本發(fā)明涉及用于航空器的小翼、小翼和航空器機(jī)翼，并且涉及設(shè)計小翼的方法。

背景技術(shù)：

多種小翼設(shè)計是已知的。許多小翼具有以下類型：包括向上取向的平面的小翼葉片，該小翼葉片通過短的彎曲的過渡區(qū)域附接到航空器機(jī)翼的端部。例如在US 5275358和US 5348253中示出這種類型的小翼的例子。

也已經(jīng)提出一些替代類型的小翼設(shè)計。例如，EP 1349778公開一種小翼，該小翼在從其內(nèi)端部延伸到其外端部時具有增加的曲率半徑。EP 1349778公開遵循基本上橢圓形曲線的小翼的可能性。

至今為止的小翼的設(shè)計已經(jīng)主要取決于空氣動力學(xué)考慮，諸如它們對總阻力的影響(典型地產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力的減小和輪廓/粘性阻力的(較小)增加)。結(jié)構(gòu)考慮已經(jīng)趨向于是設(shè)計過程中的次級焦點(diǎn)。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明試圖提供一種改進(jìn)的小翼。

根據(jù)本發(fā)明的第一方面，提供一種航空器機(jī)翼和其翼尖上的小翼，所述小翼具有內(nèi)端部和外端部，所述小翼在從其內(nèi)端部延伸到其外端部時具有變化的曲率半徑R，其特征在于，所述小翼的曲率半徑：

(i)在第一距離d₁上沿所述小翼減小，所述第一距離沿所述小翼從所述內(nèi)端部到第一部位；

(ii)在第二距離d₂上保持不變，所述第二距離沿所述小翼從所述第一部位到第二部位；并且

(iii)沿所述小翼在第三距離d₃上增加，所述第三距離沿所述小翼從所述第二部位到第三部位，并且

其中，所述第一距離和第三距離的總和d₁+d₃大于所述第二距離d₂。

具有在小翼延伸離開其內(nèi)端部時減小并且然后在小翼向著其外端部延伸時再增加的曲率半徑的小翼已經(jīng)被發(fā)現(xiàn)在結(jié)構(gòu)上且在空氣動力學(xué)上是有利的。特別地，這種曲率可以保證典型地平面的機(jī)翼和該小翼之間的相對平緩的曲線。這產(chǎn)生許多益處：它傾向于減輕連接處的震動形成；彎曲的形狀已經(jīng)被發(fā)現(xiàn)在使用期間實現(xiàn)該小翼和翼尖中的相對平滑的應(yīng)力分布；和/或當(dāng)組裝該小翼時，該形狀實現(xiàn)相對容易的接近。

該小翼的曲率典型地沿1/4弦線(該1/4弦線是確定機(jī)翼/小翼相對于其扭曲的參考線)被測量。該曲率在這個1/4弦線的正面投影中(即，從獨(dú)立于掃描的正面視圖)被測量。在本發(fā)明的一些實施例中，該曲率可以沿盒狀件中線(即，前梁和后梁之間的中間位置)被測量。

小翼的內(nèi)端部應(yīng)當(dāng)是對本領(lǐng)域技術(shù)人員來說容易地可識別并且是該曲率開始偏離(基本上平面的)翼尖的部位。對于可拆卸的小翼，小翼的內(nèi)端部典型地是附接到翼尖的部分。

在第一距離d₁上，曲率半徑可以根據(jù)方程R＝k_l/dⁿ變化，其中k₁是常數(shù)，d是沿向外方向測量的沿該小翼的距離，并且n>0。具有在第一距離上根據(jù)這個方程變化的曲率半徑已經(jīng)被發(fā)現(xiàn)在空氣動力學(xué)上且在結(jié)構(gòu)上是特別有利的。原理上，在第一距離上的小翼的曲率可以遵循由上述方程決定的曲線的任何部分(即，在小翼的內(nèi)端部處，距離d可以大于0)。然而，在本發(fā)明的大多數(shù)實施例中，小翼的內(nèi)端部將是平面的，以便與翼尖融合。因此，距離d優(yōu)選地從小翼的內(nèi)端部處的起始點(diǎn)(d＝0)被測量使得小翼的內(nèi)端部基本上是平面的。

