CN103025608B - 翼尖装置 - Google Patents

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Abstract

一种用于固定到机翼(401)外侧端的翼尖装置，该机翼限定了翼面，该翼尖装置包括：上部翼状元件(404)和下部翼状元件(407)；上部翼状元件相对于翼面向上突出并且具有后缘，下部翼状元件相对于上部翼状元件固定并且具有翼根弦(412)和后缘(417)，下部翼状元件的翼根弦与上部翼状元件相交，下部翼状元件从相交处向下突出，其中，上部翼状元件比下部翼状元件大，下部翼状元件的后缘与上部翼状元件的后缘(416)在相交处毗邻，其中，上、下部翼状元件之间的、在相交处的夹角小于或等于160度。还公开了一种带有该翼尖装置的机翼、一种带有该机翼的飞机、一种将该翼尖装置装配到或改装到机翼上的方法、一种改进现有机翼装置的方法、以及一种带有该翼尖装置的机翼的操作方法。

Description

翼尖装置
技术领域
本发明涉及一种用于固定到机翼外侧端的翼尖装置。还涉及一种带有该翼尖装置的机翼、一种带有该机翼的飞机、一种将该翼尖装置装配到或改装到机翼上的方法、一种改进现有翼尖装置的方法、以及一种带有该翼尖装置的机翼的操作方法。
背景技术
将翼尖装置连接到机翼外侧端上可以减小机翼上的诱导阻力。例如在飞机机翼的情况下，这样将会提高燃料效率、降低碳排放量。翼尖装置具有各种结构形式。
小翼是一种从翼尖伸展的翼状元件。小翼可从翼尖向上或向下伸展。题名为“翼端安装的小翼的设计方法及选定的高亚音速风洞试验结果(A Design Approach and Selected Wing-Tunnel Results at HighSubsonic Speeds for Wing-Tip Mounted Winglets)”的文章(该篇文章于1976年出版，报告号为NASA TN D-8260，作者为Whitcomb，R.T)描述了一种翼尖装置，该翼尖装置具有位于上部小翼(从翼尖向上伸展)前方的下部小翼(从翼尖向下伸展)。这些翼尖装置的尺寸如题名为“小翼对理想翼形的诱导阻力的影响(Effect of Winglets on theInduced Drag of Ideal Wing Shapes)”的这篇文章所介绍(该篇文章于1980年出版，报告号为NASA T M 81230，作者为RT Jones和TALasinski)。
翼尖翼刀是翼尖装置的一种特殊结构形式，其在翼尖上方和下方垂直伸展。美国专利文献号US 4,714,215描述了一种翼尖翼刀。
翼尖装置的另一个实例是非平面的翼尖延伸部分，即，其延伸到该翼尖延伸部分所连接的机翼的翼面之外。小翼可以被认为是非平面翼尖延伸部分的一种特殊实例。美国专利文献US 2002/0162917中描述了一种非平面的翼尖延伸部分，所述延伸部分具有连续增加的局部上反角曲率、连续增加的(前缘和后缘二者处的)后掠角以及在外侧方向上连续减小的翼弦。
小翼可包括基本为平面的部分，该基本为平面的部分通过弯曲的过渡部分连接到翼尖上以形成融合式小翼，如美国专利文献US5,348,253中所述的那样。过渡部分的曲率半径不变。据报道这种特殊的接合方式可减小翼尖处的干扰阻力影响。
可供选择地，小翼可包括基本为平面的部分，该基本为平面的部分通过非平面的翼尖延伸部分连接到翼尖，如专利文献WO2008/061739中所述的那样。非平面的翼尖延伸部分在外侧方向上的局部上反角曲率增加。据报道，与半径不变的过渡部分相比，这种翼尖延伸部分可进一步减小干扰阻力影响。
翼尖装置的另一个实例是基本上为平面的翼尖延伸部分，如美国专利文献US6,089,502中所述的倾斜翼尖，其基本上不伸展到翼面之外。倾斜翼尖能实现与小翼相似的减阻性能。
