CN106414236A - 弯曲的小翼 - Google Patents

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Abstract

一种小翼(3)，具有内端部(5)和外端部(7)。该小翼(3)具有变化的曲率半径R，该变化的曲率半径：(i)在第一距离(d1)上沿该小翼减小；(ii)在第二距离(d2)上保持不变；并且(iii)在第三距离(d3)上沿该小翼(d3)增加。第一距离和第三距离的总和(d1+d3)大于第二距离(d2)。该曲率半径可以根据方程R＝k1/dn变化。参数n可以等于1使得该曲率遵循欧拉螺线。

Description

弯曲的小翼
技术领域
本发明涉及用于航空器的小翼、小翼和航空器机翼，并且涉及设计小翼的方法。
背景技术
多种小翼设计是已知的。许多小翼具有以下类型：包括向上取向的平面的小翼叶片，该小翼叶片通过短的弯曲的过渡区域附接到航空器机翼的端部。例如在US 5275358和US 5348253中示出这种类型的小翼的例子。
也已经提出一些替代类型的小翼设计。例如，EP 1349778公开一种小翼，该小翼在从其内端部延伸到其外端部时具有增加的曲率半径。EP 1349778公开遵循基本上椭圆形曲线的小翼的可能性。
至今为止的小翼的设计已经主要取决于空气动力学考虑，诸如它们对总阻力的影响(典型地产生诱导阻力的减小和轮廓/粘性阻力的(较小)增加)。结构考虑已经趋向于是设计过程中的次级焦点。
发明内容
本发明试图提供一种改进的小翼。
根据本发明的第一方面，提供一种航空器机翼和其翼尖上的小翼，所述小翼具有内端部和外端部，所述小翼在从其内端部延伸到其外端部时具有变化的曲率半径R，其特征在于，所述小翼的曲率半径：
(i)在第一距离d1上沿所述小翼减小，所述第一距离沿所述小翼从所述内端部到第一部位；
(ii)在第二距离d2上保持不变，所述第二距离沿所述小翼从所述第一部位到第二部位；并且
(iii)沿所述小翼在第三距离d3上增加，所述第三距离沿所述小翼从所述第二部位到第三部位，并且
其中，所述第一距离和第三距离的总和d1+d3大于所述第二距离d2。
具有在小翼延伸离开其内端部时减小并且然后在小翼向着其外端部延伸时再增加的曲率半径的小翼已经被发现在结构上且在空气动力学上是有利的。特别地，这种曲率可以保证典型地平面的机翼和该小翼之间的相对平缓的曲线。这产生许多益处：它倾向于减轻连接处的震动形成；弯曲的形状已经被发现在使用期间实现该小翼和翼尖中的相对平滑的应力分布；和/或当组装该小翼时，该形状实现相对容易的接近。
该小翼的曲率典型地沿1/4弦线(该1/4弦线是确定机翼/小翼相对于其扭曲的参考线)被测量。该曲率在这个1/4弦线的正面投影中(即，从独立于扫描的正面视图)被测量。在本发明的一些实施例中，该曲率可以沿盒状件中线(即，前梁和后梁之间的中间位置)被测量。
小翼的内端部应当是对本领域技术人员来说容易地可识别并且是该曲率开始偏离(基本上平面的)翼尖的部位。对于可拆卸的小翼，小翼的内端部典型地是附接到翼尖的部分。
在第一距离d1上，曲率半径可以根据方程R＝kl/dn变化，其中k1是常数，d是沿向外方向测量的沿该小翼的距离，并且n>0。具有在第一距离上根据这个方程变化的曲率半径已经被发现在空气动力学上且在结构上是特别有利的。原理上，在第一距离上的小翼的曲率可以遵循由上述方程决定的曲线的任何部分(即，在小翼的内端部处，距离d可以大于0)。然而，在本发明的大多数实施例中，小翼的内端部将是平面的，以便与翼尖融合。因此，距离d优选地从小翼的内端部处的起始点(d＝0)被测量使得小翼的内端部基本上是平面的。
在第三距离d3上，曲率半径可以根据方程R＝k2/dn变化，其中k2是常数，d是沿向内方向测量的沿小翼的距离，并且n>0。具有在第三距离上根据这个方程变化的曲率半径已经被发现在空气动力学上且在结构上是特别有利的。原理上，在第三距离上的小翼的曲率可以遵循由上述方程决定的曲线的任何部分(即，在第三部位处，距离d可以大于0)。因此，距离d可以从定位成超过第三部位的起始点被测量使得该小翼在第三部位处弯曲。
