CN104736433B

CN104736433B - 自然层流翼尖

Info

Publication number: CN104736433B
Application number: CN201380048455.4A
Authority: CN
Inventors: D·D·坎贝尔; B·I·莱昂斯
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2012-10-31
Filing date: 2013-09-25
Publication date: 2018-03-23
Anticipated expiration: 2033-09-25
Also published as: CA2881398A1; EP2914487B1; EP3594106B1; US9145203B2; EP3594106A1; US20140117166A1; CA3030509C; CA2881398C; CN104736433A; US20160031551A1; US10035588B2; EP2914487A1; WO2014070339A1; CA3030509A1

Abstract

一种飞行器翼尖设备(107)，其包括一体的、单块的前缘抗扭翼盒，该前缘抗扭翼盒由聚合物基纤维增强材料形成。前缘抗扭翼盒包括限定连续的、不间断的外模线表面的蒙皮(160)，该外模线表面从小翼前缘向后延伸至少大约60％的局部弦长的距离。前缘抗扭翼盒(172)还包括在蒙皮的相对内部表面之间延伸并在此处整体成形的至少一个内部部件(162)。

Description

自然层流翼尖

背景技术

通过有效地增加机翼后缘的长度，小翼提供了减小提升引起的机翼阻力的负作用的手段。后缘的长度的有效增加可以分散漩涡的分布，当机翼飞过空中时该漩涡由后缘和翼尖散布。漩涡的再分布可以减少来自提升引起的阻力/诱导阻力的空气动力损失。有利地，小翼可以提供有效的后缘长度的增加，而不需要增加机翼前缘长度。就此而言，通过向机翼添加小翼来取代传统方式中的增加翼展，可以避免与前缘提升增强装置(例如，缝翼、克鲁格襟翼)的加长关联的增加的重量、成本和复杂性。

传统小翼被制造为由不同材料形成的部件的混合组件。例如，传统小翼可以由可以被联接至金属前缘和金属后缘的复合翼梁和蒙皮板组成，并且传统小翼可以包括金属附接配件。不幸的是，小翼部件的组装是耗时且耗力的过程，其需要大量的机械紧固件。大量的紧固件可以增加小翼的整体重量。此外，在紧固件安装期间，可能需要专门的工具来保持部件的相对位置。

此外，安装在小翼的外模线(OML)表面中的紧固件可以干扰流过OML表面的空气流。空气流的扰动可以最小化在空气流变为紊流之前空气流被维持在层流状态的距离，从而导致空气动力阻力的增加。例如，在传统的小翼中，空气流为层流的距离可以被限制为大约10％的弦长，其中顺风空气流在小翼的剩余部分变为紊流。由于经过小翼的紊流空气流而导致的空气动力阻力的增加可以限制飞行器燃料效率的获益，而如果小翼弦长的较长部分上方的空气流被维持在层流状态，则该获益将是可能的。

由此可见，本领域出现了对一种小翼配置的需要，该小翼配置在空气流变为紊流之前维持弦长的相当大的部分上方的空气流在层流状态。

发明内容

以上提到的关于诸如小翼的翼尖设备的需要将由本公开具体地解决和缓和，本公开提供了包括由聚合物基纤维增强材料形成的一体的、单块的前缘抗扭翼盒的飞行器翼尖设备。前缘抗扭翼盒可以包括蒙皮，该蒙皮可以限定连续的、不间断的外模线表面，该外模线表面从小翼前缘向后延伸大约60％或更多的局部弦长的距离。前缘抗扭翼盒可以进一步包括在蒙皮的相对内部表面之间延伸并在此处整体成形的至少一个内部部件。

在进一步的实施例中，所公开的是具有由聚合物基纤维增强材料形成的一体的、单块的前缘抗扭翼盒的翼尖设备。前缘抗扭翼盒可以包括蒙皮，该蒙皮可以限定连续的、不间断的外模线表面，该外模线表面可以从小翼前缘向后延伸至少60％或更多的局部弦长的距离。前缘抗扭翼盒可以进一步包括在蒙皮的相对内部表面之间延伸并在此处整体成形的内部部件。前缘抗扭翼盒可以包含蒙皮和内部部件的复合铺层的共固化组件。翼尖设备可以包括可以被联接至抗扭翼盒后端的后缘部分。