由于例如机场兼容机位限制或飞机种类飞行约束而导致的飞机翼展约束意味着：可能需要采用小翼或非平面的翼尖延伸部分而不是采用倾斜翼尖来降低机翼上的诱导阻力。因为小翼(更一般地，小翼以及非平面翼尖延伸部分)延伸到它们所连接的机翼的翼面之外，因而能实现有效地增加机翼展弦比(这会降低机翼上的涡流诱导阻力)，而不会显著增加翼展。
传统上通过最优化飞机在可应用翼展约束的地面形态(燃料满负载)中的翼展来解决翼展约束问题。但是，由于飞行期间气动弹性效应致使翼形弯曲，最终飞行形态下的翼展通常减小，因而不再是最优。因而，传统方法性能不足。随着更广泛使用相对易弯曲的机翼来减小结构重量，这种问题变得更明显，与更刚硬的设计相比，这易于造成在气动载荷下机翼弯曲的增加。
发明内容
本发明的第一方面提供了一种用于固定到机翼外侧端上的翼尖装置，该机翼界定了翼面，该翼尖装置包括：上部翼状元件，该上部翼状元件相对于翼面向上突出并具有后缘；以及，下部翼状元件，该下部翼状元件相对于上部翼状元件固定并具有翼根弦和后缘，下部翼状元件翼根弦与上部翼状元件相交，下部翼状元件从相交处向下突出；其中，上部翼状元件比下部翼状元件大，下部翼状元件的后缘与上部翼状元件的后缘在相交处毗邻，其中，上部翼状元件和下部翼状元件之间的、在所述相交处的夹角小于或等于160度。
本发明的第二方面提供了一种机翼，该机翼具有外侧端和根据第一方面的翼尖装置，该翼尖装置固定到机翼的外侧端上。
本发明的第三方面提供了一种飞机，该飞机具有根据第二方面的机翼。
本发明的第四方面提供了一种将翼尖装置装配到或改装到机翼上的方法，该方法包括将根据第一方面的翼尖装置固定到机翼外侧端。
本发明的第五方面提供了一种改进翼尖装置的方法，该翼尖装置固定到或用于固定到机翼外侧端，机翼限定了翼面，现有翼尖装置包括上部翼状元件，该上部翼状元件相对于翼面向上突出并具有后缘，该方法包括：提供下部翼状元件，使该下部翼状元件比上部翼状元件小并具有翼根弦和后缘；将下部翼状元件固定到所述上部翼状元件，以使得，下部翼状元件的翼根弦与上部翼状元件相交，下部翼状元件从相交处向下突出，下部翼状元件的后缘与上部翼状元件的后缘在所述相交处毗邻，上部翼状元件和下部翼状元件之间的、在所述相交处的夹角小于或等于160度。
本发明的第六方面提供了一种操作机翼的方法，该机翼具有固定到机翼外侧端上的翼尖装置，该机翼界定了翼面，该翼尖装置包括：上部翼状元件，该上部翼状元件相对于翼面向上突出并具有后缘；以及，下部翼状元件，该下部翼状元件相对于上部翼状元件固定并具有翼根弦和后缘，下部翼状元件翼根弦与上部翼状元件相交，下部翼状元件从相交处向下突出，其中，上部翼状元件比下部翼状元件大，下部翼状元件的后缘与上部翼状元件的后缘在相交处毗邻，其中，上部翼状元件和下部翼状元件之间的、在相交处的夹角小于或等于160度；该方法包括，使机翼承受气动载荷以使翼形经历气动弹性变形至某状态，在该状态中，机翼的弯曲引起翼尖装置绕翼根旋转，从而使得：与上部翼状元件的尖端相比，下部翼状元件的尖端在翼展方向上更进一步地向外侧伸展。
本发明的优点在于：下部翼状元件起到至少抵消一部分翼展减少量的作用，所述翼展减小是由于飞行形态下气动弹性变形所致；同时，仍可使上部翼状元件和下部翼状元件最优化，以满足地面形态下的任何可应用的翼展约束。已经表明：在仅具有上部翼状元件(如小翼)的翼尖装置上增加下部元件可让机翼/翼尖装置组合结构上的总阻力大致进一步降低1.9％，相对于仅设置有上部元件的情况相比，涡流阻力可进一步降低25％至40％。
使上部元件的后缘与下部元件的后缘接近吻合对于避免尾流扰动效应至关重要。上部元件的后缘与下部元件的后缘不需要完全吻合，但是必须毗邻以避免在相交处一个元件的尾流影响另一元件上方的气流。