替代地，距离d可以从第三部位处的起始点被测量使得该小翼在第三部位处是基本上平面的。
该小翼可以为其中0.25≤n≤4的形状。该小翼可以为其中0.25≤n≤2的形状。该小翼可以为其中0.5≤n≤1.5的形状。该小翼可以为其中n＝1的形状使得该小翼在第一距离d1和/或第三距离d3上呈欧拉螺线弯曲。具有在第一距离或第三距离上(并且更优选地在第一距离和第三距离上)呈欧拉螺线弯曲的小翼已经被发现在保证小翼中的平滑应力分布方面是特别有利的。欧拉螺线(也称为螺环(spiros)或考纽螺线(Cornusprirals))具有沿小翼的长度线性地改变的曲率。
第三部位可以处于小翼的外端部处。替代地，小翼可以包括超出第三部位的部分，典型地相对小的部分。在这些实施例中，第一距离、第二距离和第三距离的总和d1+d2+d3可以是从小翼的内端部到外端部的距离的至少80％，并且更优选地至少90％。在具有超出第三部位的部分的实施例中，这个部分可以是基本上平面的。
第二距离d2优选地与第一距离和第三距离d1和d3相比相对小的。第二距离d2可以不超过第一距离和第三距离的总和d1+d3的20％。第二距离d2可以不超过第一距离和第三距离的总和d1+d3的10％。在本发明的一些实施例中，第二距离d2可以基本上为零。
由于第一部位和第二部位之间的曲率半径是不变的，因此将理解，第一部位处的曲率半径等于第二部位处的曲率半径。因此，第一距离上的最小曲率半径(即，在第一部位处)等于第三距离上的最小曲率半径(即，在第二部位处)，并且该小翼不倾向于包含各区域之间的曲率的任何不连续。
当在翼尖上存在单个小翼时，本发明是特别有益的，因为这种小翼倾向于经受相对大的载荷(与多个较小小翼相比)。小翼的尾缘可以是机翼的尾缘的延续。小翼的前缘可以是机翼的前缘的延续。这种布置不同于存在沿翼尖在弦向方向上交错的多个小翼的布置。
小翼的外端部可以是基本上竖直的。例如，小翼的外端部可以相对于竖直方向以小于20度，并且更优选地小于10度倾斜。倾向于有益的是，具有竖直的或基本上竖直的小翼，因为对于给定长度的小翼，这种布置倾向于在跨度相对小时更好地符合航空器门限。
该小翼可以是向下延伸的，但更优选地，该小翼是向上延伸的。
根据本发明的另一方面，提供一种用作这里描述的本发明的第一方面中的小翼的小翼。该小翼可以具有内端部和外端部，并且该小翼可以在从其内端部延伸到其外端部时弯曲。该小翼的曲率半径R可以：
(i)在第一距离d1上沿所述小翼减小，所述第一距离沿所述小翼从所述内端部到第一部位；
(ii)在第二距离d2上保持不变，所述第二距离沿所述小翼从所述第一部位到第二部位；并且
(iii)沿该小翼在第三距离d3上增加，该第三距离沿该小翼从第二部位到第三部位，并且
第一距离和第三距离的总和d1+d3可以大于第二距离d2。
根据本发明的另一方面，提供一种设计用来配合到航空器机翼的小翼的方法，该方法包括以下步骤：
产生配合到机翼的小翼的模型，所述小翼具有第一曲率；
模拟在使用期间所述机翼的端部和所述小翼中的应力分布；
修改第一距离d1上的所述小翼的曲率，所述第一距离沿所述小翼从所述小翼的内端部到第一部位，所述曲率被修改用来改善在使用期间在所述小翼和所述机翼之间的应力分布。与其中仅仅空气动力学考虑倾向于确定该曲率的小翼设计的已知方法形成对比，本发明认识到，小翼的曲率可以被修改以改进机翼/小翼中的结构载荷。
该曲率可以被修改用来在使用期间在小翼和机翼之间提供更平滑的应力分布。具有第一曲率的小翼可以具有根据本发明的第一方面中的小翼的曲率。该曲率可以通过改变第一距离上的曲率半径的减小速率被修改。该曲率可以通过改变第三距离上的曲率半径的增加速率被修改。
将理解，参考本发明的一方面描述的任何特征同样适用于本发明的任何其它方面，并且反之亦然。
附图说明
现在将参考所附示意图仅通过例子的方式描述本发明的实施例，其中：
图1是根据本发明的第一实施例的小翼和机翼的示意图。
具体实施方式