所公开的还有维持翼尖设备上的层流的方法。该方法可以包括使空气流流过飞行器的翼尖设备的一体的、单块的前缘抗扭翼盒的OML表面。前缘抗扭翼盒可以由聚合物基纤维增强材料形成并可以包括在蒙皮的相对内部表面之间延伸的至少一个内部部件。该方法可以进一步包括维持从小翼前缘向后至所述翼尖设备的至少大约60％的局部弦长的距离的空气流处于层流状态。

已讨论的这些特征、功能和优点可在本公开的各种实施例中被独立实现或者在又一些实施例中被组合。参考下面的具体实施方式和附图可了解实施例的进一步的细节。

附图说明

本公开的上述这些和其他特征参考附图将更加显而易见，所有图中，相同序号表示相同零件，并且其中：

图1是具有小翼的飞行器的透视图；

图2是具有由复合材料形成的一体的、单块的前缘抗扭翼盒的小翼的侧视图；

图3是图2所示的小翼的前视图；

图4是包括前缘抗扭翼盒和被附接至前缘抗扭翼盒的分开的后缘部分的小翼的分解侧视图；

图5是蒙皮和内部翼梁的复合铺层的组件的截面侧视图，该组件可以被共固化为一体的、单块的前缘抗扭翼盒；

图6是沿图2的线6截取的一体的、单块的前缘抗扭翼盒的截面侧视图，并图示说明了联接至前缘抗扭翼盒的后端的后缘部分；以及

图7是图示说明可以被包括在维持流过翼尖设备的层流的方法中的一个或更多个操作的流程图。

具体实施方式

现在参阅附图，其中这些展示是为了说明本公开的优选的且不同的实施例，图1示出的是具有从飞行器100的机头延伸至飞行器100的尾部的机身102的飞行器100的透视图。尾部可以包括用于飞行器100的直接控制的一个或更多个尾翼表面。飞行器100还可以包括一对机翼106和可以被安装至机翼106的一对推进单元104。飞行器100可以包括被配置为翼尖设备107的一个或更多个空气动力结构152，且空气动力结构152可以由复合材料制成。在一种实施例中，翼尖设备107可以包含安装在机翼106的尖端的小翼108。

有利地，本文公开的翼尖设备107包括一体的、单块的、整体成形的复合前缘抗扭翼盒172，该前缘抗扭翼盒172具有光滑的、连续的、不间断的外模线(OML)表面122，该OML表面122从小翼前缘114延伸到前缘抗扭翼盒172的后端174(图2)。一体的前缘抗扭翼盒172的连续的、不间断的OML表面122被配置成使得OML表面122上方的空气流146被维持在层流状态143，并距小翼前缘114至少大约60％的局部弦138长(图6)的距离。在本公开中，局部弦被限定为在前缘上的最前点至尾翼截面的后缘上的最后点之间延伸的线，该尾翼截面由大体平行于飞行器的前进方向取向的平面限定。尽管这里公开的翼尖设备107和前缘抗扭翼盒172在小翼108的背景下被描述，翼尖设备107可以不受限制地以任意尺寸、形状和配置被提供。例如，翼尖设备107可以被配置为倾斜翼尖(未示出)、具有上和下小翼的拆分小翼(未示出)或其他翼尖设备配置。

参阅图2，其示出的是小翼108的实施例的侧视图。小翼108可以包括可以被联接至飞行器100的机翼106的小翼根112。小翼108可以进一步包括小翼尖110、小翼前缘114和小翼后缘116。前缘抗扭翼盒172可以从小翼前缘114延伸到抗扭翼盒后端174。小翼后缘116可以由单独附接的后缘部分180限定。在一种实施例中，小翼后缘部分180可以与小翼108分别形成并可以被附接至抗扭翼盒后端174，诸如通过以下所述的机械紧固和/或粘合剂粘结。

