專利名稱：用于減小飛機的尾渦的翼尖延長部的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種用于減小飛機的尾渦的翼尖延長部。此外，本發(fā)明還涉及一種用 于減小飛機的尾渦的飛機的機翼。
背景技術：
在每個具有產(chǎn)生升力的翼剖面的飛機中由于物理規(guī)律的原因出現(xiàn)尾渦。用于在機 翼上產(chǎn)生升力的物理機理在于，在飛行中氣流沿著機翼下側比沿著機翼上側經(jīng)受更小的加 速。這導致在機翼的下側上的壓力相對于機翼的上側更大。由于所述原因環(huán)繞機翼流動的 空氣用于建立機翼的下側和上側之間的壓力平衡。由此導致翼尖的環(huán)流，在該環(huán)流中氣流 由于壓力差而繞翼尖轉向。因此，在機翼上側產(chǎn)生遠離翼尖的速度分量，與此同時在機翼下 側產(chǎn)生在翼展方向上朝翼尖的速度分量。翼尖的所述環(huán)流導致空氣的環(huán)形運動，該環(huán)形運 動由于重疊地流入而造成渦流，該渦流以尾流的方式在飛機后面擴展。在更大的飛機中，這 種渦流如此顯著使得飛入渦流中的較小飛機存在嚴重的墜落危險。渦流通常具有非常高的 穩(wěn)定性并且能夠在其產(chǎn)生后的一段時間還存在。在此，渦流強度此外與飛機的大小和重量 有關并且導致在起飛的和著陸的飛機之間規(guī)定最小距離(“間隔”)。渦流強度越小，飛機 的間隔越小。增加飛機乘客數(shù)量的趨勢且因此持續(xù)增大的飛機使得理論上產(chǎn)生更大的尾渦 并且導致增大的間隔距離。然而，所述增大的間隔距離與期望增加容納乘客數(shù)量相矛盾，使 得必須提供減小尾渦強度的可能性。在現(xiàn)有技術中已知能夠減小尾渦的裝置和系統(tǒng)。例如在DE 10 2005017825 A1中 描述了以下內(nèi)容，即設在機翼的外端上的構件通過周期性的偏轉運動阻礙了空氣在外部機 翼的區(qū)域中的卷繞過程并且由此減小了邊緣渦流而且因此還減小了產(chǎn)生的尾渦。這種系統(tǒng) 的缺點是涉及一種主動式系統(tǒng)，該系統(tǒng)為相對復雜的、成本高的且很難維護的并且此外產(chǎn) 生振動載荷，該振動載荷能夠導致翼尖上的疲勞斷裂。由DE 199 09 190 C2已知另一個系統(tǒng)，其中在飛機的每個機翼上設置至少一個渦 流發(fā)生器。渦流發(fā)生器產(chǎn)生干擾渦流，該干擾渦流的旋轉方向與在機翼上產(chǎn)生的邊緣渦流 相反，由此該邊緣渦流變得不穩(wěn)定并且在飛機后面消散。所述系統(tǒng)的缺點在于，所述附加的 干擾渦流僅能夠在內(nèi)部的和外部的著陸襟翼的特殊形態(tài)的情況下可靠地以足夠的量產(chǎn)生 并且此外產(chǎn)生更高的阻力。這尤其是以下情形，即一如還在上述的印刷出版物中所介紹 的一設置在機翼上側的垂直尾翼用于持續(xù)產(chǎn)生干擾渦流。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是減少或者完全消除上述缺點。本發(fā)明的目的尤其是提供一種簡單 且在理想情況下為被動的系統(tǒng)，該系統(tǒng)有利于加速渦流衰減并且因此顯著減少在飛機起飛 和著陸時位于飛機后面的尾渦。本發(fā)明通過帶有前緣和后緣的翼尖延長部一如權利要求1中所限定一實現(xiàn)所述 目的，該翼尖延長部設置在機翼的后端上，其中前緣至少部分基本上為直的，前緣的直的部分的前緣后掠角大于機翼的前緣后掠角，并且翼尖延長部的局部深度在用于與機翼連接的 連接區(qū)域和翼尖延長部的外端之間逐漸減小。所述翼尖延長部利用出現(xiàn)在三角翼中的渦流 破裂的現(xiàn)象。在三角翼中已知的是，尤其是在大迎角的情況下由三角翼產(chǎn)生的邊緣渦流越 來越不穩(wěn)定并且“破裂”。根據(jù)機翼的構造、迎角和速度，所謂的“渦流破裂區(qū)域”從機翼后 面的位置轉移到機翼范圍內(nèi)并且能夠尤其是受到機翼前緣的后掠的影響。具有較小的前緣 后掠(例如45° )的三角翼與更大的前緣后掠(例如70° )相比較將渦流破裂的開始轉 移至更小的迎角。如果翼尖調(diào)整為使得該翼尖具有合適的前緣后掠，可以有利地影響邊緣 渦流衰減。在此，翼尖延長部的前緣不必為精確直的，而是還能夠僅為部分直的。