CN107010203A - 具有扰流器的飞行器机翼 - Google Patents

Abstract

一种具有扰流器的飞行器机翼，扰流器能通过致动器驱动机构从具有偏转角度α_ref的基准位置移动至给定目标偏转角度α_target。扰流器仅经由条状元件和致动器驱动机构与飞行器机翼互连，扰流器的上游边缘仅经由弹性挠曲材料制成的条状元件与飞行器机翼互连，条状元件的下游边缘沿着扰流器的整个上游边缘或至少沿着扰流器的上游边缘的主要部分延伸，条状元件的整个上游边缘连接至飞行器机翼的上表面，并且致动器驱动机构构造并布置成使得在使扰流器从基准角度α_ref移动至给定目标偏转角度α_target时，条状元件以应变沿着条状元件恒定的方式弯曲，所有偏转角度α下的条状元件的截面至少在给定的失效范围内呈现具有半径R(α)的环形区段的形式，α、α_target、α_ref∈[‑α₁,α₂]。

Description

具有扰流器的飞行器机翼

技术领域

本发明涉及具有扰流器、特别是大升力扰流器的飞行器机翼。扰流器能够通过致动器驱动机构从具有偏转角度α_ref的基准位置移动至给定的目标偏转角度α_target。

背景技术

扰流器——有时称为“卸升板”或“减升板”——是飞行器上的一种用于减小升力的装置。扰流器是位于机翼的顶表面上的板，其可以向上伸展到气流中以扰乱气流。通过这样做，扰流器在其后面的机翼的一部分之上产生受控失速，从而极大地减小了该机翼部段的升力。扰流器与减速板的不同之处在于：减速板设计成增大阻力而不会影响升力，而扰流器则既减小升力又增大阻力。扰流器分为两类：在飞行期间以可控角度展开来增大下降速率或控制横滚(roll)的扰流器，以及在着陆时立即完全展开来极大地减小升力(“升力卸减”)并增大阻力的扰流器。在现代的线传飞控(fly-by-wire)飞行器中，同一组控制表面实现两种功能。扰流器能够用于在扰流器于两个机翼上展开的情况下使飞行器减速或使飞行器下降。扰流器还能够用于在扰流器仅在一个机翼上展开的情况下产生飞行器的横滚运动。

减小飞行器机翼的空气动力学阻力是与相应飞行器的更好性能以及减少燃料燃烧相关的几个研究主题之一。已知的是，未来最佳的层流飞行器机翼在大多数情况下或所有运行中的空气动力学情形下实现跨过飞行器机翼的层流边界层，而不具有任何湍流气流或仅具有最小的湍流气流。

发明内容

本发明的目的是提供一种具有扰流器、特别地空气动力学阻力减小的大升力扰流器的飞行器机翼。

本发明的第一方面提供了一种具有扰流器的飞行器机翼，该扰流器能够通过致动器驱动机构从具有偏转角度α_ref的基准位置移动至给定的目标偏转角度α_target。所提出的飞行器机翼的特征在于，扰流器仅经由条状元件和致动器驱动机构与飞行器机翼互相连接，其中，扰流器的上游边缘仅经由由能够弹性挠曲的材料制成的条状元件与飞行器机翼互相连接，其中，该条状元件的下游边缘沿着扰流器的整个上游边缘或至少沿着扰流器的上游边缘的主要部分延伸，并且其中，该条状元件的整个上游边缘连接至飞行器机翼的上表面。

致动器驱动机构构造并布置成使得在使扰流器从基准角度α_ref移动至给定的目标偏转角度α_target时，条状元件以应变沿着条状元件恒定的方式弯曲，其中，所有偏转角度α下的条状元件的截面至少在给定的失效范围内呈现具有半径R(α)的环形区段的形式，其中，α、α_target、α_ref∈[-α₁,α₂]。

优选地，致动器驱动机构结合在飞行器机翼中。致动器驱动机构可以仅由致动器构成或者包括致动器以及由致动器驱动的机构。

在飞行器机翼的优选的实施方式中，从飞行器机翼的上表面经由条状元件的上表面到扰流器的上表面的通路是平滑且无间隙的表面。

在所提出的飞行器机翼中，条状元件受到最小的弯曲应变，从而导致条状元件的高的耐疲劳极限。

在优选的实施方式中，由给定的材料/结构制成的条状元件的最小厚度通过给定的失效容限限定。为了实现最小的弯曲应变，条状元件的厚度应当尽可能小。在优选的实施方式中，条状元件由金属、金属合金、碳纤维复合材料、玻璃纤维复合材料或其混合物制成。