在第三距離d₃上，曲率半徑可以根據(jù)方程R＝k₂/dⁿ變化，其中k₂是常數(shù)，d是沿向內(nèi)方向測量的沿小翼的距離，并且n>0。具有在第三距離上根據(jù)這個方程變化的曲率半徑已經(jīng)被發(fā)現(xiàn)在空氣動力學(xué)上且 在結(jié)構(gòu)上是特別有利的。原理上，在第三距離上的小翼的曲率可以遵循由上述方程決定的曲線的任何部分(即，在第三部位處，距離d可以大于0)。因此，距離d可以從定位成超過第三部位的起始點(diǎn)被測量使得該小翼在第三部位處彎曲。

替代地，距離d可以從第三部位處的起始點(diǎn)被測量使得該小翼在第三部位處是基本上平面的。

該小翼可以為其中0.25≤n≤4的形狀。該小翼可以為其中0.25≤n≤2的形狀。該小翼可以為其中0.5≤n≤1.5的形狀。該小翼可以為其中n＝1的形狀使得該小翼在第一距離d₁和/或第三距離d₃上呈歐拉螺線彎曲。具有在第一距離或第三距離上(并且更優(yōu)選地在第一距離和第三距離上)呈歐拉螺線彎曲的小翼已經(jīng)被發(fā)現(xiàn)在保證小翼中的平滑應(yīng)力分布方面是特別有利的。歐拉螺線(也稱為螺環(huán)(spiros)或考紐螺線(Cornu sprirals))具有沿小翼的長度線性地改變的曲率。

第三部位可以處于小翼的外端部處。替代地，小翼可以包括超出第三部位的部分，典型地相對小的部分。在這些實施例中，第一距離、第二距離和第三距離的總和d₁+d₂+d₃可以是從小翼的內(nèi)端部到外端部的距離的至少80％，并且更優(yōu)選地至少90％。在具有超出第三部位的部分的實施例中，這個部分可以是基本上平面的。

第二距離d₂優(yōu)選地與第一距離和第三距離d₁和d₃相比相對小的。第二距離d₂可以不超過第一距離和第三距離的總和d₁+d₃的20％。第二距離d2可以不超過第一距離和第三距離的總和d₁+d₃的10％。在本發(fā)明的一些實施例中，第二距離d₂可以基本上為零。

由于第一部位和第二部位之間的曲率半徑是不變的，因此將理解，第一部位處的曲率半徑等于第二部位處的曲率半徑。因此，第一距離上的最小曲率半徑(即，在第一部位處)等于第三距離上的最小曲率半徑(即，在第二部位處)，并且該小翼不傾向于包含各區(qū)域之間的曲率的任何不連續(xù)。

當(dāng)在翼尖上存在單個小翼時，本發(fā)明是特別有益的，因為這種小翼傾向于經(jīng)受相對大的載荷(與多個較小小翼相比)。小翼的尾緣可 以是機(jī)翼的尾緣的延續(xù)。小翼的前緣可以是機(jī)翼的前緣的延續(xù)。這種布置不同于存在沿翼尖在弦向方向上交錯的多個小翼的布置。

小翼的外端部可以是基本上豎直的。例如，小翼的外端部可以相對于豎直方向以小于20度，并且更優(yōu)選地小于10度傾斜。傾向于有益的是，具有豎直的或基本上豎直的小翼，因為對于給定長度的小翼，這種布置傾向于在跨度相對小時更好地符合航空器門限。