上部翼状元件和下部翼状元件在相交处的夹角是重要的，这样下部元件能使飞行形态中的翼展增加。由于要考虑到将相交处的干扰效应降低到最小，因而可以对下部元件的倾斜角(即，竖直x-z平面与该元件之间的夹角)进行最优化以便在飞行形态中获得最大翼展增量。请注意：翼尖翼刀的竖直的上、下部元件之间的夹角大致为180度，因而下部元件在飞行形态下所提供的翼展增量忽略不计。
上部翼状元件比下部翼状元件大。下部翼状元件的元件平面形状的面积比上部翼状元件的平面形状的面积的大约25％还要小。请注意：在不同于机翼平面形状区域平面的平面上观察每个元件的平面形状面积。下部元件的平面形状面积可以为了输送所需的翼展载荷并同时使巡航粘性阻力造成的不利影响降到最低而被设计，以提供良好的低速高升力性能。地面净高度限制可能会限制下部元件的尺寸。
下部翼状元件相对于上部翼状元件固定。翼尖装置相对于机翼固定。本发明不涉及可移动式翼尖装置，因为可移动式翼尖装置通常比固定装置要重，这会抵消有益性能。另外，对于可移动式翼尖装置而言，解决翼展约束问题在某种程度上并不重要。
翼面和下部翼状元件之间的夹角可至少为110度。因而下部元件从机翼外侧端向外侧伸展，机翼下部面和下部元件之间的干扰效应能降到最低。
上部翼状元件和下部翼状元件之间的、在相交处的夹角至少为80度，优选至少为90度。这有助于将上部元件和下部元件在相交处的干扰效应降到最低。
下部翼状元件可以基本上为平面。
可供选择地，下部翼状元件基本上是非平面。特别地，下部元件的翼可扭转，如翼负扭转。下部元件在翼展方向上可具有从根部到尖端增加的的下反角曲率。
下部元件相对于竖直x-z平面可具有束角。
下部元件可具有后掠角。特别地，下部元件可具有后掠前缘。下部元件前缘的后掠角类似于上部元件前缘的的后掠角。
上部翼状元件可包括基本为平面的部分。
在一个实施例中，上部翼状元件可以基本为平面。上部元件可以是小翼。
在另一个实施例中，上部翼状元件可以包括基本为平面的部分和弓形过渡部分，过渡部分适于使机翼外侧端平滑地融合到上部翼状元件的基本为平面的部分。上部元件可以是融合式小翼。过渡部分的曲率半径可以不变。融合式结构有助于降低翼尖处的干扰阻力效应。
在另一个实施例中，上部翼状元件可以包括基本为平面的部分和非平面的弯曲的翼尖延伸部分，所述延伸部分适于将机翼外侧端平滑地融合到上部翼状元件的基本为平面的部分。所述上部元件可以是通过非平面的翼尖延伸部分而被融合到机翼的小翼。非平面的翼尖延伸部分在外侧方向上具有增加的局部上反角曲率。与带有半径不变的过渡部分的融合式小翼相比，翼尖延伸部分有助于进一步降低干扰阻力。
上部翼状元件可以是基本非平面的弯曲的翼尖延伸部分。该延伸部分具有连续增加的局部上反角曲率、连续增加的(前缘和后缘二者处的)后掠角以及在外侧方向上连续减小的翼弦。
上部翼状元件的翼可从根部到尖端扭转，例如翼负扭转。
上部翼状元件相对于竖直x-z平面具有束角。
上部翼状元件具有后掠角。特别地，上部元件具有后掠前缘。上部元件前缘的后掠角类似于下部元件前缘的后掠角。
下部翼状元件和上部翼状元件之间的相交位置可位于机翼的外侧端。
可供选择地，下部翼状元件和上部翼状元件之间的相交位置可位于机翼外侧端的外侧。这是特别有益的，因为上部元件可以平滑地融合到机翼的外侧端。在这种情况下，相交位置可以位于上部元件的下部表面上。
下部元件的翼根弦可仅沿上部元件在相交处的局部翼弦的一部分伸展。
当飞机位于地面且机翼由于燃料满载而向下偏斜时，与上部翼状元件的尖端相比，下部翼状元件的尖端在翼展方向上可以不更进一步地向外侧伸展。这样，上、下部元件的尖端都例如位于机位边界上。
