CN102762454A - 用于飞行器的空气动力学辅助面的装置 - Google Patents

Abstract

一种空气动力学辅助面装置，该装置设计成设置在飞机的下侧并且还具有纵轴线（32）和至少一个空气动力学辅助面（20），其中空气动力学辅助面（20）侧向偏置于纵轴线（32）定位，并且其中空气动力学辅助面（20）设计成在由空气迎流时产生涡流。由此，能够抵消由飞机的造形所引起的涡流，使得能够提高飞机的方向稳定性并且能够降低空气动力学阻力。

Description

用于飞行器的空气动力学辅助面的装置

相关申请参考

本申请要求在2010年2月19日递交的、申请号为61／306,187的美国临时专利申请以及在2010年2月19日递交的申请号102010008623.1的德国专利申请的优先权，它们的内容通过参引并入本文。

技术领域

本发明涉及一种用于飞行器的空气动力学辅助面的装置。特别地，本发明涉及一种用于飞机的空气动力学辅助面的装置、具有至少一个空气动力学辅助面的飞机以及这种空气动力学辅助面在飞机上的应用。

背景技术

为了降低燃料消耗并且为了改善飞行特性，不同类型的飞行器通常具有空气动力学优化的形状。在此，具有相对高的巡航速度的飞行器通常具有相当长的形状，然而同时还存在下述飞行设备，所述飞行设备尽管要达到的巡航速度相对较高然而具有在空气动力学上没有针对全部方面优化的形状。在运输机中有时可能是这种情况，所述运输机除了运输功能之外还必须满足于货舱的尤其容易的可进入性并且例如具有带有闸板的拉高的机身尾部，使得大体积的货物、车辆等能够容易地带入到飞机机身中。这种飞机部分地具有下述起落架，所述起落架在本来的机身的侧向设置在朝向外部的起落架整流罩之下。这种在机身下侧的向外拱出的形状在本领域还以源自造船领域的术语“舷侧突出部”来表示。

在具有拉高的机身尾部的运输机中，在飞行中在机身尾部区域中通常形成具有相对高强度的两个明显的主涡流。如果飞机附加地具有上述伸到气流中的舷侧突出部，那么形成附加的、例如相反于已经提出的两个主涡流旋转的涡流，这与主涡流结合导致复杂的涡流系统。由此的直接结果尤其能够是方向稳定性的变差和本身空气动力学阻力的升高。

US 5,069,402示出具有拉高的机身尾部的运输机，其中在拉高的机身尾部的下侧，将涡流发生器设置在通过主涡流加载的区域中，以便降低运输机的空气动力学阻力。

发明内容

本发明的目的是，提出一种装置，借助所述装置能够改善飞行器的方向稳定性。本发明的另一目的能够在于，附加地降低飞行器的空气动力学阻力。

根据独立权利要求的特征提出一种用于飞行器的空气动力学辅助面的装置、空气动力学辅助面在飞行器上的应用和一种飞行器。本发明的改善形式从从属权利要求中得出。

所描述的实施例同样地涉及空气动力学辅助面装置、应用和飞行器。换而言之，在下面例如关于空气动力学辅助面提到的特征也能够转用于应用或者转用在飞行器中，并且反之亦然。

根据本发明的实施形式，提出一种空气动力学辅助面的装置，所述装置具有纵轴线以及侧向偏置于纵轴线的至少一个空气动力学辅助面。空气动力学辅助面设计成在被空气迎流时产生涡流。该装置还设计成设置在飞行器的下侧。

换而言之，借助根据本发明的装置而提出，产生下述涡流，所述涡流例如积极地影响在飞行器机身处出现的主涡流和可能通过起落架整流罩或者飞行器机身的其他的部件引起的空气涡流。由此不仅能够改善方向稳定性而且还能够降低空气动力学的空气阻力。术语“侧向偏置”限定为：空气动力学辅助面没有与根据本发明的装置的纵轴线重合，而是与之间隔。如果根据本发明的装置定位在飞行器的下侧，那么空气动力学辅助面例如能够位于飞行器的右半部或者左半部中并且与延伸通过飞行器的纵轴线的垂直的平面间隔开。

由此，在没有普遍在构造上改变飞行器的情况下以极其简单的方式可行的是，通过将空气动力学辅助面的根据本发明的装置定位在飞行器的下侧，来明显改善飞行器的空气动力学特性。例如运输机的、导致运输机产生涡流的整体构造的附加特性能够保持不变，其中还能够同时地实现显著地改善空气动力学特性。

