CN104144853A - 机翼的翼尖装置和具有这种翼尖装置的机翼 - Google Patents

Abstract

一种用于机翼（T；10a、10b）的翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8），该翼尖装置具有内端（E1）和外端（E2），并且其中翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的局部反角从内端（E1）到外端（E2）增大或者减小，该翼尖装置具有压力侧流动表面（U-W）以及吸力侧流动表面（P-W），其中至少两个辅助翼段（100；101、102、103）布置在翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）上，并在所有情况下从翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的流动表面伸出，并且其中辅助翼段（100；101、102、103）在所有情况下形成有与翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的表面接合的接合面（q0）；该接合面彼此间隔地定位，以及具有这种翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的机翼（T）。

Description

机翼的翼尖装置和具有这种翼尖装置的机翼

本申请要求申请日均为2011年7月14日的德国专利申请第DE102011107251.2号以及美国临时申请第61/507,689号的优先权，该两个申请的全部内容通过引证方式整体结合于此。

本发明涉及机翼的翼尖装置，并且也涉及具有这种翼尖装置的机翼。

从WO08-061739A中，具有翼尖装置的机翼是已知的技术。通常具有递增的翼载荷的减阻的梯度随着翼尖装置的高度的递增而减小，所以递增翼尖装置的高度不是有效的。

本发明的目的是提供翼尖装置，并且也提供具有这种翼尖装置的机翼，使用该翼尖装置，具有递增的翼载荷的减阻的梯度能够以特别有利的方式配置。

这个目的用独立权利要求的特征实现。实施方式的其他形式在从属于独立权利要求的从属权利要求中说明。

发明性的翼尖装置通常可以附接至航空器的机翼或者机翼状构件。该机翼状元件（其在下文中被简写为“机翼”）可以是机翼、水平尾翼（tailplane）、稳定器、或者也可以是鸭翼(canard)，其中机翼的后掠（sweep）可以是正的（positve）或者负的(negative)。与已知技术的翼尖装置相比，通过发明性的翼尖装置的解决方案（所述翼尖装置附接至机翼、或者具有至少两个辅助翼段的主小翼、或者辅助翼部件、或者辅助小翼、或者设置在机翼上的附加小翼），能够减小飞行操作期间的整个翼尖装置的气动阻力和/或能够减小作用在整个翼尖装置上的载荷。发明性的翼尖装置可以减小在与机翼的结构设计有关的飞行条件下出现的载荷。因而辅助翼段的长度明显小于翼尖装置的长度，并且特别地小一半。用这种方法，通过翼尖装置上的至少两个辅助翼段的数量和/或尺寸和/或方位和/或位置的优化和匹配，作为气动载荷的结果，能够实现比机翼或者翼尖装置上的递增载荷的梯度更大的减阻梯度。

可通过翼尖装置上的至少两个辅助翼段的数量和/或尺寸和/或方位和/或位置的匹配和优化而优化具有发明性的翼尖装置的机翼（即，发明的翼尖装置），其中在无需在机翼翼尖装置的总阻力上具有任何特别作用的情况下，能够特别实现给定翼载荷下的总阻力的减小和/或由于外部气动载荷的翼尖装置载荷的减小和/或翼载荷的减小，并且上述减小能够以目标化的并且有利的方式调节。特别地，就这一点而言，以下所述的可以被实现：

·由于气动载荷而发生的翼尖装置上和/或机翼上的加载和/或载荷分布的减小，和/或

·在飞行操作的期间翼尖装置的和/或机翼的阻力的减小，或者

·通过发明性的解决方案，整个翼尖装置的阻力的减小和载荷的效果之间的有利折衷。

根据实施方式的一个实例，辅助翼段在形式、尺寸、位置以及方位上被如此设置在翼尖装置上，使得与没有辅助翼段的翼尖装置相比，翼尖装置上的辅助翼段在飞行操作期间仅仅在阻力上施加相对小的影响，但是在翼尖装置附接至其上的整个机翼上的全局载荷分布上施加了相当大的影响。

如果本发明的解决方案被应用到具有相对低刚度的机翼上，它是特别有利的，因为此时发明性地设置的辅助翼段在全局载荷分布上的影响是特别有利的。由于随着相应辅助翼段的配置和方位而变的气动载荷的进一步发展，辅助翼段有助于机翼上的载荷重新分布。

特别地，在对阻力方面感兴趣的稳态巡航飞行的情况下和在对于结构的尺寸感兴趣的演习飞行（flight manoeuvres，特技飞行）的期间发生的增大的挠曲之间在机翼挠曲上的差异，被本发明的解决方案利用。通过本发明的辅助翼段，在这些飞行条件中调节机翼上的局部加载和载荷分布是可能的，使得发生在机翼上的最大载荷被减小并且因此能够建造具有更低的重量的机翼。

根据本发明的一个方面，翼尖装置被提供用于机翼，该机翼具有内端和外端并且其中翼尖装置的局部反角（dihedral angle，二面角）从内端至外端地增加或者减小，相对于假定的主入射流方向具有压力侧流动表面和吸力侧流动表面。根据本发明，提供布置在翼尖装置上的至少两个辅助翼段，该至少两个辅助翼段从翼尖装置的流动表面伸出并远离该流动表面。辅助翼段因此被配置和设置在翼尖装置上使得它们以预先确定的方式产生作用在翼尖装置上、并且因此也作用在翼尖装置附接至其上的机翼上的载荷。

根据本发明的实施方式的一个形式，至少一个辅助翼段、或者两个辅助翼段，被布置在翼尖装置上，以使得辅助翼段与翼尖装置的附接区域，即辅助翼段和翼尖装置之间的接合面，主要地位于指向翼尖装置的局部厚度方向的相应流动表面（其在下文中也可以被称为吸力表面）上或者位于指向远离翼尖装置的局部厚度方向的流动表面（其在下文中也可以被称为压力表面）上。

