有效，由主机翼产生的涡流越明显(在重型情况下，所需的升力自然要大得多)。与表I相比，升/阻比的改进较小(表I中最佳情况下约为6.3％)。这归因于表II中包括的常规翼刀的积极效果以及主机翼的飞行中形变，即主机翼的一定扭曲，其将涡流减小到一定程度。对于70t的典型情况，与包括翼刀的常规A320相比，包括本发明的三个小翼的实施方式的A320的阻力减少目前为约4％(仅机翼)和3％(完整飞机)。这种改进主要是由于主要第二小翼的推力贡献，并且也是由于小翼的有限的升力贡献以及借助于涡流的减小的主机翼的提高的升力。如前所述，升力贡献允许完整飞机在行进飞行条件下的较小的倾角，并且因此可以“转化”为阻力减少。如刚刚所陈述的，结果约为3％。

为了例证，图24至27显示了A320和三个小翼的3D形状，即图24中的完整飞机的透视图，图25中的主机翼端部和小翼的俯视图(逆z方向)，图26中的侧视图(y方向)，最后是图27中的前视图(x方向)。

这些图示出了主机翼端部和小翼之间的整流罩区域中的平滑过渡，并且在第一小翼和第二小翼的后缘的向内部分处也有一些变厚。这些结构是直观的，并且意在避免湍流。

表I

P0001vsB0001-仅机翼

表II

Claims (15)

1.一种用于飞机的机翼，所述机翼包括：

外机翼端部，所述外机翼端部相对于所述机翼的用于安装至所述飞机的内侧在所述机翼的相反侧，

至少两个小翼，所述至少两个小翼在所述外机翼端部上连接至所述机翼，

所述小翼的上游第一小翼，其在所述机翼的飞行方向在所述小翼的下游第二小翼之前，

所述第一小翼和所述第二小翼如逆所述飞行方向看到的以在从5°至35°的区间中的相对上反角δ1、δ2相互倾斜，

其中所述相对上反角δ1、δ2定义为在所述小翼的根部的等腰三角形的开度角，所述等腰三角形的一个顶点在所述根部上，即在两个小翼的在水平方向的分叉点并且在所述小翼的前缘的在竖直方向的位置的中部，一个顶点在所述第一小翼的前缘上并且一个顶点在所述第二小翼的前缘上，如在逆所述飞行方向的投影中看到的，所述三角形具有两个相等的三角形边的可变的长度

并且所述相对上反角区间对于沿着所述第一小翼和所述第二小翼中的较短的一个的相等的边长的至少70％有效。

2.根据权利要求1所述的机翼，其中所述小翼的各自的小翼弦线相对于所述机翼的主机翼弦线倾斜，即在所述机翼的向所述小翼的分叉处向外所述小翼的长度的10％的位置，并且在所述机翼的向所述小翼的分叉处向内所述机翼的主机翼长度的10％的位置，围绕垂直于所述飞行方向的横轴以迎角γ1和γ2倾斜，

在其各自的根部

所述γ1对于所述第一小翼在从-15°至-5°的区间中并且

所述γ2对于所述第二小翼在从-10°至0°的区间中

和

在其各自的尖部的

所述γ1对于所述第一小翼在从-13°至-3°的区间中并且

所述γ2对于所述第二小翼在从-8°至+2°的区间中，

迎角区间在各自的小翼的根部和尖部之间被线性插值，

其中正迎角是指如从所述飞机的左侧看到的所述小翼的顺时针旋转，

所述迎角区间对于分别沿着所述第一小翼和所述第二小翼的翼展方向长度的至少70％有效。

3.根据权利要求1或2所述的机翼，具有所述第一小翼下游的第三小翼，

如逆所述飞行方向看到的，所述第三小翼和所述第二小翼以在从5°至35°的区间中的相对上反角δ2、δ3相互倾斜，

其中所述相对上反角δ2、δ3定义为在所述小翼的根部的等腰三角形的开度角，所述等腰三角形的一个顶点在所述根部上，即在两个小翼的在水平方向的分叉点并且在所述小翼的前缘的在竖直方向的位置的中部、

一个顶点在所述第二小翼的所述前缘上并且一个顶点在所述第三小翼的前缘上，如在逆所述飞行方向的投影中看到的，所述三角形具有两个相等的三角形边的可变的长度

并且所述相对上反角区间对于沿着所述第二小翼和所述第三小翼中的较短的一个的所述相等的边长的至少70％有效。

4.根据权利要求2所述的机翼，可选择地与权利要求3组合，所述第三小翼的小翼弦线相对于所述机翼的主机翼弦线倾斜，，即在所述机翼的向所述小翼的分叉处向外所述小翼的长度的10％的位置，并且在所述机翼的向所述小翼的分叉处向内所述机翼的主机翼长度的10％的位置，围绕垂直于所述飞行方向的横轴以迎角γ3倾斜，所述γ3在所述第三小翼的根部在从-7°至+3°的区间中并且在所述第三小翼的尖部在从-5°至+5°的区间中，迎角区间在所述第三小翼根部和所述第三小翼尖部之间被线性插值，其中正迎角是指如从所述飞机的左侧看到的所述小翼的顺时针旋转