当飞机在地面上且机翼由于燃料满载而向下偏斜时，下部翼状元件的尖端的翼展范围可基本上等于上部翼状元件的尖端的翼展范围。可供选择地，当上部元件的尖端的翼展显著小于机位边界时，下部翼状元件的尖端的翼展范围可以大于上部翼状元件的尖端的翼展范围。
当飞机飞行时，由于机翼形状的气动弹性变形，与上部翼状元件的尖端相比，下部翼状元件的尖端在翼展方向上更进一步地向外侧伸展。
附图说明
现在将参照附图描述本发明的实施例，附图如下：
图1示出了带有上部小翼的现有飞机机翼，图中示出了机翼处于a)地面形态、和b)飞行形态；
图2示出了图1中的局部A，图中示出了在地面上时的翼展边界以及在气动载荷下由于机翼变形所致的翼展减小量；
图3示出了根据第一实施例的飞机机翼/翼尖装置，该装置具有平坦的上部小翼和平坦的下部小翼，图中示出了a)处于地面形态，和b)处于飞行形态，还示出了飞行形态下由下部元件获得的翼展增量；
图4详细示出了根据第一实施例的飞机机翼/翼尖装置(处于地面形态)；
图5和6用图示出了第一实施例中由于下部元件所导致的阻力的进一步减小；
图7示出了根据第二实施例的飞机机翼/翼尖装置(处于地面形态)，该装置具有平面的上部小翼和非平面的下部小翼；
图8示出了根据第三实施例的飞机机翼/翼尖装置(处于地面形态)，该装置具有融合式上部小翼和平面的下部小翼；
图9示出了根据第四实施例的飞机机翼/翼尖装置(处于地面形态)，该装置具有上部小翼和平面的下部小翼(尽管也可使用非平面的下部小翼)，上部小翼通过非平面的翼尖延伸部分而被融合到机翼；以及
图10示出了第四实施例的机翼/翼尖装置的透视图；
图11示出了第四实施例的机翼/翼尖装置的平面图；
图12示出了根据第五实施例的飞机机翼/翼尖装置，该装置具有非平面的(上部)翼尖延伸部分和平面的下部小翼；以及
图13示出了第五实施例的翼尖装置的透视图。
具体实施方式
图1示出了现有的飞机机翼1，该飞机机翼1具有内侧翼根2和外侧翼尖3。机翼1的外侧端3固定有包括向上伸展的小翼4的翼尖装置。图1中示出的机翼1处于a)地面形态(即，此时飞机在地面上且机翼中燃料满载)、和b)飞行形态(即，机翼由于空气动力负荷而变形)
图2示出了图1中的局部A，虚线5表示施加到飞机上的翼展约束，例如由于机场兼容机位限制或飞机类别的飞行约束所造成的翼展约束。翼展界限5可应用于图2a)所示的地面形态。图2b)示出了飞行形态下由于机翼变形而产生的翼展减小量6。翼展减小量6可以高达大约3％。
图3示出了根据第一实施例的飞机机翼101，其具有平面的上部小翼104和平面的下部小翼107。上部小翼104固定到机翼101的外侧端103。机翼101限定了翼面108。上部小翼104相对于翼面108向上突出。上部小翼104具有尖端109和根部110。下部小翼具有尖端111和根部112。下部小翼翼根弦112与上部小翼104相交，下部小翼107从该相交处向下突出。上部小翼104和下部小翼107均具有前缘和后缘，两小翼的后缘在相交处毗邻。图3a示出了处于地面形态的机翼101，此状态中上部小翼104的尖端109和下部小翼107的尖端111均位于翼展边界105处。图3b示出了处于变形的飞行形态的机翼101，示出了由于上部小翼104而导致的潜在翼展减小量106是如何通过由下部小翼107获得的翼展增量113而被降低的。由于下部小翼107而获得的翼展增量113大致为2％。
图4更详细地示出了第一实施例中的飞机机翼101。将下部小翼107的尺寸和方向设定为：使得在飞行形态中翼展增量达到最大，并且同时使在下部小翼107和上部小翼104之间的相交处的干扰效应最小。另外，要考虑地面和下部小翼107的尖端111之间的离地净高度G。因而最终的几何结构使得上部机翼元件和下部机翼元件之间的夹角大致为132°、并且翼面108和下部小翼107之间的夹角大致为128°。下部小翼107的小翼平面形状的面积大致为上部小翼104的小翼平面形状的面积的20％。下部小翼107相对较小的尺寸使巡航时粘性阻力导致的不利影响最小的同时输送所需的最优翼展负载。