特别地，对于沿YZ平面穿过翼尖装置的段，提供了至少一个辅助翼段，该至少一个辅助翼段被布置在翼尖装置的通常具有凸曲率的那个侧上。因为机翼的翼展增加，并且用这种方法可以减小引起的阻力，所以实施方式的这个形式对于空气动力学原因是特别有利的。特别地，翼尖装置可以被配置成使得翼尖装置的局部反角从内端到外端连续地增大或者减小。可替换地，也可以提供，例如在纵向方向上的一些段中，具有平面轮廓的翼尖装置。

根据翼尖装置的实施方式的一个发明形式，特别地可以提供：

·至少两个辅助翼段布置在翼尖装置上，在每种情况下所述至少两个辅助翼段从翼尖装置的流动表面伸出远离该流动表面，并且

·在每种情况下辅助翼段均形成有与翼尖装置的表面的接合面；这些接合面被彼此间隔地定位。

根据翼尖装置的实施方式的一个发明的形式，提供的每对接合面之间的分隔距离是两个辅助翼段中较短那个的长度的至少1.5倍。

特别地，可以提供的是，在辅助翼段的布置中，辅助翼段中的一个布置在通常具有凸曲率的外侧上，即整体而言从第一端到第二端具有凸曲率，在一些中间段中具有可能的偏差。因此，特别地可以提供的是，对于沿YZ平面穿过翼尖装置的段，至少一个辅助翼段布置在翼尖装置的通常具有凸曲率的那个侧上。根据本发明的实施方式的一个有利的形式提供的是，另外的辅助翼段设置在翼尖装置的通常是凸的外侧上。

根据翼尖装置的实施方式的一个发明的形式，可以提供的是，辅助翼段沿局部翼尖装置坐标系的厚度方向延伸。

根据翼尖装置的实施方式的另外的发明的形式，可以提供的是，辅助翼段的中央平面相对于局部翼尖装置坐标系的局部厚度方向以小于30度的角度倾斜。

根据翼尖装置的实施方式的另外的发明的形式，可以提供的是，特别地，发明地定义的辅助翼段的局部中央平面，在辅助翼段的长度的直至85%的区域内，相对于局部翼尖装置坐标系的局部厚度方向以小于30度的角度倾斜。

也根据翼尖装置的实施方式的发明的形式，可以提供的是，辅助翼段的一侧的表面面积小于翼尖装置的表面面积的30%，或者具体地，小于翼尖装置的发明地定义的中央平面的表面面积的30%。可替换地或者另外地，可以提供的是，辅助翼段的表面面积大于翼尖装置的表面面积的5%，或者大于翼尖装置的中央平面的表面面积的5%。

根据翼尖装置的实施方式的另外的发明的形式，提供的是，与在翼尖装置或者主翼的表面上的相应点成直角的辅助翼段的长度小于机翼的半翼展的5%。

也根据翼尖装置的实施方式的发明的形式，提供的是，与在翼尖装置或者主翼的表面上的相应点成直角的辅助翼段的长度是机翼的半翼展的1.0%的最小值。

根据翼尖装置的实施方式的另外的发明的形式，提供的是，辅助翼段的厚度等于或者小于翼尖装置的附接有辅助翼段的点处的局部厚度。

根据翼尖装置的实施方式的另外的发明的形式，提供了发明的辅助翼段的配置，使得辅助翼段的第一端和外端之间的长度是辅助翼段的最大弦的至少两倍大。

根据翼尖装置的实施方式的另外的发明的形式，提供的是，辅助翼段的锥度具有范围在0.3和0.8之间的值，其中辅助翼段的锥度被限定成，当从它的内端处观察时在辅助翼段的总长度的10%处的局部翼弦与从它的内端处观察时在辅助翼段的总长度的85%处的局部翼弦之比。

根据翼尖装置的实施方式的另外的发明的形式，提供的是，辅助翼段的相对厚度在6%和15%之间，其中特别地相对厚度被限定成，在辅助翼段中整体上存在的最大厚度与相同横截面区域（最大厚度存在于其中）处的辅助翼段的相关的轮廓弦相比。因此轮廓弦被限定成辅助翼段的相应横截面区域q的最大宽度，并且厚度被限定成在辅助翼段的相同横截面区域q中发生的、与轮廓弦的线成直角处的最大局部厚度或者高度，即，在相应横截面区域q中，在彼此相对地定位的轮廓外表面之间或者轮廓线之间存在的最大间隔距离。辅助翼段的最大厚度因此是在横截面区域q中整体上存在的最大局部厚度或者高度。

根据辅助翼段的轮廓弦的可替换的发明的定义，这是辅助翼段的横截面区域q的边界曲线上的两个点之间的直线的长度，其中边界曲线上的这两个点以如下方式设置，所述方式即，使得它们的分隔距离与平面q的边界曲线上的任何其他可能的定位的点相比是最大值。横截面区域q的弦向方向沿着这条线延伸。最大厚度被限定成与相同的横截面区域的弦向方向成直角测量的、横截面区域的边界曲线的最大分隔距离。

根据翼尖装置的实施方式的另外的发明的形式，提供的是，辅助翼段的配置是如此的，使得辅助翼段在它的第一端处的弦与翼尖装置在局部翼尖装置坐标系的弦向方向上的弦相比，处于20%至80%之间的范围内，其中翼尖装置的弦是在局部翼尖装置坐标系的厚度方向经过辅助翼段的第一端的那个点处的翼尖装置的那个弦。