在图2中，一体的复合前缘抗扭翼盒172可以具有大致中空的配置，其中三维几何机构126由复合蒙皮160和由复合材料形成的一个或更多个内部部件158组成。内部部件158可以包含在复合蒙皮160的内表面120之间延伸的复合加强筋162或复合翼梁164，用于增加小翼108的抗弯刚度和强度。然而，可以预期，后缘部分180和前缘抗扭翼盒172可以被整体成形为一体的、单块的复合结构，这样小翼108包含从小翼前缘114至小翼后缘116的单个的、整体的结构。尽管未示出从小翼前缘114至小翼后缘116的一体结构，这种布置可以导致小翼108具有基本连续的、不间断的外模线(OML)表面122，这可以导致层流143沿从小翼前缘114至小翼后缘116的距离的大部分。例如，从小翼前缘114至小翼后缘116的不间断的外模线(OML)表面122可以在距小翼前缘114比大约80％的局部弦138长(图6)大的距离上方产生层流143。

可以使用工具系统(未示出)形成一体的、单块的前缘抗扭翼盒172，该工具系统包含外模线(OML)工具和一个或更多个内模线(IML)工具或设置在OML工具内的心轴。IML工具或心轴可以由一系列材料组成，该一系列材料包括但不限于：由薄膜或模塑真空屏障材料覆盖的刚性复合心轴和/或可膨胀心轴，当暴露于热时可膨胀心轴膨胀，从而引起可膨胀心轴产生内部压缩力，该压缩力用于聚合物基纤维增强材料157的固结。IML工具或心轴还可以由具有与被形成的复合物体150的复合材料相匹配的热膨胀率的刚性的、可溶的心轴或可移动的刚性工具形成。例如，IML工具可以产生蒙皮160对OML工具表面(未示出)的内部压缩力，同时产生对设置在一对IML工具之间的内部部件158的内部压缩力。有利地，工具系统可以提供用于共固结和/或共固化复合层合件的工具，该复合层合件组成蒙皮160和内部部件158以产生中空的、一体的、三维的复合结构而不需要通过粘合剂粘合或机械紧固来装配小翼部件。三维几何机构126可以被限定为从蒙皮160的内部表面120向内横向延伸的内部部件158，诸如在图2的小翼108的上侧132和下侧134上的复合蒙皮160的相对内部表面120之间延伸的复合翼梁164。

参阅图3，其示出的是图示说明附接至机翼106的翼尖的小翼108的前视图。小翼108可以包括圆弧过渡部128，用于将小翼108从大体水平取向或机翼106的小上反角过渡至小翼108的倾斜部分129。圆弧过渡部128可以代表小翼108的非可拖曳几何结构124，其中小翼根112在机翼106的结合处是弯曲的。在非可拖曳几何结构124中，传统的内部工具可能不能通过滑出弯曲复合物体的内部被取出。然而，如可以被用于制造本文公开的前缘抗扭翼盒172的工具系统可以包括可溶内部工具(未示出)的使用，该可溶内部工具可以通过使用水或其他极性溶剂被溶解或溶化为部分液态，从而允许通过将溶解的内部工具从固化的复合物体的末端倒出来移除内部工具。

在图3中，小翼108被示出带有倾斜部分129，该倾斜部分129沿小翼108的翼展方向136相对直。然而，倾斜部分129可以沿着翼展方向136被弯曲且/或扭曲和/或小翼108可以具有其他非可拖曳几何结构124，诸如掠小翼尖帽(未示出)。在所示出的实施例中，小翼108具有小翼根112，该小翼根的弦长基本等于翼尖的弦长。然而，小翼根112可以被形成具有小于翼尖的弦长的弦长。小翼108的弦长在圆弧过渡部128内可以以相对高的率逐渐减小，之后小翼108可以从圆弧过渡部128的末端向小翼尖110以减小的率逐渐减小。小翼108可以以相对于竖直方向大约0-45°之间的向外的倾斜角度被取向。然而，小翼108可以不受限制地以任意倾斜角度被取向。

参阅图4，其示出的是包括一体的、单块的前缘抗扭翼盒172的小翼108的侧视图，其中分开的后缘部分180可以被附接至该前缘抗扭翼盒172。后缘部分180可以由金属材料和/或复合材料形成并且可以被联接至抗扭翼盒后端174。例如，后缘部分180可以被附接至后翼梁170，该后翼梁170可以被包括具有前缘抗扭翼盒172并且可以位于抗扭翼盒后端174处。在一实施例中，如下所述，后缘部分180可以包括前端184，该前端184可以被机械地固定或胶着地粘合到抗扭翼盒后端174。

