CN106163919B - 包括可折叠空气动力学结构的飞行器及制造用于飞行器的可折叠空气动力学结构的方法 - Google Patents

Abstract

一种制造用于飞行器的可折叠空气动力学结构比如机翼的方法。机翼(1)包括内部区域(1)和能够在飞行构型与地面构型之间相对于内部区域旋转的外部区域(3)。该方法包括：通过确定欧拉旋转轴线(11)的位置和取向以及确定切割面(13)来设计可折叠空气空力学结构的步骤，其中，外部区域绕该欧拉旋转轴线旋转以到达地面构型，切割面垂直于欧拉轴线并分离内部区域和外部区域；以及反复地重复该过程直到获得满足至少一个设计准则的优选切割面(13)为止。

Description

包括可折叠空气动力学结构的飞行器及制造用于飞行器的可 折叠空气动力学结构的方法

技术领域

本发明涉及飞行器并且涉及制造包括可折叠空气动力学结构的飞行器的方法。

背景技术

存在朝向具有更高性能效率(例如燃料消耗减少)的大型载客飞行器发展的趋势，为此而希望相应地具有较大的机翼跨度。然而，最大的飞行器跨度通过管理在机场周围操纵时所要求的各种间隙(比如登机口和安全滑行道使用所需的跨度和/或离地间隙)的机场运行规则而被有效地限制。

在一些建议的设计中，飞行器设置有可以绕以复合角度定向的轴线旋转的机翼，使得机翼的一部分被折叠(例如向上或向下以及向后或向前折叠)，以减小飞行器位于地面上的跨度(与在飞行器构造成用于飞行时相比)。然而，这些布置(其示例是格鲁曼复仇者(Grumman Avenger)飞行器上的折叠机翼)的缺点在于这些布置趋于需要移动一系列的二级结构以避免机翼的内部与外部之间的碰撞。折叠机翼设计中的另一缺点更一般地在于机翼趋于在机翼的固定部与折叠部之间的接合部附近具有有限的容积。为了将必要的内部结构(例如，翼肋、翼梁或其他支承结构)和/或飞行器系统(例如致动器)容置在机翼内，可能有必要重新设计机翼的内部布局，局部增大接合部附近的机翼容积和/或显著地约束该接合部的可能位置。

本发明的目的在于减轻上述问题中的至少一些问题。

发明内容

根据本发明的第一方面，提供了一种制造飞行器机翼的方法，机翼包括固定翼和位于固定翼的梢端处的翼梢装置，其中，翼梢装置能够在下述构型之间相对于固定翼旋转：用于在飞行期间使用的飞行构型以及用于在基于地面的操作期间使用的地面构型，在地面构型中，翼梢装置相对于固定翼旋转使得机翼的跨度被减小。该方法包括下述步骤，通过下述方面来设计机翼：(a)确定欧拉旋转轴线的取向以使翼梢装置从飞行构型向地面构型旋转，并且随后确定使固定翼和翼梢装置分离的切割面的位置，切割面正交于欧拉轴线定向；或者(b)确定使固定翼和翼梢装置分离的切割面的位置和取向，并且随后确定欧拉旋转轴线的位置以使翼梢装置从飞行构型向地面构型旋转，欧拉轴线正交于切割面定向。该方法还包括反复地重复步骤(a)或步骤(b)直到获得实现一个或更多个设计准则的优选切割面为止；并且然后根据该设计来制造机翼。

通过在设计过程中使用欧拉旋转轴线和切割面，就可以确保固定翼和翼梢装置在绕欧拉轴线旋转期间不碰撞。这消除了在折叠期间对要被移动的任何二级结构的需要。

这种设计过程还使得能够获得实现一个或更多个设计准则的切割面。换句话说，优选的切割面的位置和/或取向考虑到飞行器机翼的特定需求而可以被最优化并且因此可以对特定的机翼进行定制。这给飞行器设计者提供了更大的灵活性并且可以有利于折叠的翼梢装置更有效地接合到机翼中。