图5和6用图示出了增加下部小翼元件107后对机翼101的升力和涡流阻力特性的影响。图5和6中，带有圆形标记的线表示参考机翼，参考机翼对应于其尖端靠近所施加的翼展边界并且不带任何翼尖装置的机翼101。带有十字形标记的线表示仅具有上部小翼元件104的机翼101(小翼104的尺寸如题名为“小翼对理想翼形的诱导阻力的影响”的这篇文章所介绍，该篇文章于1980年出版，报告号为NASA TM 81230，作者为RT Jones和TA Lasinski)；带三角形标记的线表示具有上部小翼元件104和下部小翼元件107这两者的机翼101。图5表示升力系数和阻力系数(CL，CD)之间的关系，图5表明：与参照机翼和仅具有上部小翼元件的机翼相比，带有上部小翼元件104和下部小翼元件107这两者的机翼101的升阻比得到了改善。图6表明：相对于仅具有上部小翼元件104的机翼而言，由于增加了下部小翼元件107，在中等巡航重量升力系数(CL＝0.5)的情况下，阻力大致减少1.9％。下部小翼元件107使涡旋阻力可进一步大致降低25％至40％。
图7示出了根据第二实施例的飞机机翼201，飞机机翼201具有平面的上部小翼204和非平面的下部小翼207。小翼201限定了翼面208，上部小翼204相对于翼面208向上突出。上部小翼204固定到机翼201的外侧端203。下部小翼207具有翼根弦212，翼根弦212与上部小翼204相交。下部小翼207从相交处向下突出。上部小翼204具有尖端209和根部210。下部小翼207具有尖端211，在翼展方向上，尖端211与尖端209均位于翼展边界205处。上部小翼204和下部小翼207均具有前缘和后缘，两小翼的后缘在相交处毗邻。图7中示出机翼201处于地面形态，此形态下需强制遵守翼展边界205的约束限制。
下部小翼207的局部下反角曲率从根部212到尖端211增加。下部小翼207具有前束角或后束角以使翼尖装置的低速性能最优。
机翼201的翼尖装置已被最优化，以使在飞行气动载荷下翼展增量最大化，同时使下部小翼207和机翼201的下部表面之间的干扰效应、以及上部小翼204和下部小翼207之间的干扰效应最小化。最终的最优几何结构使得上部小翼204和下部小翼207之间的夹角大致为120°、翼面208和下部小翼207之间的夹角大致为138°。在飞行形态中，与机翼101的下部小翼107相比，下部小翼207会使翼展增量更大，这主要是因为：下部小翼207从根部212到尖端211的高度增加，并且下部小翼207具有挠性而在飞行载荷下变直。
图8示出了根据第三实施例的飞机机翼301，飞机机翼301具有融合式上部小翼304和平面的下部小翼307。机翼301具有外侧端303，融合式上部小翼304固定到外侧端303。上部小翼304具有尖端309和根部310。上部小翼304通过其根部端310固定到机翼301的外侧端303。上部小翼304具有基本为平面的部分314和弓形的过渡部分315。过渡部分315适于使机翼301的外侧端303平滑地融合到所述基本为平面的部分314。弓形的过渡部分315的曲率半径R基本不变。
下部小翼307固定到上部小翼304的过渡部分315的下部表面。下部小翼具有尖端311和根部312。下部小翼307的翼根弦与上部小翼304相交，下部小翼从相交处向下突出。上部小翼304和下部小翼307均具有前缘和后缘，两小翼的后缘在相交处毗邻。过渡部分315有助于降低基本是平面的部分314和机翼301之间的干扰效应。