根据一个有利的实施形式，空气动力学辅助面的指向下游的一侧与指向上游的一侧相比具有距根据本发明的装置的纵轴线的不同的距离。由此，在用空气流加载期间、例如在通过根据本发明的装置进行装备的飞行器的飞行期间将空气偏转远离纵轴线。这可引起能够在下游与其他的涡流接触的涡流，所述其他的涡流例如为在飞行器的下侧的主涡流或者复杂的涡流系统，或者与在飞行器后的尾涡接触。在适当地设计和定位根据本发明的装置的情况下，能够将涡流抵消并且空间地转移，这不仅能提高飞行器的方向稳定性而且还降低飞行器的空气动力学阻力。在空气动力学辅助面和根据本发明的装置的纵轴线之间的角度例如能够为5°至30°。

在一个有利的实施形式中，根据本发明的装置具有相对于根据本发明的装置的纵轴线对称设置的多个空气动力学辅助面，以便避免额外的偏航力矩并且因此防止所需要的方向舵偏转。

在本发明的一个有利的实施形式中，空气动力学辅助面构造成，使得辅助面的指向下游的一侧与指向上游的一侧相比进一步延伸到绕根据本发明的装置流动的空气流中。因此，通过空气动力学辅助面得出的涡流形成极其协调地进行，因为避免了突然的横截面转变或者轮廓转变，该横截面转变或者轮廓转变导致了不稳定的并且可能不可预见的涡流形成。

在一个尤其有利的实施形式中，根据本发明的装置具有两对、三对、四对、五对或者更多对的彼此对称设置的空气动力学辅助面，所述空气动力学辅助面成组地定位在根据本发明的装置的彼此对置的两侧处。通过提高空气动力学辅助面的数量而能够相对不充分地实现空气动力学辅助面必要地延伸到空气流中以产生期望的效果。因为同时随着所述空气动力学辅助面延伸还降低在各个辅助面上的空气动力学力作用，所以能够同时将空气动力学辅助面的必要的厚度较小地确定，此外，固定部必须同样仅承受更低的力。

在此需要注意的是，在使用多对空气动力学辅助面时，不必强制等间距地设置各组相邻的辅助面。根据使用根据本发明的装置的飞机的构造和类型还能够有意义的是，使得辅助面彼此间的距离随着相对于装置的纵轴线的距离变大而增加或者降低。

在一个有利的实施形式中，空气动力学辅助面基本上构造为三角形的。然而，这不必排除对辅助面的各个棱边或者角进行倒圆。所述形状能够极其容易地制造，这表现为低的制造成本和配件成本。

在一个同样有利的实施形式中，空气动力学辅助面是平的并且具有平面的形状，使得能够实现尤其容易的制造并且能够通过相对于空气流的纵轴线或者局部的流动向量的迎角来调节涡流形成。

在另一有利的实施形式中，空气动力学辅助面构成为镰刀形的，使得能够进行协调的气流偏转并且因此能够进行协调的并可尤其良好预设的涡流形成。空气动力学辅助面例如能够具有前缘，所述前缘的在该处的切线平行于在该处的气流向量地定向，而辅助面具有倾斜于在前缘处的该处气流向量地延伸的切线。

在同样优选的实施形式中，空气动力学辅助面是扭转的，即空气动力学辅助面延伸到空气流中越长，在前缘和/或后缘处的该处切线相对于指向前缘的空气流的该处气流向量的角度就更大或者更小地变化。原则上，已知例如来自涡轮喷气式发动机的涡轮叶片的类似的形状。

根据本发明的一个有利的实施形式，空气动力学辅助面具有对称的轮廓。

此外优选的是，为了降低直接的制造成本而由金属材料制成空气动力学辅助面。

同样地，还能够使用任何其他的适合飞行的材料，只要其能够在飞行期间通常的负荷的情况下承受出现的力、力矩、温度差和压力差，其中选择观点能够在于低的特定密度。例如，提及复合纤维材料、弹性体、硬质体、纤维金属层压材料等形式的复合材料。

根据本发明的一个实施形式，弹性地构成所述材料，使得降低在飞机下侧的底部接触时损害的危险。

同时能够有利的是，可调节地形成空气动力学辅助面的定向、例如其相对于装置纵轴线的角度。这不仅能够通过借助于工具手动地调节来实现而且还能够通过执行器来实现。在后者情况下提供，根据飞行参数通过控制单元调节空气动力学辅助面，使得例如与在更低的飞行速度的情况下相比在更低的飞行速度的情况下调节更大的角度。同样能够根据飞行器的迎角调节角度。