一个或更多个设计准则可以包括处于地面构型的翼梢装置的选定位置。例如，可以希望翼梢装置采用处于地面构型的特定(选定)位置使得其超过最小离地间隙。

一个或更多个设计准则可以包括用于在飞行构型与地面构型之间致动翼梢装置的选定致动载荷阈值。本发明认识到切割面的取向可以影响使翼梢装置移动所需的致动载荷。通过具有浅切割面(并且因此与竖向成相对较小角度的欧拉轴线)，翼梢装置的大部分不需要被提升得特别远(对于浅切割面而言向地面构型的运动主要在水平平面中)。本发明还认识到优选的切割面在设计过程中可以被定制，以实现用于致动翼梢装置的特定(选定)致动载荷。

一个或更多个设计准则可以包括使与容置在机翼内的内部系统的干涉最小化。例如，优选的切割面可以被获得以避免机翼中的诸如致动器之类的系统。

一个或更多个设计准则可以包括使与机翼内的内部结构的干涉最小化。例如，优选的切割面可以被获得以避免与机翼中的诸如翼肋之类的结构相交。

应当理解的是，内部系统或结构实际上不需要在该阶段在实体上存在于机翼中；可以暂时作为另一设计过程的一部分位于机翼中。

一个或更多个设计准则可以包括固定翼与翼梢装置之间的在切割面内的分界面的区域的选择。一个或更多个设计准则可以包括在机翼的上表面与机翼的下表面之间沿切割面的距离的选择。沿着切割面的区域和/或距离可以影响翼梢装置与固定翼之间的载荷传递。

欧拉轴线的取向优选地使得当翼梢装置绕轴线从飞行构型旋转至地面构型时，该结构的跨度被减小。

欧拉轴线优选地定向成与三个相互垂直的方向都成一定角度(即，不包括平行或垂直)。欧拉轴线优选地与纵向方向成一定角度(即，不包括平行或垂直)。欧拉轴线优选地与横向方向成一定角度(即，不包括平行或垂直)。欧拉轴线优选地与竖向方向成一定角度(即，不包括平行或垂直)。竖向方向优选地垂直于纵向方向和横向方向。在一些实施方式中，纵向方向、横向方向和竖向方向可以在绝对的参照系中(即，纵向为机首-机尾方向，并且横向为左舷-右舷方向)。在结构为机翼的实施方式中，纵向方向可以是翼弦方向；横向方向可以是翼展方向。在其他实施方式中，可以适当地将局部参照系中的纵向方向、横向方向和竖向方向用于空气动力学结构。例如，对于后掠翼而言，纵向方向可以替代地沿着机翼的长度，并且横向方向可以沿着机翼的宽度(即，从前缘至后缘垂直于纵向方向测量到的距离)。

角度可以是锐角。锐角可以是正的或负的。该角度可以被称为复合角。

欧拉轴线优选地定向成与包含机翼并且更优选地包含固定翼的平面(即，通常包含固定翼的翼梁和翼肋的平面)(即，假想平面)成复合角。

欧拉轴线优选地与竖向成小于45度的角度，并且更优选地小于25度。欧拉轴线可以与竖向轴线成15度的角度。使欧拉轴线与竖向成相对较小的角度已经被发现是有益的，因为这意味着翼梢装置的重量在装置旋转时仅仅上升较短的竖向距离(相对直立的轴线实现相对更大分量的前后旋转而非上下旋转)。在翼梢装置旋转时还不太可能存在竖向间隙问题。此外，这种轴线的取向导致浅的切割面，这可以实现接合分界面的相对较长的长度。

欧拉轴线垂直于切割面，因此切割面优选地为倾斜的(即，非竖向并且非水平)平面。切割表面优选地与包含纵向方向、横向方向和竖向方向的平面中的每个平面成一定角度(即，不包括平行或垂直)。

该方法包括反复地重复步骤(a)或步骤(b)直到获得实现一个或更多个设计准则的优选切割面为止。反复的过程被优选地进行直到优选的欧拉轴线和切割面被建立为止。

应当理解的是，步骤(a)和/或步骤(b)可以被执行。在本发明的一些实施方式中，仅执行步骤(a)。这是因为步骤(a)在设计成从(初始)欧拉轴线取向开始并从此处工作时可以是最容易的。在本发明的一些其他实施方式中，仅执行步骤(b)。这是因为步骤(b)在设计成从(初始)切割面趋向和/或位置开始并从此处工作时可以是最容易的。