根据本发明的另外的方面，机翼设置有根据本发明的翼尖装置。

根据机翼的实施方式的发明的形式，至少一个发明性地配置的辅助翼段被额外地设置在主翼上。

特别地可以提供的是，布置在该种实施方式的主翼上的发明性辅助翼段的配置是，使得辅助翼段的第一端和外端之间的长度是辅助翼段的最大弦的至少两倍大。

翼尖装置因此可以被配置成使得辅助翼段的锥度具有范围在0.3和0.8之间的值，其中辅助翼段的锥度被限定成当从它的内端观察时在辅助翼段的总长度的10%处的局部翼弦与当从它的内端观察时在辅助翼段的总长度的85%处的局部翼弦之比。

可替换地或者另外地，翼尖装置因此可特别地配置成使得辅助翼段的相对厚度在6%和15%之间，其中相对厚度被限定成，辅助翼段整体上的最大厚度与辅助翼段的轮廓弦之比，其中轮廓弦被限定成辅助翼段的相应横截面区域q的最大宽度，并且最大厚度被限定成在辅助翼段的同一横截面区域q中与轮廓弦成直角处的最大高度。

而且，可替换地或者另外地，翼尖装置因此可特别地配置成使得辅助翼段在它的第一端处的弦向长度与翼尖装置在局部翼尖装置坐标系的弦向方向上的弦向长度之比处于20%至80%之间的范围内，其中翼尖装置的弦向长度是在局部翼尖装置坐标系的厚度方向穿过辅助翼段的第一端的那个点处的翼尖装置的那个弦向长度。

根据翼尖装置的实施方式的发明的形式，提供的是，每对接合面之间的分隔距离是两个辅助翼段中较短那个的长度的至少1.5倍。

根据本发明的另外的方面，机翼也设置有根据实施方式的发明的形式的翼尖装置。

在下文中，将借助于附图描述本发明的实施方式的实例，在附图中：

图1示出了本发明的翼尖装置可以布置在其上的航空器的立体图的示意性表示；但是，这个布置没有表现任何细节，

图2示出了具有根据本发明的翼尖装置和辅助翼段的本发明的机翼的实施方式的实例的外区域的示意性视图，其中该视图示出了当在航空器的纵向方向上观察时航空器的左手侧机翼，并且该视图基于与航空器的纵向方向相反的观察方向而生成，

图3示出了在具有翼尖装置的来自于图2中的本发明的机翼的实施方式的实例的立体图的表示，其中为了图示说明的目的，翼尖装置的外部分以立体图示出为与机翼的其余部分分离并且移开，其中可以看到辅助翼段被布置在根据本发明的翼尖装置上，

图4示出了具有翼尖装置以及两个辅助翼段的本发明的机翼的实施方式的另外的实例的示意性视图，该示意性视图基于与航空器的纵向轴线相反的观察方向生成，其中两个辅助翼段中的每个都被布置在根据本发明的翼尖装置的下侧上，

图5示出了具有根据本发明的翼尖装置以及三个辅助翼段的本发明的机翼的实施方式的另外的实例的外区域的示意性视图，该示意性视图基于与航空器的纵向轴线相反的观察方向生成，其中三个辅助翼段中的两个布置在翼尖装置的下侧上，一个布置在翼尖装置的上侧上，

图6示出了具有根据本发明的翼尖装置以及四个辅助翼段的本发明的机翼的实施方式的另外的实例的外区域的示意性视图，该示意性视图基于与航空器的纵向轴线相反的观察方向生成，其中四个辅助翼段中的每个都布置在翼尖装置的下侧上，

图7示出了具有根据本发明的翼尖装置以及三个辅助翼段的本发明的机翼的实施方式的另外的实例的外区域的示意性视图，该示意性视图基于与航空器的纵向轴线相反的观察方向生成，其中三个辅助翼段中的两个布置在翼尖装置的下侧上，一个布置在翼尖装置的上侧上，

图8示出了具有根据本发明的翼尖装置以及四个辅助翼段的本发明的机翼的实施方式的另外的实例的外区域的示意性视图，该示意性视图基于与航空器的纵向轴线相反的观察方向生成，其中四个辅助翼段中的三个布置在翼尖装置的下侧上，一个布置在翼尖装置的上侧上。

图1示出了具有两个机翼10a、10b的航空器F的实施方式的实例，在两个机翼10a、10b中的每个上都布置了发明的翼尖装置W。图1中标定了与航空器F相关的航空器坐标系KS-F，该航空器坐标系KS-F具有航空器纵向轴X、航空器横轴Y和航空器竖直轴Z。其中当在纵向方向X上观察时的左手侧翼尖装置用参考符号W1表示，而当在纵向方向X上观察时的右手侧翼尖装置用参考符号W2表示。在所有情况下机翼10a、10b具有至少一个副翼，分别为11a和11b。机翼10a、10b可选地在所有情况下均具有各自的多个扰流器12a和12b、前缘缝翼13a、13b和/或后缘襟翼14a、14b。在图1中，仅仅各自的扰流器12a和12b、前缘缝翼13a、13b和/或后缘襟翼14a、14b中的一些被提供了参考符号。此外，航空器F具有竖直尾翼单元20，该竖直尾翼单元20具有至少一个方向舵21。航空器F可选地也可具有水平尾翼单元24，在所有情况下该水平尾翼单元24具有至少一个升降舵25。水平尾翼24也可以被设计为T型尾翼单元或者十字形尾翼单元。

本发明的航空器F也可以具有与图1中表示的航空器F的形状不同的形状。例如，本发明的航空器也可以采用高翼航空器或者飞翼的形式。航空器也可以是具有鸭翼而不是水平尾翼的航空器。例如，机翼可以具有正的扫掠角或者负的扫掠角。