該小翼可以是向下延伸的，但更優(yōu)選地，該小翼是向上延伸的。

根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供一種用作這里描述的本發(fā)明的第一方面中的小翼的小翼。該小翼可以具有內(nèi)端部和外端部，并且該小翼可以在從其內(nèi)端部延伸到其外端部時彎曲。該小翼的曲率半徑R可以：

(i)在第一距離d₁上沿所述小翼減小，所述第一距離沿所述小翼從所述內(nèi)端部到第一部位；

(ii)在第二距離d₂上保持不變，所述第二距離沿所述小翼從所述第一部位到第二部位；并且

(iii)沿該小翼在第三距離d₃上增加，該第三距離沿該小翼從第二部位到第三部位，并且

第一距離和第三距離的總和d₁+d₃可以大于第二距離d₂。

根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供一種設(shè)計用來配合到航空器機(jī)翼的小翼的方法，該方法包括以下步驟：

產(chǎn)生配合到機(jī)翼的小翼的模型，所述小翼具有第一曲率；

模擬在使用期間所述機(jī)翼的端部和所述小翼中的應(yīng)力分布；

修改第一距離d₁上的所述小翼的曲率，所述第一距離沿所述小翼從所述小翼的內(nèi)端部到第一部位，所述曲率被修改用來改善在使用期間在所述小翼和所述機(jī)翼之間的應(yīng)力分布。與其中僅僅空氣動力學(xué)考慮傾向于確定該曲率的小翼設(shè)計的已知方法形成對比，本發(fā)明認(rèn)識到，小翼的曲率可以被修改以改進(jìn)機(jī)翼/小翼中的結(jié)構(gòu)載荷。

該曲率可以被修改用來在使用期間在小翼和機(jī)翼之間提供更平滑的應(yīng)力分布。具有第一曲率的小翼可以具有根據(jù)本發(fā)明的第一方面中的小翼的曲率。該曲率可以通過改變第一距離上的曲率半徑的減小速 率被修改。該曲率可以通過改變第三距離上的曲率半徑的增加速率被修改。

將理解，參考本發(fā)明的一方面描述的任何特征同樣適用于本發(fā)明的任何其它方面，并且反之亦然。

附圖說明

現(xiàn)在將參考所附示意圖僅通過例子的方式描述本發(fā)明的實施例，其中：

圖1是根據(jù)本發(fā)明的第一實施例的小翼和機(jī)翼的示意圖。

具體實施方式

圖1示出機(jī)翼1的1/4弦線和從前視圖(即，在豎直平面中，垂直于航空器縱向軸線(未示出))向上延伸的小翼3。機(jī)翼1/4弦線以細(xì)線被示出，并且小翼1/4弦線以較粗的線被示出。

小翼具有常規(guī)的翼剖面(未示出)。小翼的前緣是機(jī)翼的前緣的延續(xù)，并且小翼的尾緣是機(jī)翼的尾緣的延續(xù)。

該1/4弦線是限定機(jī)翼和小翼相對其扭曲的線。這個1/4弦線用于限定小翼的曲率。該曲率在下面被更詳細(xì)地描述。

根據(jù)第一實施例，小翼3在從其內(nèi)端部5延伸到其外端部7時具有變化的曲率半徑R。小翼的曲率半徑可以分解成四個區(qū)域，每一個區(qū)域與相鄰的區(qū)域融合。

從內(nèi)端部5向外分析小翼，存在第一區(qū)域(區(qū)域1)，該第一區(qū)域沿小翼從內(nèi)端部5延伸第一距離d₁到第一部位9。在區(qū)域1中，小翼的曲率根據(jù)歐拉螺線變化。因此，曲率半徑R＝k₁/d，其中k₁是常數(shù)并且d是沿螺線的距離。在這個實施例中，距離d從小翼3的內(nèi)端部5處的起始點(diǎn)向外地(在圖1中用箭頭標(biāo)記)被測量。因此，曲率半徑在內(nèi)端部(d＝0)處是無窮大(即，存在零曲率)，并且曲率半徑沿小翼3沿第一距離d₁減小。