欧拉轴线的位置和/或取向的确定可以使得欧拉轴线靠近翼梢装置的形心穿过并且优选地大致穿过该形心，并且更优选地靠近翼梢装置的质心穿过并且更优选地大致穿过质心。这种布置可以在使翼梢装置绕欧拉轴线旋转所需的致动器的功率最小化时是有益的。这种布置可以在翼梢装置为非平面翼梢装置(比如小翼)时特别地有益。

翼梢装置能够在飞行构型与地面构型之间移动。翼梢装置还能够移动至这两种构型之间的中间构型。翼梢装置能够在飞行构型与用于在飞行期间使用的飞行控制构型之间相对于固定翼旋转。在飞行控制构型中，空气动力学结构的翼梢装置可以朝向或离开地面构型旋转很小一部分距离，使得当在飞行控制构型中时，机翼上的载荷被改变以控制飞行(例如，飞行方向、飞行姿态和/或作用在机翼上的飞行载荷分布比如阵风载荷减缓)。在这种布置中，切割面优选地定向成与飞行方向成一定角度。

翼梢装置能够绕欧拉轴线从飞行控制构型/朝向飞行控制构型旋转。一个或更多个设计准则可以包括处于飞行控制构型的翼梢装置的选定位置。

飞行器可以包括两个可折叠机翼，各个可折叠机翼从飞行器机身的相反两侧延伸。在本发明的一些实施方式中，每个机翼的地面构型可以大致相同(即，飞行器在两个结构处于地面构型时是对称的)。然而，该方法可以包括下述步骤：根据文中描述的本发明的实施方式来设计可折叠机翼中的每个机翼，每个机翼的翼梢装置布置成沿相反的方向旋转使得外部区域在处于地面构型时不对称地旋转。通过使空气动力学结构沿相反方向旋转，飞行器可以针对特定的场景——比如确保地面车辆和/或设备接近飞行器门(当装载/卸载有效载荷时)或者诸如补充燃料或除冰之类的与机翼相关的地面操作——定制。

翼梢装置可以是翼梢延伸部；例如，翼梢装置可以是平面梢端延伸部。在其他实施方式中，翼梢装置可以包括或包含非平面装置比如小翼。在飞行构型中，翼梢装置的后缘优选地是固定翼的后缘的延续部。翼梢装置的前缘优选地是固定翼的前缘的延续部，使得从固定翼至翼梢装置存在平滑的过渡。应当理解的是，可以存在平滑的过渡，甚至在固定翼与翼梢装置之间的接合部处具有扫掠或扭曲的变化。然而，优选地，在固定翼与翼梢装置之间的接合部处不存在不连续。翼梢装置的上表面和下表面可以是固定翼的上表面和下表面的延续部。

当翼梢装置处于地面构型时，包括机翼的飞行器可以不适于飞行。例如，翼梢装置可以在空气动力学上和/或结构上不适于以地面构型飞行。飞行器优选地构造成使得在飞行期间翼梢装置不能够移动至地面构型。飞行器可以包括在飞行器飞行时用于进行感测的传感器。当传感器感测到飞行器处于飞行中时，控制系统优选地布置成失去使翼梢装置向地面构型移动的可能性的能力。

根据本发明的另一方面，提供了一种设计机翼的方法，该方法包括文中所述的参照制造方法的设计步骤。

根据本发明的又一方面，提供了一种包括机翼的飞行器，机翼包括固定翼和位于固定翼的梢端处的翼梢装置，翼梢装置能够在下述构型之间相对于固定翼旋转：用于在飞行期间使用的飞行构型以及用于在基于地面的操作期间使用的地面构型，在地面构型中，翼梢装置相对于固定翼旋转使得结构的跨度被减小。翼梢装置能够在飞行构型与地面构型之间绕欧拉旋转轴线旋转，并且固定翼和翼梢装置沿着切割面分离，切割面正交于欧拉轴线定向，使得固定翼和翼梢装置在飞行构型与地面构型之间旋转时不碰撞。