在根据本发明的翼尖装置W的形状的描述中，参考了翼尖装置W的局部坐标系KS-W，该局部坐标系KS-W局部地形成在翼尖装置W的纵向方向L的轮廓上的点处。翼尖装置W的局部坐标系KS-W具有作为轴线的局部翼尖装置翼展方向S-W、局部翼尖装置厚度方向D-以及平行于航空器坐标系KS-F的纵向轴X延伸的局部翼尖装置弦向方向T-W。具体地，在所有情况下，可以特别地基于翼尖装置W的每个点处产生的翼尖装置W的横截面区域中的最小横截面区域而限定这些轴线的定向和翼尖装置W的局部坐标系KS-W的原点，其中局部坐标系KS-W的原点是相应横截面区域产生的平面的形心且位于横截面区域中，并且在所有情况下，局部翼尖装置厚度方向WD和局部翼尖装置弦向方向WT均位于最小横截面区域中。

图2和3示出了本发明的翼尖装置的实施方式的实例，即具有这种翼尖装置的机翼的实施方式的实例。在这些图2和3中，示出了当在航空器的纵向轴X的方向上观察时的左手侧机翼的翼尖装置W。在图3和4中同时标定了航空器坐标系KS-F和主翼H的局部坐标系KS-H，其中翼尖装置W或者W1至W4布置在主翼H上；当从翼尖装置W的翼根向起点观察时，局部坐标系KS-H与具有机翼翼展方向S-T、翼弦向方向T-T和机翼厚度方向D-T的机翼坐标系KS-T相同。

主翼H的（以及因此也是机翼T的）坐标系KS-H是局部坐标系，并且在主翼的所有情况下，均由主翼翼展方向S-H、主翼弦向方向T-H以及主翼厚度方向D-H形成。此外，翼尖装置W的坐标系KS-W是局部坐标系，并且在翼尖装置W的所有情况下均由翼尖装置翼展方向S-W、翼尖装置厚度方向D-W和翼尖装置弦向方向T-W形成。由于这个主翼坐标系KS-H基本上以与翼尖装置坐标系KS-W和机翼坐标系KS-T类似的方式定义，因此几何参数和参考量也可以依据机翼坐标系描述。根据发明的定义，主翼H的局部坐标系KS-H被定向成使得局部翼弦向方向T-H平行于航空器坐标系KS-F的纵向轴X延伸。特别地，在所有情况下，还可以基于在机翼T的每个点处产生的机翼T的横截面区域中的最小横截面区域而定义轴线的定向和机翼T的局部坐标系统KS-T的原点，其中局部坐标系KS-T的原点是相应横截面区域产生的平面的形心并且位于横截面区域中，并且在所有情况下，局部机翼厚度方向D-H和局部翼弦向方向F-H位于最小横截面区域中。

根据可替换的发明的定义，机翼T的局部坐标系KS-H被定向成使得主翼H的坐标系KS-H的翼弦向方向T-H在航空器坐标系KS-F的X方向或者纵向方向上延伸，以及使得主翼H的坐标系KS-H的机翼厚度方向D-H在航空器坐标系KS-F的Z方向或者航空器F的竖直轴线Z的方向上延伸。

翼尖装置W直接地附接至主翼H。彼此邻近地定位的主翼H的表面或者线和翼尖装置W的表面或者线因此可以形成边缘线，即，扭结（kink）。

参考翼尖装置W布置在其上的主翼H的翼展方向S-H，翼尖装置W具有为了形成翼尖装置附接的内端E1和形成翼尖的外端E2，并且翼尖装置在主翼H（即，机翼T）的翼展方向S-H或者S-T上从主翼的最外端（翼尖装置W被附接在该最外端）开始加长了主翼的长度。翼尖装置W具有翼尖装置后缘ET-W、翼尖装置前缘EL-W、翼尖装置上侧S-W以及翼尖装置下侧P-W，在所有情况下均在第一端E1和第二端E2之间延伸。

翼尖装置W也可以具有附接区域或者过渡区域A，翼尖装置W通过该附接区域或者过渡区域附接至主翼H。因而翼尖装置W的第一表面S1-W通过过渡区域A的第一表面或者上侧S1-A附接至主翼H的第一表面或者吸力表面S1-H，并且翼尖装置W的第二表面S2-W通过过渡区域A的第二表面或者下侧S2-A附接至主翼H的第二表面或者压力表面S2-H。在这个情况下，在附接到机翼T以及附接到翼尖装置W的附接区域A中或者在该附接区域A内，邻近彼此定位的表面或者线可以形成边缘线，即，扭结。翼尖装置W的第一表面S1-W和主翼H的第一表面S1-H形成了机翼T的第一侧或者上侧S1-T，并且翼尖装置W的第二表面S2-W和主翼H的第二表面S2-H形成机翼T的第二侧或者下侧S2-T。

在根据具有图2和3中示出的发明的翼尖装置W的机翼T的实施方式的实例的翼尖装置W的实施方式形式中，翼尖装置W具有附接区域或者过渡区域A，该区域A被配置成使得在所有情况下，过渡区域A以及主翼H与过渡区域A之间的过渡以及翼尖装置W、以及它的后缘ET-W和/或它的前缘EL-W和/或沿着翼展方向S-W延伸的翼尖装置W的第一侧S1-W的轮廓线和/或沿着翼展方向S-W延伸的翼尖装置W的第二侧S2-W的轮廓线均可以以连续切线延伸，即，可以没有扭结地形成。“连续切线”的意思是这些线具有的轮廓是如下曲线形状的，即，其可以被数学地微分，其中，如上文中解释的一样，沿相反方向（在所有情况下沿着翼展方向定向）延伸的主翼H或者机翼T、和翼尖装置W的表面的切线在过渡点处彼此相交而没有任何在角度上的不连续。这里措辞“沿着”一个方向（在这里是翼展方向）在上下文中应该被理解为意思是以与这个方向（即，翼展方向）的偏离最大值为45度沿着该方向。