在图4中，前缘抗扭翼盒172可以包括一个或更多个内部部件158，诸如至少部分地沿着翼尖装置107的翼展方向136延伸的一个或更多个翼梁164。例如，前缘抗扭翼盒172可以包括前翼梁166和后翼梁170。前翼梁166可以位于小翼前缘114的尾部。后翼梁170可以位于抗扭翼盒后端174处。前翼梁166和后翼梁170可以在小翼108的上侧132和下侧134上的蒙皮160的相对内部表面120之间延伸且/或可以使该相对内部表面120互相联系。前缘抗扭翼盒172可以包括位于前翼梁166和后翼梁170之间的、用于刚度和强度的中翼梁168。一个或更多个翼梁164可以从小翼根112延伸到小翼尖110。然而，一个或更多个翼梁164可以在小翼根112和小翼尖110之间的任意两个位置之间延伸。就此而言，翼梁164不局限于在小翼根112和小翼尖110之间延伸。

参阅图5，其示出的是蒙皮160和前翼梁166、中翼梁168、后翼梁170的复合铺层156的组件154的截面侧视图，并且该组件可以与蒙皮160被共固化为一体的、单块的前缘抗扭翼盒172。就此而言，前缘抗扭翼盒172可以被形成为蒙皮160和内部部件158的复合铺层156的共固结和共固化组件154(如前所述)。在一实施例中，复合铺层156可以包含热固性复合材料、热塑性复合材料、预浸渍复合材料和/或注入树脂的复合材料聚合物基。聚合物基纤维增强材料157可以包括碳纤维、玻璃纤维、陶瓷纤维、或其他聚合物材料中的纤维类型或诸如环氧树脂的树脂基。树脂基可以包含热固性树脂或树脂基可以包含热塑性树脂。

参阅图6，其示出的是一体的前缘抗扭翼盒172与整体加工(例如，共固化)的三维几何结构126的截面图，该三维几何结构126包括与复合蒙皮160整体成形的复合内部部件158(例如，翼梁164)。如上所指出的，前缘抗扭翼盒172有利地提供了具有光滑的和尺寸精确的OML表面122的一体的、整体成形的空气动力结构。蒙皮160限定在小翼108的上侧132和下侧134上的连续的、不间断的外模线(OML)表面122。翼梁164和/或其他内部部件158(例如，加强筋162、肋—未示出)被示出大体横于蒙皮160取向。翼梁164可以被设置在小翼前缘114和前缘抗扭翼盒172的后端174之间的任意位置。前翼梁166和蒙皮160可以限定整体成形的前缘部分130，该前缘部分130从小翼前缘114延伸到前翼梁166。前缘抗扭翼盒172可以向小翼108提供扭转刚度和弯曲刚度以抵抗在静态和/或动态载荷下的挠曲，这些载荷可以不期望地改变小翼108的空气动力性能。

在图6中，后缘部分180可以包含至少两个分开的面板，所述分开的面板包括后缘上部面板184和后缘下部面板186。后缘上部面板184和后缘下部面板186均可以具有可以被联接至抗扭翼盒后端174的前端184。例如，后缘上部面板184和后缘下部面板186中每一个的前端184可以被机械地固定和/或胶着地粘合到抗扭翼盒后端174。在一实施例中，抗扭翼盒后端174可以包括沿着小翼108的翼展方向136延伸的凹处176。凹处176可以被设置大小并被配置以容纳后缘上部面板184和后缘下部面板186的前端184，这样小翼108的上侧132和下侧134的OML表面122处于与由后缘上部面板184和后缘下部面板186分别限定的后缘上部表面188和后缘下部表面190基本相同的水平或高度。

此外，抗扭翼盒后端174被优选地配置以最小化间隙(未示出)的宽度，该间隙可能发生在OML表面122的后缘和后缘上部面板184与后缘下部面板186的前缘之间。后缘上部面板184与后缘下部面板186的后端182可以在其相交处被联接在一起(例如，机械地固定、胶着地粘合)。然而，后缘部分180可以被形成为包含后缘上部面板184和与后缘上部面板184整体成形的后缘下部面板186的一体结构。