切割面优选地为将固定翼与翼梢装置分开的假想面(例如，在机翼的设计阶段期间形成的切割面)。将理解的是，切割面不一定需要自身表示为实体的平的表面。固定翼与翼梢装置之间的实体分界面实际上可以具有位于切割面外或者与切割面不平行的一些结构。但切割面的这些结构偏差在飞行构型与地面构型之间的旋转期间优选地不足以引起碰撞。

切割面优选地将固定翼与翼梢装置沿着单个平的切口分开。换言之，固定翼与翼梢装置之间的接合部优选地位于单个倾斜面(切割面)中。

在本发明的优选实施方式中，机翼包括平行于切割面定向的至少一些平的结构。机翼可以在固定翼与翼梢装置之间包括分界部。该分界部可以包括平行于切割面定向的大致平的结构。固定翼可以包括大致平行于切割面定向的肋部。翼梢装置可以包括大致平行于切割面定向的肋部。固定翼和翼梢装置的这些肋部优选地位于固定翼与翼梢装置之间的分界部处。

欧拉轴线可以与竖向成相对较小的角度，使得切割面是相对较浅的切口(shallowcut)。这由于使用于致动翼梢装置的致动载荷最小化而是有利的。

欧拉轴线可以向外侧成角度以使得切割面相对于固定翼形成顶切口(overcut)。

欧拉轴线可以向内侧成角度以使得切割面相对于固定翼形成底切口(undercut)。

欧拉轴线优选地定向成与全部三个相互垂直的方向都成一定角度(即，不包括平行或垂直)。欧拉轴线优选地与纵向方向成一定角度(即，不包括平行或垂直)。欧拉轴线优选地与横向方向成一定角度(即，不包括平行或垂直)。欧拉轴线优选地与竖向方向成一定角度(即，不包括平行或垂直)。

欧拉轴线可以在翼梢装置的质心附近穿过并且优选地大体上穿过翼梢装置的质心。欧拉轴线可以在翼梢装置的形心附近穿过并且优选地大体上穿过翼梢装置的形心。飞行器可以包括致动器，该致动器设置成对翼梢装置区域绕欧拉轴线的旋转进行作用。致动器优选地是旋转致动器。

飞行器可以包括根据本发明的该方面的两个机翼。各个机翼可以从飞行器机身的相反两侧延伸，并且各个结构的翼梢装置可以布置成沿相反的方向进行旋转以使得翼梢装置在处于地面构型时不对称地旋转。

飞行器可以是任意交通工具比如有人驾驶飞行器或无人机(UAV)。更优选地，飞行器是客机。客机优选地包括客舱，客舱包括用于容置许多乘客的多排和多列座位单元。飞行器可以具有至少20、更优选至少50、更优选地大于50个乘客的容纳量。飞行器优选地是带动力装置的飞行器。飞行器优选地包括用于推动飞行器的发动机。飞行器可以包括装在翼上的、并优选地在翼下的发动机。

根据本发明的另一方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括根据本文中所描述的方法制造的机翼。

根据本发明的另一方面，提供了一种用于用作如本文中所述描述的翼梢装置的翼梢装置。

本发明的上述方面在本文中是参考机翼进行描述的。然而，本发明原理上能够应用于包括内区域和外区域(能够相对于内区域旋转)的任何可折叠空气动力学结构。根据本发明的其他方面，提供了一种本文中所要求保护的方法和装置，但其涉及包括内区域和外区域的空气动力学结构。本文中所称的‘固定翼’同样能够应用于‘内区域’，并且本文中所称的翼梢装置同样能够应用于‘外区域’。