翼尖装置W也可以被形成在它的后缘ET-W处、和/或在它的前缘EL-W处、和/或在沿着翼展方向S-W延伸的翼尖装置W的第一侧S1-W的轮廓线上、和/或在沿着翼展方向S-W延伸的翼尖装置W的第二侧S2-W的轮廓线上，在所有情况下翼尖装置W均具有连续的曲率，即，它们可以被数学地微分两次。

从主翼H的表面到过渡区域A的过渡，也就是说，在这个点处，后缘ET-T、和/或前缘EL-T、和/或沿着翼展方向S-W延伸的第一侧S1-T的轮廓线、和/或沿着翼展方向S-W延伸的第二侧S2-T的轮廓线也能够以具有连续的切线或者连续的曲率的方式形成。

根据实施方式的另外的实例，提供的是，附接区域或者过渡区域A和/或翼尖装置W和/或机翼T与翼尖装置W之间的过渡，并且特别地在这个点或者在各自的区域处后缘ET-T或者ET-W、前缘EL-T或者EL-W、第一侧S1-T或者S1-W和/或第二侧S2-T或者S2-W具有边缘线或者转角，使得这些点不是无扭结的和曲线形的区段的部分，因为如果因此考虑了沿着翼展方向（其中在所有情况下翼展方向从彼此相反延伸的方向中产生）定向的切线的话，在这些过渡点处机翼T和翼尖装置R的各自的切线在不同的方向上彼此相交并且具有在角度上的不连续性。

通常，局部翼尖装置坐标系KS-W的发明的定义同样地将被应用于过渡区域A的描述，因为过渡区域A以发明的机翼的实施方式的形式提供。

根据本发明的翼尖装置的实施方式的另外的实例，提供了不具有过渡区域A的机翼T，并且因此从主翼H的表面到翼尖装置W的过渡形成有连续的切线（即，能够被微分至少一次）或者具有连续的曲率。主翼H以及特别地当从主翼根观察时它的局部纵向方向L，以平面的方式（并且特别地具有恒定的反角）或者以线性方式从主翼根延伸到过渡区域A的起点。特别地，在主翼H的区域中由纵向方向形成的参考线被配置成具有连续的曲率。如果在主翼H沿着纵向方向L的任何位置处在宽度是主翼的翼展的20%的宽度上测量而得到的沿着纵向方向L的反角的偏差小于一个度，则主翼因此被认为是线性的。根据实施方式的一个形式，翼尖装置被布置成在相对于半翼展处于80%到100%的翼展区域中，其中0%是机身的中心轴线。翼展范围对应于坐标系KS-F的y方向。根据实施方式的一个形式，在点A1处的参考线和/或第一侧S1以及第二侧S2不具有连续的曲率，并且仅仅具有连续的切线，或者扭结。

对于发明性地提供的翼尖装置W，该翼尖装置W在图4、5、6、7和8中被分别用参考符号W4、W5、W6、W7和W8表示，在下文中仅仅使用了参考符号W，参考范围没有特别地指定在特定的图中的翼尖装置的实施方式的形式。对于发明性地提供的翼尖装置W，可以特别地提供的是翼尖装置W的局部反角从内端E1到外端E2（也就是说，在翼尖装置W的纵向方向L上）不连续地或者连续地增大或者减小。在翼尖装置W的纵向方向L上反角递增的情况下，翼尖装置W或者它的第二端E2被向上定向，而在翼尖装置W的纵向方向L上反角递减的情况下，翼尖装置W或者它的第二端E2被向下定向。特别地，沿着翼展方向S-W反角的增大或者减小可以是恒定的，即，例如区段可以呈现为在翼展方向S-上无曲率地延伸。在本文中曲率被理解为翼尖装置的中央平面的曲率、和/或第一侧或者流动表面S1-W的曲率、和/或第二侧或者流动表面S2-W的曲率。

“向上”因此将被理解为从机翼T开始的方向，该方向被定向为远离机翼T的上侧S-T，或者航空器坐标系KS-F的正Z方向，或者机翼坐标系KS-T的正机翼厚度方向。

特别地，根据本发明，纵向方向L可与所提及的参考线相同。因此纵向方向L可以是连接具有最小横截面区域的那些表面的形心的线，局部翼尖装置厚度方向WD、和局部翼尖装置弦向方向WT，即，局部机翼厚度方向FD，以及局部翼弦向方向FT分别位于所述表面之中。

根据本发明的实施方式的一个形式，至少两个辅助翼段100布置在翼尖装置W上，在所有情况下辅助翼段均沿着翼尖装置W的厚度方向D-W从翼尖装置W向外延伸。根据本发明的实施方式的一个形式，该至少两个辅助翼段100相对于在YZ平面中穿过翼尖装置的截面而被定位在翼尖装置W的整体而言具有凸曲率的那个侧上。“整体而言凸的”应该被理解为意思是，允许一些非凸的部分。特别地，据此被理解的是翼尖装置W的第一端E1处的局部反角小于翼尖装置W的第二端E2处的局部反角。特别地，该至少两个辅助翼段W在翼尖装置翼展方向S-W上彼此间隔开。

通常，发明性地提供的辅助翼段100在所有情况下可以被配置成使得辅助翼段100具有透镜形的、水滴状的或者机翼轮廓类型的横截面轮廓。因此根据发明的定义，决定横截面轮廓的横截面区域q（在图2中以虚线示出）可以是辅助翼段100的那个横截面区域，该横截面区域位于由局部翼尖装置坐标系KS-W的翼展方向S-W以及弦向方向T-W定义的平面中。