上部小翼304的尖端309与下部小翼307的尖端311在竖直x-z平面中基本上均位于翼展边界305位置处。上部小翼304和下部小翼307之间的、在相交处的夹角大致为84°。优选地，该夹角至少为80°以避免上部小翼304和下部小翼307之间的干扰效应。因为相交位置位于融合式过渡部分315的下部表面上，因而该夹角是通过测量所述过渡部分的下部表面的切面和下部小翼307之间的角度而测得的。翼面308和下部小翼307之间的夹角大致为125°。上部小翼304的基本是平面的部分314相对于竖直x-z平面的倾斜角大致为7°至15°。
下部小翼元件307的元件平面形状的面积大致为上部小翼元件304的平面形状的面积的25％。尽管下部小翼307大致是平面，但是下部小翼307的翼可从根部312至尖端311略微扭转。另外或可供选择地，下部小翼307可具有前束角或后束角以使低速性能最优。类似地，上部小翼304可略微扭转，并且上部小翼304可具有前束角或后束角。下部小翼307具有后掠角，特别地其前缘后掠。上部小翼304也后掠，并且具有后掠前缘和后掠后缘。
如果在离地净高度限制允许范围内，那么可用类似于参照图7所述的非平面小翼元件取代下部小翼元件307。
图9示出了飞机机翼/翼尖装置组合结构，其包括机翼401、融合式上部小翼404和平面的下部小翼407。机翼401具有外侧端部403并限定了翼面408。上部小翼404包括基本为平面的部分414和融合式过渡部分415。过渡部分415使机翼401的外侧端403平滑地融合到上部小翼404的基本是平面的部分414。过渡部分415是非平面的弯曲的翼尖延伸部分，所述延伸部分具有连续增加的局部上反角曲率、连续增加的(前缘和后缘二者的)后掠角以及在外侧方向上连续减小的翼弦。与图8所示的融合式上部小翼304相比，非平面的弯曲翼尖的延伸部分415提高了上部小翼404的减阻性能。
上部小翼404具有根部410和尖端409。上部小翼404的基本为平面的部分414相对于竖直x-z平面的倾斜角大致为7°。基本为平面的下部小翼407固定到上部小翼404的非平面的弯曲翼尖延伸部分415的下部表面。下部小翼407具有尖端411和根部412。下部小翼407的翼根弦与上部小翼404相交，下部小翼从相交处向下突出。
上部小翼404和下部小翼407之间的、在相交处的夹角大致为86°。因为相交位置位于上部小翼404的非平面的弯曲的翼尖延伸部分415的下部表面上，因而通过在相交处与非平面的弯曲的翼尖延伸部分415的下部表面相切的局部表面测得所述夹角。该夹角优选大于80°以避免上部小翼404和下部小翼407之间的干扰效应。翼面408和下部小翼之间的夹角大致为124°。上部小翼404的尖端409与下部小翼407的尖端411基本上均位于竖直x-z平面中的翼展边界405的位置处。
图10和11分别示出了第四实施例的机翼/翼尖装置组合结构的透视图和平面图。尤其从图10可看出，上部小翼404的后缘416、下部小翼407的后缘417在相交处基本上毗邻。后缘416，417充分接近，从而自下部小翼407的尾流基本上不会干扰上部小翼404上方的气流。上部小翼404具有后掠的前缘418，下部小翼407也具有后掠的前缘419。上部小翼404的后缘416后掠，下部小翼407的后缘417也后掠。
在图11中，该平面图(即，x-y平面的俯视图)示出了上部小翼404是如何“遮蔽”下部小翼407的至少一部分的。这是因为上部小翼404的尖端409和下部小翼407的尖端411均位于竖直x-z平面中。如图10最清楚所示，下部小翼407的翼根弦412在相交处占据了上部小翼404的局部翼弦的仅一部分。由于后缘416，417几乎吻合，因而下部小翼407的前缘419明显位于上部小翼404的前缘418之后。