此外，提出一种具有拉高的机身尾部的飞行器，在所述机身尾部的下侧设置具有上述特征的根据本发明的装置。有利的是，将根据本发明的装置固定在下侧的下述位置处，所述位置位于机身尾部的下侧的向上弯折部之前，这就是说位于向上弯折部的上游。这种定位的优点在于，能够相对于已知的涡流发生器显著地提高空气动力学辅助面的效应，因为辅助面没有直接地位于主涡流中，使得能够涡流产生难以预测。因此在根据本发明的飞行器中，空气动力学辅助面产生涡流，所述涡流与首先在下游形成的主涡流混合或者影响所述主涡流。

优选地，将在根据本发明的飞行器上的根据本发明的装置设计成，使得空气动力学辅助面产生涡流，所述涡流影响主涡流的空间上的延伸并且影响主涡流在根据本发明的飞行器之后的位置，使得在飞行器上形成更低的干扰作用。因此，根据飞行器的、机身尾部下侧角度的和其他参数的具体设计例如能够导致，通过空气动力学辅助面形成的涡流、如相应地跟随在下游的主涡流具有相同的旋转方向，然而在z方向上与根据本发明的飞行器进一步间隔开。由此，能够限制或降低主涡流在z方向和y方向上的延伸，这对于根据本发明的飞行器的方向稳定性起到积极影响。

这能够基于以下：在根据本发明的飞行器中的主涡流有助于提高机身尾部区域的涡流强度或者涡度，这尤其在T形尾翼构型的情况下能够导致尾翼的诱发的侧风加载，根据本发明的飞行器可能通过所述侧风加载而被迫侧滑或者一般情况下趋向不平稳的偏航运动。主涡流在飞行器的z轴线方向上越强烈地向下偏转，涡度就能够显示为越大并且主涡流就越强烈地获得尾翼的诱发的侧风加载，这以更强烈的效果对飞行器的方向稳定性产生影响。与主涡流的旋转方向同方向运动的、通过空气动力学辅助面形成的并且在z方向上分布在主涡流之下的涡流的有针对性的导入能够至少部分地抵消这种效应。

如果飞行器还具有至少一个起落架整流罩，那么在舷侧凸出部的下侧提供根据本发明的装置的定位，其中所述起落架整流罩没有齐平地集成在机身中，而是按照舷侧突出部的形式在机身下侧处从机身中凸出。在数值研究中以及在风洞试验中能够观察到，通过舷侧突出部形成的涡流具有相反于主涡流的旋转方向的旋转方向。这在当前提及的复杂的涡流系统中能够导致，通过舷侧突出部涡流的作用而在飞行器的z方向上使主涡流偏转，即远离根据本发明的飞行器向下偏转。然而，由此与没有舷侧突出部的构造相比倾向于提高涡度，这导致方向稳定性变差。

根据本发明，附加的涡流在直接的、非间接的周围环境中通过空气动力学辅助面流入到起落架整流罩的涡流中并且至少部分地抵消所述涡流，通过这种方式不仅能够影响通过飞行器本身形成的主涡流而且还能够影响通过舷侧突出部形成的涡流，从而使得空气动力学辅助面的根据本发明的装置应该设计成，使得部分地或者完全地抵消至少通过舷侧突出部形成的涡流。由此，在机身尾部和设置在其上的尾翼的区域中能够降低通过舷侧突出部涡流引起的涡度的提高，并且因此提高方向稳定性。

关于此点需要指出，由于舷侧突出部涡流引起的方向稳定性的变差不适用于根据本发明的飞行器的全部迎角。在拉高的机身尾部的底侧相对于迎流所形成的迎角相对小的情况下可能会出现相反的效果，其中，舷侧突出部涡流部分地抵消主涡流，并且例如通过在执行器辅助情况下调节到相对于流动的中性的位置中，对这种迎角取消空气动力学辅助面的应用。

在同样有利的实施形式中，平行于飞行器的纵轴线设置附加的空气动力学辅助面，以便实现方向稳定性的额外的改善。

如之前已经描述，通过空气动力学辅助面能够改善方向稳定性并且降低空气动力学阻力，而在此不必在飞机方面进行额外的准备。

附图说明

从下面的对附图中实施例的描述中得出本发明的其他的特征、优点和应用可能性。在此，全部描述的和/或图示出的特征也与其在各个权利要求或引用关系方面的组成无关地以其本身和任意的组合的形式形成本发明的主题。在附图中，相同的附图标记还代表相同的或者类似的对象。