将一定理解的是，关于本发明的一个方面所描述的特征可以结合到本发明的其他方面中。例如，本发明的方法可以结合参照本发明的装置所描述的特征中的任一特征，并且反之亦然。

附图说明

现在将参照示意性附图仅通过示例的方式对本发明的实施方式进行描述，在附图中：

图1a示出了根据本发明的第一实施方式的客机上的后掠翼的立体图；

图1b示出了根据本发明的第一实施方式的客机的正视图；

图2a至图2c分别示出了图1a的机翼在翼梢装置绕欧拉轴线向地面构型旋转时的立体图、平面图和正视图；

图3是示出了为实现图2a至图2c中的固定翼和翼梢装置所进行的步骤的流程图；

图4是示出了欧拉轴线的角度与翼梢装置的随后运动之间的关系的图表；

图5a和图5b分别示出了根据本发明的第二实施方式的客机上的机翼的平面图和立体图；以及

图6a和图6b分别示出了根据本发明的第三实施方式的客机上的机翼的平面图和立体图。

具体实施方式

图1a为根据本发明的第一实施方式的飞行器2(参见图1b)上的固定翼1和翼梢装置3的立体图。在第一实施方式中，翼梢装置3呈平的翼梢延伸部的形式，但本发明还能够应用于其他类型的翼梢装置(比如小翼)以及其他的可折叠空气动力学结构本身。

翼梢装置3能够在飞行构型(图1a)与地面构型(图2a至图2c)之间移动。在飞行构型中，翼梢装置3的前缘5’和后缘7’是固定翼1的前缘5和后缘7的延续部分。此外，翼梢装置3的上表面和下表面是固定翼1的上表面和下表面的延续部分。因此，从固定翼1至翼梢装置3存在平滑过渡。图1a中的机翼蒙皮以虚线示出以使得内部结构中的一些内部结构比如翼梁4是可见的。

翼梢装置3置于飞行构型中以用于飞行。因此，在飞行构型中，翼梢装置3增大了飞行器的跨度(从而提供有益的空气动力学效果，例如，减小诱导阻力的分量以及增大升力)。原理上，将期望的是始终保持该较大跨度并且仅具有较大的固定翼。然而，最大的飞行器跨度实际上受到对在机场各处进行操纵时所要求的各种间距(例如，登机口和滑行道安全使用所需的跨度和/或离地净高)进行管理的机场运行规则的限制。因此，在本发明的第一实施方案中，翼梢装置3能够移动至地面构型以在地面上使用。

在地面构型(图2a至图2c)中，翼梢装置3从上述飞行构型折叠成使得翼梢装置3通过向下扫掠过弧形轨迹而向后(向尾部)旋转。图2a是示出了处于地面构型的翼梢装置3的立体图，图2b是示出了处于地面构型的翼梢装置3的平面图，并且图2c是示出了处于地面构型的翼梢装置3的正视图。如特别地从图2b将明显的，通过使翼梢装置3以此方式折叠，飞行器2的跨度被减小。因此，当翼梢装置3处于地面构型时，飞行器2遵从上述的机场间距等。

改变飞行器的跨度是本身已知的。在已提出的一些设计中，飞行器设置有在地面上可以被折叠以(与当飞行器构造成用于飞行时相比)减小飞行器的跨度的机翼。然而，这些装置(这些装置的示例为Grumman Avenger飞行器上的折叠机翼)的缺点在于这些装置可能需要移动一系列的二级结构以避免机翼的内部分与外部分之间的碰撞。折叠机翼设计中的另一缺点更普遍地在于机翼在机翼的固定部分与折叠部分之间的接合部附近往往具有受限的容积。为了将主要的内部结构(例如，翼肋、翼梁或其他支承结构)和/或飞行器系统(例如，致动器)容置在机翼内，必须对机翼的内部布局进行重新设计，局部地增大固定翼与翼梢装置之间的接合部附近的机翼容积以及/或者明显地约束接合部的可能位置。

第一实施方式寻求解决这些问题。在本发明的第一实施方式中，已利用图3中示出的过程设计了飞行器的固定翼1和翼梢3。

参照图1a至图3中的所有附图，该过程从设计者选择翼梢装置3在处于地面构型(图2a、图2b、图2c)时的优选的最终位置开始。这是第一设计准则。在该实施方式中，期望翼梢装置以向下的弧形轨迹向后旋转(但在其他实施方式中，可以期望不同的位置/运动，比如翼梢装置以向上的弧形轨迹向前旋转)。

接着，设计者选择欧拉旋转轴线11的位置和取向，翼梢装置3将需要绕该欧拉旋转轴线11从飞行构型旋转以实现在地面构型中所需的位置。在该第一实施方式中，欧拉轴线11与机翼的平面成复合角以使得轴线11延伸出固定翼(图1a中最清楚地示出)的平面。欧拉轴线是如下轴线，可以关于该轴线对翼梢装置在单次旋转中的运动进行描述。在第一实施方式中，欧拉轴线由旋转致动器(未示出)的轴实体地限定，但在其他实施方式中，欧拉轴线可以为虚拟轴线，可以关于该虚拟轴线对翼梢装置的旋转运动进行表示。