图12示出了根据第五实施例的飞机机翼/翼尖装置组合结构，其包括带有翼尖装置的机翼501，翼尖装置包括上部的非平面的翼尖延伸部分504和下部的平面小翼507。机翼501具有外侧端503并限定了翼面508。非平面的翼尖延伸部分504具有根部510和尖端509并通过其根部510固定到机翼501的外侧端503。非平面的弯曲的翼尖延伸部分504具有连续增加的局部上反角曲率、连续增加的(前缘518和后缘516二者的)后掠角以及在外侧方向y上连续减小的翼弦。
非平面的弯曲的翼尖延伸部分504从根部510到尖端509显然是非平面的。尖端509与竖直x-z平面形成了大致为8°的倾斜角。下部小翼507具有尖端511和根部512，其翼根弦与非平面的弯曲的翼尖延伸部分504相交，下部小翼507从相交处向下突出。非平面的翼尖延伸部分504和下部小翼507之间的、在相交处的夹角大致为82°。该夹角是测量下部小翼507和在相交位置处与非平面的弯曲的翼尖延伸部分504的下部表面相切的局部表面之间的夹角而测得的。翼面508和下部小翼507之间的夹角大致为126°。非平面的弯曲的翼尖延伸部分504的尖端509和下部小翼507的尖端511均基本上位于竖直x-z平面中的翼展边界506位置处。
图13示出了根据第五实施例的翼尖装置的透视图，该图清楚示出：非平面的弯曲的翼尖延伸部分504的后缘516与下部小翼507的后缘517在相交处基本吻合。非平面的弯曲的翼尖延伸部分504和下部小翼507二者都具有后掠角，各前缘、后缘516，517，518，519均具有各自的后掠角。
下部小翼507可以仅基本上为平面，可以具有如下特征，即：其翼从根部到尖端扭转，并且下部小翼具有相对于自由气流的前束角或后束角。类似地，非平面的弯曲的翼尖延伸部分504可具有如下特征，即：其翼扭转，并且所述延伸部分具有相对于自由气流的前束角或后束角。如果在地面净高度限制允许范围内，可以用类似于参照图7所述的基本非平面的弯曲小翼取代下部小翼507。
上面参照图7至13所描述的第二至第五实施例均示出了处于地面形态的各机翼/翼尖装置组合结构。由于飞行期间机翼上存在气动载荷，机翼变形将会引起翼尖装置绕翼根旋转，从而与上部机翼元件的尖端相比，下部翼状元件的尖端在翼展方向上更进一步地向外侧伸展。因而，与仅具有上部翼状元件的翼尖装置的各方案相比，具有下部翼状元件的各方案中均会使翼展增加。
上面的第一至第五实施例中所述的翼尖装置可装配到、或改装到没有翼尖装置的飞机机翼外侧端上，或作为现有翼尖装置的取代装置。另外，可将作为改装件的下部翼状元件提供给仅具有上部翼状元件的现有翼尖装置以形成根据本发明的翼尖装置。
尽管上面已经参照一个或更多个优选实施例描述了本发明，但是将理解为：在不脱离所附权利要求书限定的本发明范围的情况下，可进行各种改变或改进。

Claims (14)

1.一种机翼，其具有外侧端和固定到机翼外侧端的翼尖装置，该机翼限定了翼面，该翼尖装置包括：
上部翼状元件，该上部翼状元件相对于翼面向上突出并且具有后缘；以及，
下部翼状元件，该下部翼状元件相对于上部翼状元件固定并且具有翼根弦和后缘，
其中，所述翼尖装置相对于机翼固定，
其中，所述上部翼状元件包括基本为平面的部分和弓形的过渡部分，该弓形的过渡部分适于使机翼外侧端平滑地融合到上部翼状元件的基本为平面的部分；
其中，下部翼状元件基本上是平面，
其中，下部翼状元件的翼根弦与上部翼状元件的所述弓形的过渡部分相交，使得下部翼状元件和上部翼状元件之间的相交位置位于机翼外侧端处；
其中，下部翼状元件从所述相交位置处向下突出，
其中，上部翼状元件比下部翼状元件大，下部翼状元件的后缘与上部翼状元件的后缘在所述相交位置处毗邻，以及