图1示出具有拉高的机身尾部和与机身分离的起落架整流罩的飞机的三维图。

图2a和2b示出在根据本发明的飞机的底侧上的空气动力学辅助面。

图3a至3i示出风洞模型的下侧或者空气动力学辅助面装置的不同的实施形式，所述风洞模型具有在其下侧的空气动力学辅助面。

图4a至4d示出不同的空气动力学辅助面，而图4e示出可通过执行器调节的辅助面。

图5示出用于调节空气动力学辅助面的方法。

图6示出具有拉高的机身尾部和至少一个固定在其上的根据本发明的装置的飞机的外形。

具体实施方式

图1示出飞机2的三维图，所述飞机具有两个与飞机机身4分离的并且以舷侧突出部的形式构成的主起落架整流罩6和8。所述飞机2的特殊性为下述事实：机身尾部10没有笔直地向下游终止，而是被拉高并且因此部分地伸入到飞机2的绕流中。

通过拉高的机身尾部10形成主涡流12和14，并且通过起落架整流罩6和8形成还称作“舷侧突出部涡流”16和18的副涡流。所述主涡流和副涡流12至18的相互作用极其复杂，并且与传统的、笔直地向下游终止的飞机机身相比，能够导致飞机2的阻力的升高以及导致方向稳定性的变差。

根据本发明的装置的目的是，所述装置至少部分地消除对空气动力学品质的影响，以便降低空气阻力并且改善方向稳定性。

因此，在图2a和2b中示出空气动力学辅助面20的根据本发明的装置，所述空气动力学辅助面设置在飞机2的下侧22处。示例地，空气动力学辅助面20具有三角形形状，其中与指向上游的一侧26相比，指向下游的、即指向飞机2的尾部的一侧24进一步从飞机2的下侧22延伸到空气流中。通过示出空气流动向量的箭头“v”表明空气流的方向。

空气动力学辅助面20的纵向伸展不平行于飞机2的纵轴线28地延伸，而是相对于此倾斜地延伸。在此，指向下游的、即指向尾部的一侧24与指向上游的一侧26相比距离纵截面的远近不同。这意味着，空气流在穿流空气动力学辅助面时侧向地偏转，这导致涡流形成。示例地，能够在飞机纵轴线28的平行线和空气动力学辅助面20的指向下游的一侧的切线之间提供5°-30°的角度。

在示出的附图中，两个辅助面20彼此间隔地设置并且彼此平行地定向。通过倍增辅助面20能够加强涡流形成和/或能够在保持期望的涡流形成的情况下降低辅助面的大小，这能显著地降低对于各个辅助面的制造要求。

尽管示出具有三角形形状的空气动力学辅助面20，然而所述三角形形状不是必需的。空气动力学辅助面20还能够部分地弯曲，这在下面的附图4a至4c中进一步地描述。

空气动力学辅助面20不必强制地固定集成在飞机2的下侧，而是还能以附加结构元件的形式加装在飞机2的下侧。

图3a示出风洞模型30，所述风洞模型具有带有两对空气动力学辅助面20的根据本发明的装置，所述辅助面彼此间隔地相对于风洞模型30的纵轴线32对称地设置。优选的是，在飞机下侧的一侧上应用多个空气动力学辅助面20的情况下，所述空气动力学辅助面彼此平行地或者不平行地定向，使得在相邻的辅助面20之间没有出现干涉效应，所述干涉效应代替阻力降低而能够导致飞机的阻力附加地升高。

在图3b至3i中，仅示例地而不要求完整性地示出空气动力学辅助面20的多种装置，所述空气动力学辅助面以相对于纵轴线33不同的角度、以距纵轴线33不同的距离并且以相对彼此不同的角度、相对彼此不同的距离来设置。通过调节辅助面20相对于纵轴线33的角度能够影响由此产生的涡流具有什么样的旋转方向。同时地，能够通过数量、距离和一般情况下的布置确定所产生的涡流场的强度和宽度。