图1示出机翼1的1/4弦线和从前视图(即，在竖直平面中，垂直于航空器纵向轴线(未示出))向上延伸的小翼3。机翼1/4弦线以细线被示出，并且小翼1/4弦线以较粗的线被示出。
小翼具有常规的翼剖面(未示出)。小翼的前缘是机翼的前缘的延续，并且小翼的尾缘是机翼的尾缘的延续。
该1/4弦线是限定机翼和小翼相对其扭曲的线。这个1/4弦线用于限定小翼的曲率。该曲率在下面被更详细地描述。
根据第一实施例，小翼3在从其内端部5延伸到其外端部7时具有变化的曲率半径R。小翼的曲率半径可以分解成四个区域，每一个区域与相邻的区域融合。
从内端部5向外分析小翼，存在第一区域(区域1)，该第一区域沿小翼从内端部5延伸第一距离d1到第一部位9。在区域1中，小翼的曲率根据欧拉螺线变化。因此，曲率半径R＝k1/d，其中k1是常数并且d是沿螺线的距离。在这个实施例中，距离d从小翼3的内端部5处的起始点向外地(在图1中用箭头标记)被测量。因此，曲率半径在内端部(d＝0)处是无穷大(即，存在零曲率)，并且曲率半径沿小翼3沿第一距离d1减小。
从第一部位9到第二部位11，曲率半径是不变的，如图1中的圆15的弧13所示。这个恒定曲率区域(标记的区域2)的长度d2是相对于相邻区域(区域1和3)的长度d1+d3较小的(大约3％)。在一些其它实施例(未示出)中，这个区域可以为零长度。
从第二部位11到第三部位17(区域3)，曲率半径在距离d3上增加。在区域3中，小翼的曲率随着沿向内方向测量的沿该曲线的距离也根据欧拉螺线变化。因此，曲率半径R＝k2/d，其中k2是常数并且d是沿该螺线的距离(向内测量，在图1中用箭头标记)。在这个实施例中，距离d从小翼3上的第三部位17处的起始点被测量。因此，曲率半径在第三部位17(d＝0)处是无穷大(即，零曲率)。
第四且最后的区域(区域4)从第三部位17延伸到小翼3的外端部7。这个区域是从第三部位17的相对小的平面延伸。
在本发明的第一实施例中，区域1和3的长度d1和d3是相同的。然而，在本发明的其它实施例中，该长度可以是不同的。在第一实施例中，常数k1和k2也是相等的，但在其它实施例中，这些常数不必需要是相同的，并且区域1和3中的曲率可以是不同的。
图1中示出的小翼已经被发现在结构上且在空气动力学上是特别有利的。特别地，区域1中的曲率使得在平面的机翼1和小翼3之间存在相对平缓的曲线。这倾向于减轻连接处的震动形成。此外，区域1-3的弯曲形状已经被发现用来在使用期间实现小翼3和翼尖1中的相对平滑的应力分布。
在本发明的其它实施例(未示出)中，区域1和/或3中的曲率根据方程R＝k1/dn变化。然而，不同于欧拉螺线(n＝1)，0.5<n<l或l<n<1.5使得小翼具有其它曲率变化。
图1中的小翼3使用新颖方法被设计，其中当确定小翼曲率时考虑应力分布。该方法包括以下步骤：
(i)产生配合到机翼的小翼的计算机模型，该小翼具有第一曲率；
(ii)模拟在使用期间机翼的端部和小翼中的应力分布；和
(iii)修改第一距离d1上的小翼的曲率。显然，该曲率被修改用来在使用期间平滑化小翼和机翼之间的应力分布。将这个用作迭代方法，具有导致改善的应力分布的曲率的小翼被获得。
虽然本发明已经参考特别实施例被描述且示出，但本领域技术人员将理解，本发明适用于在这里没有特别示出的许多不同变化。如果在前述描述中提及具有已知的，显然的或可预见的等同物的整体或要素，则这种等同物在这里被并入如同被单独地阐明。应当参考权利要求以便确定本发明的真实范围，本发明的真实范围应当被解释成包括任何这种等同物。读者也将理解，被描述为优选的，有利的，方便的等等的本发明的整体或特征是任选的并且不限制独立权利要求的范围。

Claims (20)

1.一种航空器机翼和其翼尖上的小翼，所述小翼具有内端部和外端部，所述小翼在从其内端部延伸到其外端部时具有变化的曲率半径(R)，其特征在于，所述小翼的曲率半径：
(i)在第一距离(d1)上沿所述小翼减小，所述第一距离沿所述小翼从所述内端部到第一部位；