其中，上部翼状元件和下部翼状元件之间的、在所述相交位置处的夹角小于或等于160度。
2.根据权利要求1所述的机翼，其中，下部翼状元件的元件平面形状的面积比上部翼状元件的元件平面形状的面积的25％小。
3.根据权利要求1所述的机翼，其中，所述翼面和下部翼状元件之间的夹角至少为110度。
4.根据权利要求1所述的机翼，其中，上部翼状元件和下部翼状元件之间的、在相交位置处的夹角至少为80度。
5.根据权利要求1-4之一所述的机翼，其中，下部翼状元件具有后掠角。
6.根据权利要求1-4之一所述的机翼，其中，上部翼状元件具有后掠角。
7.一种飞机，其具有根据权利要求1的机翼。
8.根据权利要求7所述的飞机，其中，当飞机在地面上且机翼由于燃料满负载而向下偏斜时，与上部翼状元件的尖端相比，下部翼状元件的尖端在翼展方向上并未更进一步向外侧伸展。
9.根据权利要求8所述的飞机，其中，当飞机在地面上且机翼由于燃料满负载而向下偏斜时，下部翼状元件的尖端的翼展范围基本上等于上部翼状元件的尖端的翼展范围。
10.根据权利要求8或9所述的飞机，其中，在地面形态下机翼的翼展范围基本等于机场兼容机位的范围。
11.根据权利要求8或9所述的飞机，其中，当飞机飞行时，由于机翼形状的气动弹性变形，使得与上部翼状元件的尖端相比，下部翼状元件的尖端在翼展方向上更进一步地向外侧伸展。
12.一种将翼尖装置装配到或改装到机翼上的方法，该方法包括将翼尖装置固定到机翼外侧端以提供根据权利要求1-6之一所述的机翼。
13.一种改进翼尖装置的方法，所述翼尖装置固定到或用于固定到机翼外侧端，所述机翼限定了翼面，现有翼尖装置包括上部翼状元件，该上部翼状元件相对于翼面向上突出并且具有后缘，所述上部翼状元件包括基本为平面的部分和弓形的过渡部分，该弓形的过渡部分适于使机翼外侧端平滑地融合到上部翼状元件的基本为平面的部分；
该方法包括：提供下部翼状元件，该下部翼状元件比上部翼状元件小且具有翼根弦和后缘且下部翼状元件基本上是平面；该方法还包括将下部翼状元件固定到上部翼状元件以使得下部翼状元件的翼根弦与上部翼状元件的所述弓形的过渡部分相交，且使得下部翼状元件和上部翼状元件之间的相交位置位于机翼外侧端处；其中，下部翼状元件从所述相交位置处向下突出；下部翼状元件的后缘与上部翼状元件的后缘在所述相交位置处毗邻；所述翼尖装置相对于机翼固定；上部翼状元件和下部翼状元件之间的、在所述相交位置处的夹角小于或等于160度。
14.一种操作机翼的方法，该机翼具有固定到机翼外侧端的翼尖装置，该机翼限定了翼面，该翼尖装置包括：
上部翼状元件，该上部翼状元件相对于翼面向上突出并且具有后缘；以及，
下部翼状元件，该下部翼状元件相对于上部翼状元件固定并且具有翼根弦和后缘，
其中，所述翼尖装置相对于机翼固定；
其中，所述上部翼状元件包括基本为平面的部分和弓形的过渡部分，该弓形的过渡部分适于使机翼外侧端平滑地融合到上部翼状元件的基本为平面的部分；
其中，下部翼状元件基本上是平面，
其中，下部翼状元件的翼根弦与上部翼状元件的所述弓形的过渡部分相交，使得下部翼状元件和上部翼状元件之间的相交位置位于机翼外侧端处；
其中，下部翼状元件从所述相交位置处向下突出，
其中，上部翼状元件比下部翼状元件大，下部翼状元件的后缘与上部翼状元件的后缘在所述相交位置处毗邻，
其中，上部翼状元件和下部翼状元件之间的、在所述相交位置处的夹角小于或等于160度；
该方法包括，使机翼承受气动载荷以使机翼形状经历气动弹性变形至某状态，在该状态中，机翼的弯曲引起翼尖装置绕翼根旋转，从而与上部翼状元件的尖端相比，下部翼状元件的尖端在翼展方向上更进一步地向外侧伸展。
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