所述迎角区间对于沿着所述第三小翼的翼展方向长度的至少70％有效。

5.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中对于所有的所述小翼，相对于所述机翼的前缘的后掠角是在相对于所述机翼的后掠角从-5°至35°的区间中，即相对于每个小翼的前缘的平均线在分别的小翼的翼展的从20％至80％的范围中。

6.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中所述第一小翼相对于所述第二小翼向上倾斜。

7.根据权利要求3所述的机翼，可选择地与权利要求4至6中的一项组合，其中所述第二小翼相对于所述第三小翼向上倾斜。

8.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中所述第一小翼的相对于水平线的并且以如逆所述飞行方向看到的上反角δ1的倾斜在从-45°至-15°的区间中，所述上反角的负值表示向上倾斜，第二小翼相应的上反角区间δ2在从-25°至+5°的区间中，第三小翼各自的上反角区间δ3，如果有的话，为从-5°至+25°，

其中所述上反角定义为在所述小翼的根部的等腰三角形的开度角，所述等腰三角形的一个顶点在所述根部上，即在所述小翼的在水平方向的分叉点或在三个小翼的情况下最内的分叉点并且在所述分别的小翼的前缘的在竖直方向的位置在竖直方向的所述相应小翼的前缘的位置上，一个顶点在相应的小翼的前缘上并且一个顶点在包括在所述根部上的所述顶点的水平线上，如在逆所述飞行方向的投影中看到的，所述三角形具有两个相等的三角形边的可变的长度，

所述上反角区间对于沿着相应的小翼的相等的边长的至少70％有效。

9.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中所述第一小翼具有在所述机翼的主机翼翼展方向长度的从2％至10％的区间中的翼展方向长度b1，所述第二小翼具有在所述机翼的所述主机翼翼展方向长度的从4％至14％的区间中的翼展方向长度b2，并且如果有的话，所述第三小翼具有在所述机翼的所述主机翼翼展方向长度的从3％至11％的区间中的翼展方向长度b3。

10.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中所述第二小翼具有在所述第一小翼的翼展方向长度b1的从105％至180％的区间中的翼展方向长度b2，并且如果有的话，所述第三小翼具有在所述第二小翼的翼展方向长度b2的从60％至120％的区间中的翼展方向长度b3。

11.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中在两个小翼的情况下所述第一小翼和所述第二小翼具有在从3至7的区间中的各自的展弦比，并且其中所述第一小翼、所述第二小翼和在三个小翼的情况下所述第三小翼具有在从4至9的区间中的各自的展弦比。

12.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，对于仅两个小翼的情况，

所述第一小翼的根部弦长度cr1在所述机翼的向所述小翼的分叉处的主机翼弦长度的从25％至45％的区间中，

并且所述第二小翼的根部弦长度cr2在所述机翼的向所述小翼的所述分叉处的所述主机翼弦长度的从40％至60％的区间内，

对于三个小翼的情况，所述第一小翼的根部弦长度cr1在所述机翼的向所述小翼的分叉处的主机翼弦长度的从15％至35％的区间中，

所述第二小翼的根部弦长度cr2在所述机翼的向所述小翼的所述分叉处的所述主机翼弦长度的从25％至45％的区间中，

并且所述第三小翼的根部弦长度cr3在所述机翼的向所述小翼的所述分叉处的所述主机翼弦长度的从15％至35％的区间中，

所述小翼的所述根部弦长度cr1/2/3对应于所述分叉处向外所述小翼的翼展方向长度b1/2/3的10％的位置，并且所述主机翼弦长度对应于所述分叉处向内所述主机翼翼展方向长度的10％的位置。

13.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中所述相应小翼的相应尖部处的所述第一小翼的尖部弦长度ct1和所述第二小翼的尖部弦长度ct2以及如果有的话所述第三小翼的尖部弦长度ct3在所述相应小翼的根部弦长度cr1/2/3的从40％至100％的区间中，所述小翼的所述根部弦长度对应于所述主机翼的向所述小翼的所述分叉处向外所述分别的小翼的翼展方向长度b1/2/3的10％的位置，并且所述小翼的所述尖部弦长度对应于所述相应小翼的尖部向内所述分别的小翼的翼展方向长度b1/2/3的10％的位置。

14.一种飞机，特别是运输类飞机，具有根据前述权利要求中任一项所述的两个互相相反的机翼。

15.一种升级部件的用途，所述升级部件包括至少两个小翼，所述升级部件用于安装至机翼以制造根据权利要求1至13中的一项所述的机翼或根据权利要求14所述的飞机。

Images