在图6中，前缘抗扭翼盒172可以被配置成使得空气流146在OML表面122上保持层流直到空气流146在机翼的上侧132和下侧134上的OML表面122的后端处达到层流-紊流过渡点144。层流-紊流过渡点144的位置140可以被限定为局部弦长的百分比。例如，前缘抗扭翼盒172可以提供连续的、不间断的OML表面122，从而产生层流区142，该层流区142从小翼前缘114向后延伸至少60％的局部弦138长的距离。然而，前缘抗扭翼盒172可以被配置成使得距小翼前缘114至少70％至80％或更多的局部弦138长的距离上方的空气流146保持层流。在本公开中，OML表面122可以包含小翼108的表面，该表面暴露于沿OML表面流过的空气流146，但不包括前缘抗扭翼盒172的、未暴露于空气流146的表面。

有利地，整体成形的和一体的前缘抗扭翼盒172提供了优于传统小翼(未示出)结构的优点，传统小翼结构可以包括邻近小翼前缘的区域中的OML表面中的机械紧固件(未示出)。例如，传统小翼结构可以包括安装在分开的前缘蒙皮(未示出)和前翼梁(未示出)的接合处的多个机械紧固件。如上所指出的，OML表面中的这些机械紧固件(未示出)会干扰空气流并可以导致可能位于距小翼前缘大约10％或更少的局部弦长的距离的前翼梁(未示出)后部的紊流。由这些机械紧固件或由传统小翼的OML表面中的其他间断导致的空气流的扰动可以引起小翼的绝大部分上方的空气流变为紊流，这样可以增加空气动力阻力并且降低小翼的空气动力性能。

参阅图7，其示出的是图示说明可以被包括在维持翼尖设备107上方(诸如图1-6所图示说明的小翼108)的层流143(图6)的方法300中的一种或更多种操作的流程图。

图7的方法300的步骤302可以包括使空气流146(图6)流过飞行器100的翼尖设备107的一体的、单块的前缘抗扭翼盒172的外模线(OML)表面122。图6图示说明了流过小翼前缘114的迎面而来的空气流146。如上所指出的，前缘抗扭翼盒172被形成为具有光滑的、不间断的OML表面122的一体的、整体成形的复合结构。此外，前缘抗扭翼盒172提供了OML表面122的尺寸精确的轮廓和涂覆层，通过使用OML工具(未示出)与一个或更多个内模线(IML)工具(未示出)的组合施予OML表面122以抵抗OML工具表面(未示出)的精确控制的轮廓和涂覆层产生蒙皮160的内部压缩力(未示出)。

图7的方法300的步骤304可以包括当空气流146流过从小翼前缘114向后至少60％或更多的小翼108的局部弦138长的距离的小翼108的OML表面122时，维持空气流146处于层流状态143。在一实施例中，前缘抗扭翼盒172空气流146可以被配置成使得抗扭翼盒后端174位于距前缘60％-70％或更多的局部弦138长的距离处，以便空气流146至少在到达抗扭翼盒后端174之前维持层流。该方法可以包括维持空气流146处于层流状态143，同时使空气流146从位于小翼108的翼尖和倾斜部分129之间的圆弧过渡部128处流过小翼108。

图7的方法300的步骤306可以包括使空气流146流过可以被联接至抗扭翼盒后端174的后缘部分180，诸如通过机械紧地固定和/或胶着地粘合。抗扭翼盒后端174可以代表层流-紊流过渡点144，其中空气流146可以从层流143(图6)向层流-紊流过渡点144的下风处的紊流过渡。紊流可以由在后缘部分180和前缘抗扭翼盒172的OML表面122的后缘之间的接合处的空气流146的扰动造成。例如，紊流可以由因安装在OML表面中的机械紧固件和/或作为后缘部分180的前端184和后缘抗扭翼盒的OML表面122的后端之间的间隙或高度差的结果产生的空气流扰动而造成。

有利地，本文公开的翼尖设备107提供了用于实现流过诸如小翼108的翼尖设备107上的自然层流的手段，而不需要使用诸如多孔蒙皮表面(未示出)的流增强设备或其他设备。此外，一体的、单块的前缘抗扭翼盒172有利地提供了从小翼前缘114至前缘抗扭翼盒172的后端的连续的、不间断的OML表面122。通过提供前缘抗扭翼盒172的OML表面122上的牢牢受控的轮廓和涂覆层，空气流146的扰动可以被最小化，从而空气流146可以被维持在层流状态143。