图4a示出各个空气动力学辅助面20的侧视图和俯视图。辅助面20的指向上游的一侧26能够尖地或者倒圆地构成，而轮廓能够对称地构成。

在图4b中示出空气动力学辅助面34的不同的视图，所述空气动力学辅助面具有弯曲的棱边36，所述棱边伸入到飞机2的气流中。所述辅助面34的轮廓还能够是对称的，以便引起尽可能少的空气动力学固有损耗。

图4c示出任意的空气动力学辅助面38的轮廓的俯视图，所述空气动力学辅助面不倾斜于飞机纵轴线地延伸，而是具有曲线的形状。由此，能够相对协调地并且有效地产生涡流。

图4d示出扭转的空气动力学辅助面40，所述空气动力学辅助面在朝向飞行器的机身的面和背离飞行器的机身的面之间具有优选处于5°至30°的范围内的角度。

图4e示出空气动力学辅助面42，所述空气动力学辅助面通过示意地示出的执行器44以可主动旋转的方式安装。

整体上示出的辅助面20和34在它们伸入到气流中的前缘处和/或在它们的后缘处具有相对于迎流向量v的角度，所述角度大于0°并且优选位于5°至30°的范围内。在轮廓38为弯曲的或者曲线的情况下，后缘的切线具有这种相对于迎流向量v的角度。

风洞模型的试验已经证明，将这种空气动力学辅助面20、34安装在后部的舷侧突出部下侧能够在大约0°的滑行角度的滑行范围内将方向稳定性提高+15%并且在巡航中提供2.5×10^-5的阻力下降（c_W值减小）。

图5示意地示出一种方法，其中例如通过计算单元获取46当前处于何种飞行状态。从例如数据记录与空气动力学辅助面的试验确定的有利的位置的比较中来调节48空气动力学辅助面。空气动力学辅助面的瞬时角度的接下来的检测50能够反馈到方法中。由此，能够确保根据本发明的飞行器或者根据本发明的装置总是实行对涡流系统的最佳影响。

最后，图6示出根据本发明的飞机52的外形的侧视图，其中飞机52在下侧54处在机身弯折部55的上游具有一个或多个根据本发明的装置56，所述装置分别包括两个或更多空气动力学辅助面58。在该附图中由于侧视图而仅能够识别唯一的辅助面58。

示例地，在后部区域处，装置56设置在侧向地设置在飞机机身上的两个舷侧突出部60处并且产生涡流62，所述涡流在飞行时延伸到在飞机52之后的区域中。通过舷侧突出部60还形成舷侧突出部涡流64。通过在机身尾部的区域中向上定向的机身弯折部55附加地形成主涡流66，所述主涡流由于反向旋转的舷侧突出部涡流64而导致在机身尾部的区域中的提高的涡度并且因此导致到垂直尾翼67上的提高的诱发的侧风。通过飞机52在飞机弯折部55之前装备有以一个或多个根据本发明的装置56形式的空气动力学辅助面能够部分地抵消舷侧突出部涡流64，使得整个复杂的涡流系统的涡度降低并且提高方向稳定性。

替选地，空气动力学辅助面还能够设置在飞机52的固有的机身处，这就是说，没有直接地设置在舷侧突出部60处，而是设置在飞机52的下侧54在舷侧突出部60之间。此外，将辅助面设置在更上游也是可行的，如通过举例示出的根据本发明的装置68和70所示。

补充地，需要指出的是，“具有”不排除其他元件或者步骤，并且“一个”排除多个。此外需要指出的是，参考上述实施例描述的特征还能够与其他上面描述的实施例的其他特征组合使用。在权利要求中的附图标记不能视为限制。

附图标记列表

2   飞机

4   机身

6   起落架整流罩

8   起落架整流罩

10  机身尾部

12  主涡流

14  主涡流

16  舷侧突出部涡流

18  舷侧突出部涡流

20  辅助面

22  下侧

24  指向下游的一侧

26  指向上游的一侧

28  纵轴线

30  风洞模型

32  纵轴线

34  辅助面

36  棱边

38  辅助面

40  辅助面

42  辅助面

44  执行器

46  获取

48  调节

50  检测

52  机身

54  下侧

55  机身弯折部

56  装置

58  辅助面

60  舷侧突出部

62  涡流

64  舷侧突出部涡流

66  主涡流

67  尾翼

68  装置

70  装置

权利要求书(按照条约第19条的修改)

1.飞行器，所述飞行器具有带有机身弯折部（55）的机身（10、52）、在所述机身（10、52）上的至少一个指向外部的舷侧凸出部（60）和至少一个在所述机身弯折部（55）上游定位在所述至少一个舷侧凸出部（60）的下侧（22）的空气动力辅助面（20、34、38、40、42、58）的装置，所述装置具有：