接着，设计者例如利用CAD软件包确定将固定翼1与翼梢装置3分开的切割面13。该切割面13为与欧拉轴线垂直地延伸的将固定翼1与翼梢装置3理论上分开的面。由于切割面13与欧拉轴线11垂直，因此切割面13确保了固定翼与翼梢装置在翼梢装置在飞行构型与地面构型之间旋转期间并不发生碰撞。

在设计过程的初始步骤中，切割面可以使得该切割面不会干涉机翼内的飞行器结构或飞行器系统(未示出)。因此，设计者反复进行上述步骤，直到得到避免这种干涉或者至少使这种干涉最小化的切割面13为止。结构和系统的干涉的最小化是第二设计准则。

图1a至图2c示出了之后制造可折叠机翼的最终设计。在该最终设计中，欧拉轴线定向成与全部三个相互正交的方向(竖向的Z、翼弦方向的X以及翼展方向的Y)都成一定角度。当设计过程完成时，欧拉轴线11与竖向方向Z成15度的角度并且与机翼的前缘成45度的角度。因此，在绝对参考面中，欧拉轴线与翼展方向Y成45度+局部掠角的角度。翼弦方向X从该欧拉轴线偏移的角度为90度。将理解的是，相对于翼展方向和翼弦方向的角度基于在XY平面中的投影进行测量。

因此，本发明的实施方式有利于下述可折叠机翼的设计，该可折叠机翼消除了对用以防止碰撞的复杂的二级运动的需求。此外，通过对欧拉旋转轴线和切割面进行反复修改，设计者可以实现选定设计准则，例如，得到处于地面构型的翼梢装置的特定位置、对机翼与翼梢装置之间的接合部附近的机翼容积的用途进行优化以及使机翼中的结构和系统之间的干涉最小化。因此，设计者在设计可折叠机翼时具有较大的自由度和灵活性。

图1a至图2c示出了飞行器的左舷侧机翼1。右舷侧机翼同样在其梢部处具有翼梢装置。设计者大体上利用与上文所描述的相同的过程来确定固定翼与翼梢之间的切割面。

在替代性实施方式(未示出)中，处于地面构型的左舷翼梢装置向后旋转，扫过向下的弧形轨迹，但对于右舷机翼而言，翼梢装置向前旋转，扫过向上的弧形轨迹。因此，欧拉轴线和切割面在相反的两个机翼上基本上是不同的。这种布置使翼梢装置能够沿相反方向反向地旋转，使得飞行器可以定制成适于飞行器的每一侧的特定情况(例如，允许更适当地接近一侧的货物门以及更适当地接近另一侧的补充燃料联接件)。在其他实施方式中，翼梢装置当然可以布置成沿相同方向旋转至大体上相同的地面构型。

将理解的是，通过给欧拉轴线以特定的方式定向，翼梢装置的运动性质可以被改变。图4是示出了欧拉轴线的角度与翼梢装置的后续运动之间的关系的图表。该图表表示旋转轴线11的平面图，其中，用中央中的圆点表示竖向轴线。将旋转轴线的基线视为固定的，使轴线从该点枢转到四个象限中的每个象限中导致机翼如图中所描述的那样进行旋转。作为示例，在图1a至图2c的第一实施方式中，轴线向尾部且向外侧倾斜，使得运动是右下象限中示出的运动。

图5a至图5b示出了根据本发明的第二实施方式设计的固定翼和翼梢装置。本发明的第二实施方式中的与本发明的第一实施方式中的特征类似的特征用与第一实施方式中相同的附图标记示出，但添加了前缀‘1’(或在适当的情况下添加前缀‘10’)。