根据本发明，辅助翼段100的各自的横截面区域q的最大宽度的方向可以被限定成辅助翼段100的弦向方向。因此，取决于辅助翼段100的配置，辅助翼段100通常具有随着纵向方向的位置的不同而沿纵向方向变化的局部弦向方向。

根据本发明的实施方式的一个形式，提供了辅助翼段100的设置，其中在所有情况中将相邻的辅助翼段100彼此分隔的距离是各自的翼尖装置W上的各自最小的辅助翼段100的厚度d1的至少五倍。因此在所有情况中可以提供的是，分隔相邻的辅助翼段100（即，彼此间具有最小距离的辅助翼段100）的距离是布置在各自的翼尖装置上的辅助翼段的最高辅助翼段的高度的至多两倍。

根据本发明在图2至8中呈现的翼尖装置W的实施方式的形式，示出了在所有情况中作为“整体而言向上”弯曲的翼尖装置W，也就是说，在它的正翼尖装置翼展方向S-W（即，从内侧到外侧）的轮廓中，在正翼尖装置厚度方向D-W的方向上弯曲。也就是说，整体而言翼尖装置W具有正的反角。在图2至图8中翼尖装置W的第二侧S2具有整体而言凸的轮廓。

在图2中呈现的实施方式的形式中，三个辅助翼段121、122、123相对于航空器竖直轴Z布置在下流动表面U-W上。图3示出了根据图2的本发明的翼尖装置W和机翼T的实施方式的实例的立体图的表示，其中具有翼尖装置W2，其中为了图示说明的目的，翼尖装置的外部分B1和B2以与其余部分（也就是说，与过渡区域A）分离并且移开的方式以立体图示出。这个示意图的截面平面在翼尖装置翼展方向S-W上直接穿过中心辅助翼段122延伸，使得在这个图中示出的辅助翼段122被表示为截面表现。剖面线因此被定位成使得辅助翼段122的中央平面Z3在图3中是可见的。

如根据辅助翼段121描述的一样，当在翼尖装置W的厚度方向D-W上观察时，辅助翼段100具有第一端或者内端Z1和与第一端或者内端相反地定位的第二端或者外端Z2，并且在所有情况下，相对于航空器纵向方向X还具有前缘线Z-EL和后缘线Z-ET。此外，辅助翼段100通常具有长度p、面向主翼H的根部的内表面SI以及在与根部相反的方向定向的外表面SA，其中长度p是根部或者第一端Z1与第二端Z2之间的间隔距离。当在YZ平面中观察时第一端Z1上的厚度用参考符号d1表示。此外，长度p0被标识在图2中，在由轴S-W和D-W定义的平面中产生的边缘线在该长度p0上延伸，该边缘线定义了位于第二端Z2处的边缘部分的形状。

除了局部横截面区域q（所述局部横截面区域位于由局部翼尖装置坐标系KS-W的翼展方向S-W和弦向方向T-W定义的平面中），针对本发明的表示还定义了平面接合区域q0，该接合区域q0几何地为以各自的辅助翼段100的轮廓线为边界的区域，该区域在附接至翼尖装置W的表面时定义了辅助翼段100的轮廓表面。这个轮廓线（即，这个接合区域q0）因此从由通过切穿过翼尖装置W以及辅助翼段100而获得的交叉中产生。接合区域q0不必位于由局部翼尖装置坐标系KS-W的翼展方向S-W和弦向方向T-W定义的平面中。根据本发明，第一端或者内端Z1被限定成接合区域q0的几何形心。为了定义可应用于局部横截面区域q的局部翼尖装置坐标系KS-W，坐标系可以选择成使得它的原点位于第一端Z1中。当从第一端Z1观察时，第二端或者外端Z2是局部翼尖装置坐标系KS-W的厚度方向D-W上的辅助翼段100的最外点。

对于局部横截面区域q（所述局部横截面区域位于由局部翼尖装置坐标系KS-W的翼展方向S-W和弦向方向T-W定义的平面中），在所有情况下定义了几何形心。根据本发明的一个定义，连接所有这些形心的线产生了从第一端Z1开始的中心线p，根据本发明，该中心线的长度是各自的辅助翼段100的长度。因此取决于辅助翼段100的形状，中心线p可以是直的或者弯曲的。

根据本发明，辅助翼段100的各自的横截面区域q的最大宽度的方向可以被限定成辅助翼段100的弦向方向。因此，取决于辅助翼段100的配置，辅助翼段100通常具有局部弦向方向，该局部弦向方向随着纵向方向的位置的不同而沿着辅助翼段100的纵向方向pr变化。根据本发明，辅助翼段100的局部弦向方向可以在额外的条件下确定。

厚度d1是辅助翼段100的在与局部弦向方向成直角并且位于各自的局部横截面区域q中的厚度方向上产生的厚度。通常，因此，厚度d1的大小取决于在中心线p上的局部位置。

而且，辅助翼段100的厚度可以整体地定义。整体而言，根据发明的定义，辅助翼段100的厚度d1的大小（或者发明的相对厚度）可以确定为辅助翼段100的在从它的第一端Z1到它的第二端Z2的范围中的相对厚度。根据可替换的发明的定义，辅助翼段100的厚度d1可以被整体地确定为辅助翼段100的在从它的第一端Z1到位于它的第二端Z2下方的高度h0处的点的范围中的相对厚度。根据发明的定义，高度h0可以是参照同一辅助翼段100的中心线p的长度的15%的大小。具有高度h0的高度段或端段特别地可以是其中根据本发明辅助翼段100的横截面轮廓的收缩实质上发生的区域。