本公开的其他修改和改进对于本领域的普通技术人员会是显而易见的。因而，本文所描述和图示说明的零件的特定组合旨在仅代表本公开的某些实施例，并不是为了将可替代实施例或设备限制在本公开的精神和范围内。

此外，本公开包含根据如下条款的实施例：

条款1：一种用于飞行器的翼尖设备，其包含：

由聚合物基纤维增强材料形成的一体的、单块的前缘抗扭翼盒，并且所述前缘抗扭翼盒包括：

蒙皮，其限定连续的、不间断的外模线(OML)表面，所述外模线(OML)表面从小翼前缘向后延伸至少大约60％的局部弦长的距离；以及

至少一个内部部件，所述至少一个内部部件在所述蒙皮的相对内部表面之间延伸并在此处整体成形。

条款2：根据条款1所述的翼尖设备，其中：

所述前缘抗扭翼盒被形成为所述蒙皮和所述内部部件的复合铺层的共固化组件。

条款3：根据条款2所述的翼尖设备，其中：

所述复合铺层包含热固性复合材料、热塑性复合材料、预浸渍复合材料和注入树脂的复合材料中的至少一种。

条款4：根据条款1所述的翼尖设备，其中：

所述内部部件包含至少部分地沿着所述翼尖设备的翼展方向延伸的翼梁。

条款5：根据条款4所述的翼尖设备，其中：

所述前缘抗扭翼盒包括前翼梁和后翼梁；

所述前翼梁位于所述小翼前缘的尾部；以及

所述后翼梁位于抗扭翼盒后端处。

条款6：根据条款1所述的翼尖设备，其中：

所述翼尖设备包含从所述飞行器的机翼向外延伸的小翼。

条款7：根据条款1所述的翼尖设备，其中：

所述小翼包括从所述翼尖至所述小翼的倾斜部分的圆弧过渡部。

条款8：根据条款1所述的翼尖设备，还包含：

联接至抗扭翼盒后端的后缘部分。

条款9：根据条款8所述的翼尖设备，其中：

所述后缘部分被附接至位于所述抗扭翼盒后端处的后翼梁。

条款10：根据条款8所述的翼尖设备，其中：

所述后缘部分的前端被机械地固定至所述抗扭翼盒后端。

条款11：根据条款8所述的翼尖设备，其中：

所述后缘部分包含至少两个分开的面板，该面板包括后缘上部面板和后缘下部面板；以及

所述后缘上部面板和所述后缘下部面板均具有被联接至所述抗扭翼盒后端的前端。

条款12：根据条款8所述的翼尖设备，其中：

所述后缘部分包含一体结构，所述一体结构包括后缘上部面板和与所述后缘上部面板整体形成的后缘下部面板。

条款13：一种用于飞行器的小翼，其包含：

飞行器翼尖设备的一体的、单块的前缘抗扭翼盒，且所述前缘抗扭翼盒由聚合物基纤维增强材料形成并包括：

前翼梁和后翼梁，所述前翼梁和后翼梁沿翼展方向取向并在所述蒙皮的相对内部表面之间延伸并在此处整体成形；和

后缘部分，其联接至抗扭翼盒后端。

条款14：一种维持翼尖设备上的层流的方法，其包含如下步骤：

使空气流流过飞行器的翼尖设备的一体的、单块的前缘抗扭翼盒的OML表面，所述前缘抗扭翼盒由聚合物基纤维增强材料形成并包括在蒙皮的相对内部表面之间延伸的至少一个内部部件；以及