從第一部位9到第二部位11，曲率半徑是不變的，如圖1中的圓 15的弧13所示。這個恒定曲率區(qū)域(標(biāo)記的區(qū)域2)的長度d₂是相對于相鄰區(qū)域(區(qū)域1和3)的長度d₁+d₃較小的(大約3％)。在一些其它實施例(未示出)中，這個區(qū)域可以為零長度。

從第二部位11到第三部位17(區(qū)域3)，曲率半徑在距離d₃上增加。在區(qū)域3中，小翼的曲率隨著沿向內(nèi)方向測量的沿該曲線的距離也根據(jù)歐拉螺線變化。因此，曲率半徑R＝k₂/d，其中k₂是常數(shù)并且d是沿該螺線的距離(向內(nèi)測量，在圖1中用箭頭標(biāo)記)。在這個實施例中，距離d從小翼3上的第三部位17處的起始點(diǎn)被測量。因此，曲率半徑在第三部位17(d＝0)處是無窮大(即，零曲率)。

第四且最后的區(qū)域(區(qū)域4)從第三部位17延伸到小翼3的外端部7。這個區(qū)域是從第三部位17的相對小的平面延伸。

在本發(fā)明的第一實施例中，區(qū)域1和3的長度d₁和d₃是相同的。然而，在本發(fā)明的其它實施例中，該長度可以是不同的。在第一實施例中，常數(shù)k₁和k₂也是相等的，但在其它實施例中，這些常數(shù)不必需要是相同的，并且區(qū)域1和3中的曲率可以是不同的。

圖1中示出的小翼已經(jīng)被發(fā)現(xiàn)在結(jié)構(gòu)上且在空氣動力學(xué)上是特別有利的。特別地，區(qū)域1中的曲率使得在平面的機(jī)翼1和小翼3之間存在相對平緩的曲線。這傾向于減輕連接處的震動形成。此外，區(qū)域1-3的彎曲形狀已經(jīng)被發(fā)現(xiàn)用來在使用期間實現(xiàn)小翼3和翼尖1中的相對平滑的應(yīng)力分布。

在本發(fā)明的其它實施例(未示出)中，區(qū)域1和/或3中的曲率根據(jù)方程R＝k₁/dⁿ變化。然而，不同于歐拉螺線(n＝1)，0.5<n<l或l<n<1.5使得小翼具有其它曲率變化。

圖1中的小翼3使用新穎方法被設(shè)計，其中當(dāng)確定小翼曲率時考慮應(yīng)力分布。該方法包括以下步驟：

(i)產(chǎn)生配合到機(jī)翼的小翼的計算機(jī)模型，該小翼具有第一曲率；

(ii)模擬在使用期間機(jī)翼的端部和小翼中的應(yīng)力分布；和

(iii)修改第一距離d₁上的小翼的曲率。顯然，該曲率被修改用來在使用期間平滑化小翼和機(jī)翼之間的應(yīng)力分布。將這個用作迭代方 法，具有導(dǎo)致改善的應(yīng)力分布的曲率的小翼被獲得。

雖然本發(fā)明已經(jīng)參考特別實施例被描述且示出，但本領(lǐng)域技術(shù)人員將理解，本發(fā)明適用于在這里沒有特別示出的許多不同變化。如果在前述描述中提及具有已知的，顯然的或可預(yù)見的等同物的整體或要素，則這種等同物在這里被并入如同被單獨(dú)地闡明。應(yīng)當(dāng)參考權(quán)利要求以便確定本發(fā)明的真實范圍，本發(fā)明的真實范圍應(yīng)當(dāng)被解釋成包括任何這種等同物。讀者也將理解，被描述為優(yōu)選的，有利的，方便的等等的本發(fā)明的整體或特征是任選的并且不限制獨(dú)立權(quán)利要求的范圍。