這導致不 同的可替代的前緣形狀，如在雙三角翼中或者帶有邊條的機翼中前緣形狀具有彎折或者類 似于如在協(xié)和式飛機的翼剖面中為彎曲的。在此，在翼尖上的翼尖延長部的外形調(diào)節(jié)為，使 得在對于起飛和著陸常見的迎角的情況下實現(xiàn)渦流在前緣和后緣之間的區(qū)域中或者僅略 微進一步沿順流向下破裂。因此，破裂的渦輪中心如此影響產(chǎn)生的翼緣渦流使得從此整個 邊緣渦流明顯比在傳統(tǒng)的翼尖中更快衰減。另外的有利的實施形式由從屬權利要求得出。此外，該目的通過一種用于減小飛機的尾渦的機翼實現(xiàn)，該機翼具有上述的設在 機翼的外端上的翼尖延長部。最后，該目的還通過一種具有按照上述特征的機翼的飛機實現(xiàn)，同樣通過使用根 據(jù)第一主權利要求及其從屬權利要求的翼尖延長部實現(xiàn)。


接下來根據(jù)附圖詳細敘述本發(fā)明。在附圖中同樣的對象通過同樣的附圖標記標 出。其示出圖1示出具有翼尖延長部的第一實施例的機翼部分的示意圖；圖2示出具有翼尖延長部的第二實施例的機翼部分的示意圖；圖3示出具有翼尖延長部的第三實施例的機翼部分的示意圖；以及圖4示出具有根據(jù)本發(fā)明的翼尖延長部的另一個變型方案的示意圖。
具體實施例方式圖1示出根據(jù)本發(fā)明的翼尖延長部的一般構造。示出了具有前緣4、后緣6和外面 的機翼端部8的機翼部分2。翼尖延長部10設在所述外面的機翼端部8上并且例如通過合 適的連接方法一如鉚接、焊接、粘接、螺接、層壓等一與所述外面的機翼端部8相連接。為 此，翼尖延長部10具有連接區(qū)域12。根據(jù)本發(fā)明的翼尖延長部10同樣具有前緣14和后緣16。前緣14相對于機翼的 前緣4明顯更加急劇后掠，使得在翼尖延長部10和機翼2之間的連接位置上在前緣4和14 上產(chǎn)生更明顯的彎折。圖1中標為<PS的角度表示根據(jù)本發(fā)明的翼尖延長部10的前緣后掠 角。表示機翼2的前緣后掠角。在常見的具有在超音速的范圍內(nèi)的巡航速度的民航客 機中通常為約25至30°。翼尖延長部10的前緣后掠角Cps在圖1中為約60°。由于翼尖延長部10的急劇后掠，在起飛階段和著陸階段出現(xiàn)的飛機的迎角情況 下，設置三角翼固有的渦流破裂區(qū)域，使得翼緣渦流的中心在翼尖的后面破裂并且因此變得不穩(wěn)定，使得翼緣渦流相比較而言快速消散并且相應地造成明顯更小的尾渦。依據(jù)特殊的空氣動力和其它的邊界條件的大小，能夠選擇小于或者大于圖1中所 示的角度的前緣后掠角在此，要注意的設計點分別為在起飛和/或著陸時待調(diào)節(jié)的迎 角，使得在所述角度的情況下三角翼效應完全發(fā)揮作用。尤其是可以考慮處于從40°至 75°的范圍內(nèi)的角度。在圖1的實施例中，根據(jù)本發(fā)明的翼尖延長部10的后緣16平行于機翼2的后緣 6延伸。由此，由機翼和翼尖延長部組成的布置結構的整個后緣是一致的，因為沒有必要相 對于三角翼效應來特別地構造翼尖延長部的后緣。與此相比，圖2示出根據(jù)本發(fā)明的翼尖延長部10的實施例，其中后緣16相對于機 翼2的后緣6更加急劇后掠，使得在兩個后緣6和16的過渡區(qū)域中也出現(xiàn)了彎折。圖1和 圖2的視圖的內(nèi)在共同性是，前緣14和后緣16在翼尖延長部10的最外端18上彼此相交， 使得設在機翼2上的翼尖延長部10的外端具有尖端。在圖3中示出根據(jù)本發(fā)明的翼尖延長部10的另一個實施例，其中翼尖延長部10 的外端18沒有尖端，而是具有基本上平行于飛機縱軸線延伸的邊緣20。相應地，后緣16和 前緣14始終彼此相間隔。如果翼尖延長部的后緣16和機翼2的后緣6以彼此相互平行的 方式延伸并且后掠角9 相對較小，翼尖延長部10不需要必須在飛機的橫向延伸以便如在 前兩個實施例中形成尖端。為了提高三角翼效應此外能夠提出，所有示出的翼尖延長部10正向地翹曲。這意 味著，翼尖延長部10的局部輪廓22的各個迎角一如在圖4中示意性地示出一相對于外 端18增大。如果空氣動力的、結構的或者視覺的原因使得更大的迎角是必要的，由此能夠 在機翼2和翼尖延長部10之間建立特別平穩(wěn)的過渡。同時通過翹曲可以實現(xiàn)更大的后掠 角屮S，通過該后掠角<PS尤其是能夠改進在超音速的氣流的情況下的翼尖延長部10的阻力 特性。此時表明，翼尖延長部10的輪廓22絕對不具有帶有倒圓的葉片前緣的傳統(tǒng)翼型形 狀。