-纵轴线（28、32、33），

-至少一个空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58），

其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）侧向偏置于所述纵轴线（28、32、33）地定位，并且

其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）设计成在被空气迎流时产生涡流。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）的指向下游的一侧（24）与指向上游的一侧（26）相比具有距所述装置的所述纵轴线（28、32、33）的不同的距离。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器，所述装置具有相对于根据本发明的所述装置的所述纵轴线（28、32、33）对称地布置的多个空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）。

4.根据上述权利要求之一所述的飞行器，其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）构造成，使得所述辅助面的指向下游的侧（20、34、38、40、42、58）与指向上游的侧（26）相比进一步延伸到绕流所述装置的空气流中。

5.根据上述权利要求之一所述的飞行器，所述飞行器具有两对、三对、四对、五对或更多对彼此对称设置的空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58），所述空气动力学辅助面成组地定位在根据本发明的所述装置的彼此对置的两侧处。

6.根据上述权利要求之一所述的飞行器，其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）具有选自下述形状的形状：

-三角形；

-镰刀形；

-矩形；

-正方形；

-圆弓形。

7.根据上述权利要求之一所述的飞行器，其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）是平的并且具有平面的形状。

8.根据权利要求1至6之一所述的飞行器，其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）是扭转的。

9.根据上述权利要求之一所述的飞行器，所述飞行器还具有平行于所述纵轴线设置的、附加的空气动力学辅助面。

10.根据上述权利要求之一所述的飞行器，其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）具有对称的轮廓。

11.根据上述权利要求之一所述的飞行器，其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）由选自下述材料的材料制成：

-金属材料；

-纤维复合材料；

-纤维金属层压材料；

-弹性体；

-硬质体。

12.在飞行器的机身上的向外指向的舷侧突起部的下侧上的空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）的应用，以用于提高飞行器的方向稳定性。

Claims (14)

1.空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）的装置，所述装置设计成设置在飞机的下侧，所述装置具有

-纵轴线（28、32、33），

-至少一个空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58），

其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）侧向偏置于所述纵轴线（28、32、33）地定位，并且

其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）设计成在被空气迎流时产生涡流。

2.根据权利要求1所述的装置，其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）的指向下游的一侧（24）与指向上游的一侧（26）相比具有距根据本发明的所述装置的所述纵轴线（28、32、33）的不同的距离。

3.根据权利要求1或2所述的装置，所述装置具有相对于根据本发明的所述装置的所述纵轴线（28、32、33）对称地布置的多个空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）。

4.根据上述权利要求之一所述的装置，其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）构造成，使得所述辅助面的指向下游的侧（20、34、38、40、42、58）与指向上游的侧（26）相比进一步延伸到绕流根据本发明的所述装置的空气流中。

5.根据上述权利要求之一所述的装置，所述装置具有两对、三对、四对、五对或更多对彼此对称设置的空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58），所述空气动力学辅助面成组地定位在根据本发明的所述装置的彼此对置的两侧处。

6.根据上述权利要求之一所述的装置，其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）具有选自下述形状的形状：

-三角形；

-镰刀形；

-矩形；

-正方形；

-圆弓形。

7.根据上述权利要求之一所述的装置，其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）是平的并且具有平面的形状。

8.根据权利要求1至6之一所述的装置，其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）是扭转的。

9.根据上述权利要求之一所述的装置，所述装置还具有平行于所述纵轴线设置的、附加的空气动力学辅助面。

10.根据上述权利要求之一所述的装置，其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）具有对称的轮廓。

11.根据上述权利要求之一所述的装置，其中所述空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）由选自下述材料的材料制成：

-金属材料；

-纤维复合材料；

-纤维金属层压材料；

-弹性体；

-硬质体。

12.飞机，所述飞机具有带有机身弯折部（55）的机身（10、52）和在所述机身弯折部（55）的上游定位在所述机身的下侧（22）的至少一个根据权利要求1至11之一所述的装置。

13.根据权利要求12所述的飞机，所述飞机在所述机身（10、52）处还具有至少一个向外指向的舷侧突出部（60），其中在所述舷侧突出部（60）的下侧设置至少一个根据权利要求1至11之一所述的装置。

14.在飞行器的下侧的空气动力学辅助面（20、34、38、40、42、58）的应用，以用于提高飞机的方向稳定性。

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