(ii)在第二距离(d2)上保持不变，所述第二距离沿所述小翼从所述第一部位到第二部位；并且
(iii)沿所述小翼在第三距离(d3)上增加，所述第三距离沿所述小翼从所述第二部位到第三部位，并且
其中，所述第一距离和第三距离的总和(d1+d3)大于所述第二距离(d2)。
2.根据权利要求1所述的航空器机翼和小翼，其中，在所述第一距离(d1)上，所述曲率半径根据方程R＝k1/dn变化，其中k1是常数，d是沿所述小翼沿向外方向测量的距离，并且n>0。
3.根据权利要求2所述的航空器机翼和小翼，其中，所述距离d从所述小翼的内端部处的起始点被测量，使得所述小翼的内端部是基本上平面的。
4.根据权利要求1到3中的任一项权利要求所述的航空器机翼和小翼，其中，在所述第三距离(d3)上，所述曲率半径根据方程R＝k2/dn变化，其中k2是常数，d是沿所述小翼沿向内方向测量的距离，并且n>0。
5.根据权利要求4所述的航空器机翼和小翼，其中，所述距离d从定位成超过所述第三部位的起始点被测量，使得所述小翼在所述第三部位处弯曲。
6.根据权利要求4所述的航空器机翼和小翼，其中，所述距离d从所述第三部位处的起始点被测量，使得所述小翼在所述第三部位处是基本上平面的。
7.根据权利要求2到6中的任一项权利要求所述的航空器机翼和小翼，其中，0.5≤n≤1.5。
8.根据权利要求7所述的航空器机翼和小翼，其中，n＝1，使得所述小翼在所述第一距离(d1)上和/或所述第三距离(d3)上呈欧拉螺线弯曲。
9.根据前述任一项权利要求所述的航空器机翼和小翼，其中，所述第三部位处于所述小翼的外端部处。
10.根据权利要求1到8中的任一项权利要求所述的航空器机翼和小翼，其中，所述第一距离、第二距离和第三距离的总和(d1+d2+d3)是从所述小翼的内端部到外端部的距离的至少90％。
11.根据权利要求10所述的航空器机翼和小翼，其中，所述小翼从所述第三部位到所述小翼的外端部是基本上平面的。
12.根据前述任一项权利要求所述的航空器机翼和小翼，其中，所述第二距离(d2)不超过所述第一距离和第三距离的总和(d1+d3)的20％。
13.根据权利要求12所述的航空器机翼和小翼，其中，所述第二距离(d2)基本上为零。
14.根据前述任一项权利要求所述的航空器机翼和小翼，所述小翼的尾缘是所述机翼的尾缘的延续，并且所述小翼的前缘是所述机翼的前缘的延续。
15.根据前述任一项权利要求所述的航空器机翼和小翼，其中，所述小翼的外端部是基本上竖直的。
16.根据前述任一项权利要求所述的航空器机翼和小翼，其中，所述小翼向上延伸。
17.用作权利要求1到16中的任一项权利要求所述的小翼的小翼，所述小翼具有内端部和外端部，并且所述小翼在从其内端部延伸到其外端部时弯曲，其特征在于，所述小翼的曲率半径(R)：
(i)在第一距离(d1)上沿所述小翼减小，所述第一距离沿所述小翼从所述内端部到第一部位；
(ii)在第二距离(d2)上保持不变，所述第二距离沿所述小翼从所述第一部位到第二部位；并且
(iii)沿所述小翼在第三距离(d3)上增加，所述第三距离沿所述小翼从所述第二部位到第三部位，并且
其中，所述第一距离和第三距离的总和(d1+d3)大于所述第二距离(d2)。
18.一种设计用来配合到航空器机翼的小翼的方法，所述方法包括以下步骤：
产生配合到机翼的小翼的模型，所述小翼具有第一曲率；
模拟在使用期间所述机翼的端部和所述小翼中的应力分布；
修改所述小翼在第一距离(d1)上的曲率，所述第一距离沿所述小翼从所述小翼的内端部到第一部位，所述曲率被修改用来改善在使用期间在所述小翼和所述机翼之间的应力分布。
19.根据权利要求18所述的方法，其中，所述曲率被修改用来在使用期间在所述小翼和所述机翼之间提供更平滑的应力分布。
20.根据权利要求18或权利要求19所述的方法，其中，所述小翼的曲率半径在所述第一距离(d1)上减小，并且所述曲率通过改变所述曲率半径的减小速率而被修改。
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