為了利用三角翼效應以下是足夠的，即使用平的板狀的輪廓或者以逐漸變尖的方式構 造葉片前緣，使得產(chǎn)生可靠的渦輪破裂區(qū)域。所示出的根據(jù)本發(fā)明的翼尖延長部10的實施例沒有闡述為限制本發(fā)明。通過權 利要求的主題確定本發(fā)明。尤其是，本發(fā)明沒有局限于機翼或者翼尖延長部的某一后掠角， 而是能夠考慮處于約40°和75°之間的所有后掠角，該后掠角由專業(yè)人員在考慮空氣動 力的關系、飛機的大小和飛行速度的情況下進行選擇。此外，應該指出，“包括”并不排除其它的元件或者步驟并且“一個”并不排除多個。 此外表明，參照上述的實施例的一個所描述的特征或者步驟還能夠以與另外的上述實施例 的其它特征或者步驟相結合的方式來應用。權利要求中的附圖標記不視為限制。
權利要求
一種具有前緣(14)和后緣(16)的翼尖延長部(10)，所述翼尖延長部(10)設置在機翼(2)的外端(8)上，其中 所述前緣(14)至少部分基本上為直的， 所述前緣(14)的直的部分具有前緣后掠角，所述前緣后掠角大于所述機翼(2)的前緣后掠角，以及 所述翼尖延長部(10)的局部深度在用于與所述機翼(2)連接的連接區(qū)域(12)和所述翼尖延長部(10)的外端之間逐漸減小。
2.根據(jù)權利要求1所述的翼尖延長部(10)，所述翼尖延長部(10)的后緣(16)基本上 為直的。
3.根據(jù)權利要求1或者2所述的翼尖延長部(10)，所述翼尖延長部(10)的后緣(16) 基本上平行于所述機翼(2)的后緣(6)延伸。
4.根據(jù)前述權利要求中任一項所述的翼尖延長部(10)，所述翼尖延長部(10)的前緣 (14)和后緣(16)相交，使得所述翼尖延伸部(10)的外端形成尖端(18)。
5.根據(jù)權利要求1至3中任一項所述的翼尖延長部(10)，所述翼尖延長部(10)的前 緣(14)和后緣(16)在所述翼尖延長部(10)的外端上彼此相互間隔。
6.根據(jù)前述權利要求中任一項所述的翼尖延長部(10)，其中所述后緣(16)具有后緣 后掠角，所述后緣后掠角大于所述機翼(2)的后緣后掠角。
7.根據(jù)前述權利要求中任一項所述的翼尖延長部(10)，所述翼尖延長部(10)具有正 向的翹曲，使得所述翼尖延長部(10)的局部迎角向外增大。
8.根據(jù)前述權利要求中任一項所述的翼尖延長部(10)，其中所述前緣后掠角處于從 40°至75°的范圍內(nèi)。
9.根據(jù)前述權利要求中任一項所述的翼尖延長部(10)，其中所述前緣后掠角基本上 為 60°。
10.根據(jù)權利要求1至8中任一項所述的翼尖延長部(10)，其中所述前緣后掠角基本 上為70°。
11.根據(jù)前述權利要求中任一項所述的翼尖延長部(10)，其中所述橫截面輪廓(22)基 本上為平的或者至少在所述前緣(14)上逐漸變尖。
12.—種飛機的機翼(2)，所述機翼設計成用于減小所述飛機的尾渦，具有根據(jù)權利要 求1至11中任一項所述的設在所述機翼(2)的外端上的翼尖延長部(10)。
13.一種飛機，所述飛機具有根據(jù)權利要求12所述的機翼(2)。
14.根據(jù)權利要求1至11中任一項所述的翼尖延長部(10)的應用，用于減小飛機的尾潤。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種具有前緣(14)和后緣(16)的翼尖延長部(10)，所述翼尖延長部(10)設置在機翼(2)的外端(8)上，其中所述前緣(14)至少部分基本上為直的并且所述直的部分具有前緣后掠角，所述前緣后掠角大于所述機翼(2)的前緣后掠角，并且所述翼尖延長部(10)的局部深度在用于與所述機翼連接的連接區(qū)域和所述翼尖延長部(10)的外端之間逐漸減小。通過根據(jù)本發(fā)明的翼尖延長部，如在三角翼中，將渦流破裂區(qū)域直接定位在所述翼尖后，因而翼緣渦流在中心破裂并且最終變得不穩(wěn)定，使得由此能夠減小所述飛機的尾渦。此外，本發(fā)明涉及一種設有根據(jù)本發(fā)明的翼尖延長部的機翼(4)以及一種設有所述機翼的飛機。
文檔編號B64C23/06GK101896401SQ200880120029
公開日2010年11月24日 申請日期2008年12月8日 優(yōu)先權日2007年12月10日
發(fā)明者羅蘭德·克爾姆 申請人:空中客車營運有限公司