根据辅助翼段100的另外的可替换的发明的定义，整体而言辅助翼段100的厚度d1（或者发明的相对厚度）可以被确定为在辅助翼段100的根部处的其厚度。在这个情况下，厚度d1在厚度方向上产生，该厚度方向与辅助翼段100的接合区域q0的弦向方向成直角延伸。

根据本发明，可以提供的是，相对厚度在6%和15%之间。因此相对厚度被限定成总体而言辅助翼段的最大厚度与辅助翼段的轮廓弦的比值，其中轮廓弦被限定成辅助翼段的各自的横截面区域q的最大宽度，并且最大厚度被限定成与在辅助翼段的相同横截面区域q中的与轮廓弦成直角处的最大高度。

根据翼尖装置W的实施方式的一个形式，布置在翼尖装置W上的至少一个辅助翼段100，以及特别地布置在翼尖装置W上的所有辅助翼段100，被如此定向在翼尖装置W上，以使得，至少在辅助翼段100的长度的直至85%的区域内，辅助翼段的局部中央平面相对于局部翼尖装置坐标系KS-W的局部厚度方向D-W以小于30度的角度倾斜。在本文中，局部中央平面被理解为是那个平面，所述平面由辅助翼段100的各自地局部横截面区域q的局部纵向方向pr以及弦向方向定义。而且根据本发明，辅助翼段100的中央平面通常可以在三维空间中定义，该中央平面可以被限定成是辅助翼段100的中心线和辅助翼段100的局部弦向方向位于其中的那个表面。因此中央平面是以外轮廓为边界的表面。

此外提供的是，辅助翼段100的一侧的表面面积小于翼尖装置W的表面面积的30%，或者小于翼尖装置的中央平面的面积的30%。

根据本发明，布置在翼尖装置W上的多个辅助翼段100（它们彼此间隔地定位）在所有情况下可以与翼尖装置W的表面形成接合面q0。

根据本发明，此外可以提供的是，每对接合面之间的分隔距离是两个辅助翼段100；101、102、103中较短那个的长度p的至少1.5倍。

本发明的辅助翼段100；101、102、103的配置特别地可以如此提供，即，使得同一辅助翼段的长度是辅助翼段100；101、102、103的最大弦的至少一倍。

根据本发明，发明性的辅助翼段100的锥度具有范围在0.3和0.8之间内的值。辅助翼段100的锥度因此被理解为是，当从第一端Z1观察时总长度的10%处的局部翼弦与当从第一端Z1观察时总长度的85%处的局部翼弦的比值。

根据本发明，辅助翼段100的配置可以提供为使得辅助翼段100在它的第一端Z1处的弦与局部翼尖装置坐标系KS-W的弦向方向T-W上的翼尖装置W的弦的比值落在20%至80%之间的范围内。在本文中，翼尖装置W的弦可以被理解成翼尖装置W在这样一个点处的那个弦，在所述点处局部翼尖装置坐标系KS-W的厚度方向D-W穿过第一端Z1。

本发明的翼尖装置W特别地可以被具体化为使得，当从主翼根部观察时，翼尖装置W的前缘在过渡区域中具有递减的扫掠角，在第一部分B1中具有递增的扫掠角，并且在端部分EL-B2中再次具有递减的扫掠角。本发明的翼尖装置W的实施方式的一个形式中，本发明的辅助翼段分别地在其凸状配置的第二侧上布置在过渡区域A中、第一部分B1中以及第二部分B2中。

在图5至图8的发明的翼尖装置W的实施方式的形式中，这在所有情况下由过渡区域A形成，在这个部分A中具有纵向方向L的曲线轮廓，并且，当在翼展方向S-W上观察时，在它的纵向方向L上的部分B是线性的。因此当从主翼根部观察时，过渡区域A形成从过渡区域A（即，翼尖装置W）的起点处的主翼H的反角到平面端部分B的起点处的反角的过渡。在图4和5中的实施方式的形式中，分别在翼尖装置W4和W5的过渡区域A中，辅助翼段141和151在所有情况下均分别布置在第二侧S2-W上，并且辅助翼段142和152在所有情况下均分别布置在第二侧S2-W上。在图5中的实施方式的形式中，辅助翼段153额外地布置在外部分B中的第一侧S1-W上。

图6中呈现的翼尖装置W6的实施方式的形式此外具有辅助翼段161，该辅助翼段位于主翼的第二侧S2-H上，该主翼是平面的或者是以线性方式延伸的。

特别地，如图4至图6中示出的一样，由于外部分B的平面的设计，因此在过渡区域与外区域B之间的过渡中在第一侧S1-W和第二侧S2-W上能够发生扭结。特别地，参考线L因此在这个位置处具有扭结，即，在这个位置处没有形成连续的切线。

在图7中呈现的机翼的实施方式的形式同样地具有主要是平面的翼尖装置W7，该翼尖装置利用扭结附接至主翼H。机翼T因此具有：位于主翼H的区域中机翼的下侧S2-T上的第一辅助翼段171、位于翼尖装置W7的区域中机翼的下侧S2-T上的第二辅助翼段172、以及位于主翼H的区域中机翼的上侧S1-T上的第三辅助翼段173，其中第三辅助翼段用虚线轮廓表示并且可选地被提供。

在图8中呈现的翼尖装置W8的实施方式的形式同样地具有过渡区域A以及至少主要是平面的外部分B，该翼尖装置在YZ平面中通过扭结附接至过渡区域A。机翼T因此具有：位于主翼H的区域中机翼的下侧S2-T上的第一辅助翼段181、位于过渡区域A的区域中机翼的下侧S2-T上的第二辅助翼段182、和位于外部分B的区域中机翼的下侧S2-T上的第三辅助翼段183。此外，翼尖装置W8的实施方式的这个形式具有位于外部分B的区域中机翼的上侧S1-T上的第四辅助翼段184，该第四辅助翼段与布置在下侧S2-T上的辅助翼段183相比，位于距主翼根部更远处。