维持从小翼前缘向后至所述翼尖设备的至少大约60％的局部弦长的距离的所述空气流处于层流状态。

条款15：根据条款14所述的方法，其中维持所述空气流处于层流状态的步骤包含：

维持从所述小翼前缘至至少70％的所述局部弦长的距离的所述空气流处于层流状态。

条款16：根据条款14所述的方法，其中使所述空气流流过OML表面的步骤还包括：

使所述空气流流过小翼(108)的OML表面。

条款17：根据条款16所述的方法，其中使所述空气流流过所述小翼的OML表面的步骤包括：

使所述空气流流过所述翼尖和所述小翼的倾斜部分之间的圆弧过渡部。

条款18：根据条款14所述的方法，还包含步骤：

使所述空气流流过联接至抗扭翼盒后端的后缘部分。

条款19：根据条款14所述的方法，其中：

条款20：根据条款14所述的方法，其中：

Claims

1.一种维持翼尖设备上的层流的方法，所述方法包含如下步骤：

使空气流流过限定飞行器的翼尖设备的一体的、单块的前缘抗扭翼盒的外模线表面的蒙皮，该外模线表面即OML表面，所述前缘抗扭翼盒由聚合物基纤维增强材料形成并包括与所述蒙皮的相对内部表面整体成形的且在所述相对内部表面之间延伸的至少一个内部部件，所述前缘抗扭翼盒通过使用工具系统被成形为共固化组件，该工具系统包括内模线工具和外模线工具，该内模线工具包括刚性可溶心轴或可膨胀心轴，当被加热时，该可膨胀心轴膨胀，从而将所述蒙皮压抵于外模线工具表面且同时压紧位于一对内模线工具之间的所述至少一个内部部件，所述刚性可溶心轴通过溶解被移除；以及

从小翼前缘向后至所述翼尖设备的至少60％的局部弦长的距离维持所述空气流处于层流状态。

2.根据权利要求1所述的方法，其中维持所述空气流处于层流状态的步骤包含：

从所述小翼前缘向后至至少70％的所述局部弦长的距离维持所述空气流处于层流状态。

3.一种使用权利要求1的方法制作的用于飞行器(100)的翼尖设备(107)，其包含：

所述前缘抗扭翼盒，并且其包括：

所述蒙皮，其限定连续的、不间断的外模线表面(122)，即OML表面(122)，所述外模线表面(122)从小翼前缘(114)向后延伸至少60％的局部弦长(138) 的距离；以及

所述至少一个内部部件；

其中所述翼尖设备包括从所述飞行器的机翼(106)向外延伸的小翼(108)；并且所述小翼包括从所述机翼(106)的水平取向或小上反角过渡至所述小翼(108)的倾斜部分(129)的圆弧过渡部(128)。

4.根据权利要求3所述的翼尖设备，其中：

所述前缘抗扭翼盒被形成为所述蒙皮和所述内部部件(158)的复合铺层(156)的共固化组件。

5.根据权利要求4所述的翼尖设备，其中：

6.根据权利要求3所述的翼尖设备，其中：

所述内部部件包含至少部分地沿着所述翼尖设备(107)的翼展方向延伸的翼梁(164)。

7.根据权利要求6所述的翼尖设备，其中：

所述前缘抗扭翼盒包括前翼梁(166)和后翼梁(170)；

所述前翼梁位于所述小翼前缘的尾部；以及

所述后翼梁位于前缘抗扭翼盒后端处。

8.根据权利要求3所述的翼尖设备，还包含：

联接至前缘抗扭翼盒后端的后缘部分。

9.根据权利要求8所述的翼尖设备，其中：

所述后缘部分被附接至位于所述前缘抗扭翼盒后端处的后翼梁(170)。

10.根据权利要求8所述的翼尖设备，其中：

所述后缘部分(184)的前端被机械地固定至所述前缘抗扭翼盒后端。

11.根据权利要求8所述的翼尖设备，其中：

所述后缘部分包含至少两个分开的面板，所述面板包括后缘上部面板(186)和后缘下部面板(188)；以及

所述后缘上部面板和所述后缘下部面板均具有被联接至所述前缘抗扭翼盒后端的前端。

12.根据权利要求8所述的翼尖设备，其中：

13.一种使用权利要求1所述的方法制作的用于飞行器的小翼，其包含：

飞行器翼尖设备的所述前缘抗扭翼盒，且所述前缘抗扭翼盒包括：

所述蒙皮，其限定连续的、不间断的外模线表面，即OML表面，所述外模线表面从小翼前缘向后延伸至少60％的局部弦长的距离；以及

前翼梁和后翼梁，所述前翼梁和后翼梁沿翼展方向取向并在所述蒙皮的相对内部表面之间延伸并在此处整体成形；

后缘部分，其联接至前缘抗扭翼盒后端；以及

从机翼的水平取向或小上反角过渡至所述小翼的倾斜部分的圆弧过渡部。