第二实施方式与第一实施方式除切割面113与翼弦成不同角度以外是相同的；切割面113在从后缘向前缘移动时向内侧延伸(与切割面向外侧延伸的图1a相反)。该切割面还与竖向成不同角度，即，切割面在机翼下表面上比在上表面上更靠内侧(与切割面在下表面上比在上表面上更靠外侧的图1a相反)。因此，欧拉轴线111与竖向以及翼展方向和翼弦方向成对应的不同角度，从而导致从下部切割固定翼103的平的切割表面113。参照图4，这意味着运动是右上象限中所描述的形式，而非如同第一实施方式的右下象限中所描述的形式。

由于第二实施方式导致翼梢装置103以向上的弧形轨迹向前旋转，因此第二实施方式可以有利于地面服务车辆的接近。此外，第二实施方式可以被认为是有利的，原因在于翼梢装置在飞行器向前移动时将在气动力的作用下自然地被推动到飞行构型中(这在翼梢装置103未被正确地锁定于飞行构型中的不太可能事件中将是有用的)。

图6a和图6b示出了根据本发明的第三实施方式设计的固定翼和翼梢装置。本发明的第三实施方式中的与本发明的第一实施方式中的特征类似的特征用与第一实施方式中相同的附图标记示出，但添加了前缀‘2’(或在适当的情况下添加前缀‘20’)。第三实施方式与第一实施方式除翼梢装置203布置成绕轴线211进一步旋转使得在地面构型中翼梢装置203位于固定翼201上方以外是相同的。这可以在改进服务车辆接近方面有优势。这还可能意味着在地面构型中施加至翼盒的扭转载荷较小，原因在于翼梢装置的重量在翼盒的上方，而非在翼盒的一侧(如同第一实施方式那样)。

尽管已参照特定实施方式描述并示出了本发明，但本领域的普通技术人员将理解的是，本发明还适用于本文中没有具体说明的许多不同变型。作为示例，外区域不一定需要是翼梢装置；空气动力学结构不一定会是机翼并且例如可以是水平尾翼的一部分或者是控制表面；飞行器不一定需要是客机并且例如可以是UAV。

如果在前面的描述中提到了具有已知的、明显的或可预知的等同物的整体或元件，则这些等同物如同单独阐述那样结合在本文中。应当参照权利要求来确定本发明的真实范围，该范围应当解释为包括任何这样的等同物。读者还将理解的是，本发明的被描述为优选的、有利的、方便等的整体或特征是可选的并且不限制独立权利要求的范围。此外，将理解的是，尽管这些可选的整体或特征在本发明的一些实施方式中具有可能的益处，但是这些可选的整体或特征在其他实施方式中可能并非是理想的，并且因此，在其他实施方式中可以被省去。

Claims (13)

1.一种制造飞行器的机翼的方法，所述机翼包括固定翼和位于所述固定翼的梢端处的翼梢装置，其中，所述翼梢装置能够在飞行构型与地面构型之间相对于所述固定翼旋转，

其中，所述飞行构型用于在飞行期间使用，在所述飞行构型中，所述翼梢装置的后缘是所述固定翼的后缘的延续部，所述翼梢装置的前缘是所述固定翼的前缘的延续部，所述翼梢装置的上表面是所述固定翼的上表面的延续部，所述翼梢装置的下表面是所述固定翼的下表面的延续部，并且

所述地面构型用于在基于地面的操作期间使用，在所述地面构型中，所述翼梢装置相对于所述固定翼旋转使得所述机翼的跨度减小，

所述方法包括下述步骤：

通过下述步骤来设计所述机翼：

a)确定使所述翼梢装置从所述飞行构型向所述地面构型旋转的欧拉旋转轴线的取向，并且随后确定将所述固定翼和所述翼梢装置分开的切割面的位置，所述切割面正交于所述欧拉旋转轴线定向；

或者

b)确定将所述固定翼和所述翼梢装置分开的切割面的位置和取向，并且随后确定使所述翼梢装置从所述飞行构型向所述地面构型旋转的欧拉旋转轴线的位置，所述欧拉旋转轴线正交于所述切割面定向，