通常辅助翼段（比如辅助翼段184）布置在翼尖装置的上侧上能够是有利的，因为在翼尖装置的外端E2的附近气动干扰效应小并且翼尖装置的柔性性能可以被辅助翼段有利地影响，因为，例如，辅助翼段可以引起翼尖装置的向外弯曲。

根据实施方式的另外的发明形式，翼尖装置的辅助翼段100布置在小翼W的不同弦向位置W-T处。特别地，当在与X方向相反的方向上观察时，至少一个辅助翼段100的后缘Z-ET可以在翼尖装置W的后缘ET-W之后延伸，或者，如果辅助翼段100中之一布置在主翼上，则至少一个辅助翼段100的后缘Z-ET在主翼的后缘ET-H之后延伸。

Claims (15)

1.一种用于机翼（T；10a、10b）的翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8），所述翼尖装置包括内端（E1）和外端（E2），并且所述翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的局部反角从所述内端（E1）到所述外端（E2）增大或者减小，所述翼尖装置具有压力侧流动表面（U-W）和吸力侧流动表面（P-W），其特征在于

·至少两个辅助翼段（100；101、102、103）布置在所述翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）上，在所有情况下所述至少两个辅助翼段均从所述翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的所述流动表面伸出，并且·在所有情况下所述辅助翼段（100；101、102、103）均形成有与所述翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的表面接合的接合面（q0）；所述接合面彼此间隔地定位。

2.根据权利要求1所述的翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8），其特征在于，每对接合面之间的间隔距离是两个所述辅助翼段（100；101、102、103）中的较短那个的长度（p）的至少1.5倍。

3.根据前述权利要求中的一项所述的翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8），其特征在于，相对于在YZ平面中穿过所述翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的截面，至少一个辅助翼段（100；101、102、103）布置在所述翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的通常具有凸曲率的那个侧部上。

4.根据前述权利要求中的一项所述的翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8），其特征在于，至少在所述辅助翼段（100；101、102、103）的直至85%的长度的区域内，所述辅助翼段的所述局部中央平面相对于局部翼尖装置坐标系（KS-W）的局部厚度方向（D-W）以小于30度的角度倾斜。

5.根据前述权利要求中的一项所述的翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8），其特征在于，所述辅助翼段（100；101、102、103）的表面面积小于所述翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的表面面积的30%，或者小于所述翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的中央平面的面积的30%。

6.根据前述权利要求中的一项所述的翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8），其特征在于，所述辅助翼段（100；101、102、103）的表面面积大于所述翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的表面面积的5%、或者大于所述翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的中央平面的面积的5%。

7.根据前述权利要求中的一项所述的翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8），其特征在于，在与所述翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的所述表面的各自的位置成直角处或与所述主翼的所述表面的各自的位置成直角处的所述辅助翼段（100；101、102、103）的所述长度（p）小于所述机翼的半翼展的5%。

8.根据前述权利要求中的一项所述的翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8），其特征在于，在与所述翼尖装置的所述表面的各自的位置成直角处或者与所述主翼的所述表面的各自的位置成直角处的所述辅助翼段（100；101、102、103）的所述长度（p）是为所述机翼的半翼展的1.0%的最小值。

9.根据前述权利要求中的一项所述的翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8），其特征在于，所述辅助翼段（100；101、102、103）的厚度等于或者小于附接有所述辅助翼段（100；101、102、103）的位置处的所述翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的局部厚度。

10.根据前述权利要求中的一项所述的翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8），其特征在于，发明性的辅助翼段（100；101、102、103）的配置被提供为使得所述辅助翼段的位于第一端（Z1）和外端（Z2）之间的长度（p）是所述辅助翼段（100；101、102、103）的最大弦的至少一倍大。

11.根据前述权利要求中的一项所述的翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8），其特征在于，所述辅助翼段（100；101、102、103）的锥度具有0.2至0.8之间范围内的值，

其中，所述辅助翼段（100；101、102、103）的所述锥度被定义成当从所述辅助翼段（100；101、102、103）的内端（Z1）观察时在所述辅助翼段的总长度的10%处的局部翼弦与当从所述辅助翼段（100；101、102、103）的内端（Z1）观察时在所述辅助翼段的所述总长度的85%处的局部翼弦的比值。

12.根据前述权利要求中的一项所述的翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8），其特征在于

相对厚度在6%至15%之间，其中

所述相对厚度被定义成整体上所述辅助翼段的最大厚度与所述辅助翼段的轮廓弦的比值，其中

所述轮廓弦被定义成所述辅助翼段的各自的横截面区域q的最大宽度，并且所述最大厚度被定义成在所述辅助翼段的相同横截面区域q中与所述轮廓弦成直角处的最大高度。

13.根据前述权利要求中的一项所述的翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8），其特征在于

所述辅助翼段（100；101、102、103）的配置被提供为，使得所述辅助翼段（100；101、102、103）在它的第一端（E1）处的弦与在局部翼尖装置坐标系（KS-W）的弦向方向（T-W）上的所述翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的弦的比值，落在20%至80%之间的范围内，

其中所述翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的所述弦是所述翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）的在所述局部翼尖装置坐标系（KS-W）的所述厚度方向（D-W）经过所述辅助翼段（100；101、102、103）的所述第一端（E1）的那个点处的那个弦。

14.一种机翼（T），具有根据前述权利要求中的一项所述的翼尖装置（W；W1、W2、W4、W5、W6、W7、W8）。

15.根据权利要求14所述的机翼（T），其特征在于，此外至少一个辅助翼段（100；101、102、103）布置在主翼上。