以及

反复地重复步骤(a)或步骤(b)直到获得实现一个或更多个设计准则的优选切割面为止；

然后根据所述设计来制造机翼。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述一个或更多个设计准则包括下述方面中的至少一者：

i.处于所述地面构型的所述翼梢装置的选定位置；

ii.用于在所述飞行构型与所述地面构型之间致动所述翼梢装置的选定致动载荷阈值；

iii.与容置在所述机翼内的内部系统的干涉的最小化；

iv.与所述机翼内的内部结构的干涉的最小化；

v.所述固定翼与所述翼梢装置之间的在所述切割面内的分界面的区域的选择；和/或

vi.所述机翼的上表面与所述机翼的下表面之间的沿着所述切割面的距离的选择。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述翼梢装置还能够在所述飞行构型与用于在飞行期间使用的飞行控制构型之间相对于所述固定翼旋转，在所述飞行控制构型中，所述翼梢装置朝向所述地面构型或远离所述地面构型旋转一小部分距离，使得在处于所述飞行控制构型中时，所述机翼上的载荷被改变以控制飞行。

4.根据权利要求3所述的方法，其中，所述翼梢装置能够从所述飞行控制构型或朝向所述飞行控制构型绕所述欧拉旋转轴线旋转，并且所述一个或更多个设计准则包括：

vii.处于所述飞行控制构型的所述翼梢装置的选定位置。

5.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述飞行器包括两个所述机翼，各个所述机翼从所述飞行器的机身的相反两侧延伸，并且其中，所述方法包括下述步骤：

各个所述机翼的所述翼梢装置布置成沿相反的方向旋转使得所述翼梢装置在处于所述地面构型时不对称地旋转。

6.一种飞行器，包括机翼，所述机翼包括固定翼和位于所述固定翼的梢端处的翼梢装置，所述翼梢装置能够在飞行构型与地面构型之间相对于所述固定翼旋转，

其中，所述飞行构型用于在飞行期间使用，在所述飞行构型中，所述翼梢装置的后缘是所述固定翼的后缘的延续部，所述翼梢装置的前缘是所述固定翼的前缘的延续部，所述翼梢装置的上表面是所述固定翼的上表面的延续部，所述翼梢装置的下表面是所述固定翼的下表面的延续部，并且

所述地面构型用于在基于地面的操作期间使用，在所述地面构型中，所述翼梢装置相对于所述固定翼旋转使得所述机翼的跨度减小，

其特征在于，所述翼梢装置能够在所述飞行构型与所述地面构型之间绕欧拉旋转轴线旋转，其中，所述欧拉旋转轴线相对于彼此都相互垂直的三个方向即纵向方向、横向方向和竖向方向均成角度，

并且其中，所述翼梢装置和所述固定翼沿着切割面分开，所述切割面正交于所述欧拉旋转轴线定向，使得所述固定翼和所述翼梢装置当在所述飞行构型与所述地面构型之间旋转时不碰撞，

其中，所述固定翼的面向所述切割面的端部包括所述前缘的端部、后缘的端部、所述固定翼的上表面的边缘以及所述固定翼的下表面的边缘，并且，

其中，所述翼梢装置的面向所述切割面的端部包括所述前缘的端部、所述后缘的端部、所述翼梢装置的上表面的边缘以及所述翼梢装置的下表面的边缘。

7.根据权利要求6所述的飞行器，其中，所述欧拉旋转轴线与所述竖向方向成较小的角度，使得所述切割面是浅切口。

8.根据权利要求6或7所述的飞行器，其中，所述欧拉旋转轴线向外侧成角度使得所述切割面相对于所述固定翼形成顶切口。

9.根据权利要求6或7所述的飞行器，其中，所述欧拉旋转轴线向内侧成角度使得所述切割面相对于所述固定翼形成底切口。

10.根据权利要求6或7所述的飞行器，其中，所述飞行器包括两个所述机翼，各个所述机翼从所述飞行器的机身的相反两侧延伸，并且各个所述机翼的所述翼梢装置布置成沿相反的方向旋转使得所述翼梢装置在处于所述地面构型时不对称地旋转。

11.根据权利要求6或7所述的飞行器，其中，从所述固定翼至所述翼梢装置存在平滑过渡。

12.一种飞行器，包括通过根据权利要求1至5中的任一项所述的方法制造的机翼。

13.一种用作根据权利要求6至11中的任一项所述的飞行器的所述机翼的所述翼梢装置的翼梢装置。

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