由于所提出的条状元件及其相应的弯曲，扰流器上方的气流在最大程度上保持为层流，因而减小了飞行器机翼的整体空气动力学阻力，特别是当扰流器展开时更是如此。条状元件替代了当今用于将扰流器附接至飞行器机翼的铰链连接件。这些铰链连接件通常致使在飞行器机翼的上表面与扰流器表面之间具有间隙从而产生湍流气流。所提出的条状元件及其相应的弯曲防止或至少显着地减少湍流气流的产生。

飞行器机翼的优选实施方式的特征在于，目标偏转角度α_target选自以下区间：α∈[-30°,60°]、或者[-20°,60°]、或者[-15°,60°]、或者[-10°,50°]。负偏转角度α指示扰流器的下垂功能，其中，例如，与飞行器机翼连接的着陆阻力板下降并且扰流器依循着陆阻力板在一定限度内下降。在优选的实施方式中，扰流器还能够依循这种着陆阻力板的提升来产生飞行器机翼的可变截面，也就是所谓的“可变弧度(camber)功能”。

飞行器机翼的优选实施方式的特征在于，指示条状元件的实际截面形状与具有半径R(α)的相应环形区段的偏差的给定的失效范围小于15％、或10％、或5％、或2％、或1％。基于具有普通经验及相应领域的技术人员已知的方法来计算偏差。显然，当从条状元件的实际截面形状到相应环形驱动的偏差最小(理论上等于零)时，条状元件中的弯曲应变最优化地减小到最小值。

飞行器机翼的优选实施方式的特征在于，致动器驱动机构包括引导运动件或引导轨道、引导杆和致动器，其中，引导运动件固定至飞行器机翼的内部结构件(例如，翼盒)上的接触部C1，引导杆的第一端部刚性地连接至扰流器下侧的接触部C2，分隔开距离D的两个连接元件连接至引导杆的第二端部，连接元件能够以可移动的方式联接至引导运动件，其中，该连接元件仅允许引导杆的第一端部沿着引导运动件的运动。引导运动件具有纵向延伸和相应的3D形式。

在优选的实施方式中，引导运动件根据实际偏转角度α对扰流器施加相应的位置和取向。扰流器的已施加的位置和取向导致条状元件的截面最优化地呈现环形区段的所述形式。

在优选的实施方式中，致动器驱动机构构造成使得致动器驱动机构吸收来自扰流器的大部分力和力矩并且将这些力和力矩传递到飞行器机翼的内部结构件。

优选的实施方式的特征在于，致动器驱动机构的致动器固定至飞行器机翼的内部结构件并且连接至引导杆，以使引导杆沿着引导运动件运动，其中，运动取决于给定的目标偏转角度α_target，其中，任意偏转角度α∈[-α₁,α₂]与引导杆沿着引导支承件的不同位置相对应，并且其中，引导运动件具有3D形式，使得所有偏转角度α下的扰流器通过引导杆铰接，从而使得所有偏转角度α下的能够挠曲的条状元件的截面至少在给定的失效范围内呈现具有半径R(α)的环形区段的所述形式，其中，α、α_target、α_ref∈[-α₁,α₂]。

在优选的实施方式中，连接元件包括滚子。滚子能够使得引导杆沿着引导运动件或多或少无摩擦地运动。

引导运动件可以选自各种变型，例如：水平移动和/或竖向移动、延伸、或甚至通过附接弹簧而引入反向力。

飞行器机翼的优选实施方式的特征在于，致动器驱动机构构造并布置成使得扰流器上的大部分空气载荷经由致动器驱动机构传递到翼型，其中，仅最小量的空气载荷分别传递到致动器驱动机构的致动器或经由致动器传递到飞行器机翼的内部结构件。

在优选的实施方式中，致动器驱动机构几乎完全(90％至100％)吸收空气载荷(力和力矩)，特别是在扰流器完全展开状态下(α＝α_max＝α₂)，并且将这些载荷传递到飞行器机翼的内部结构件，而致动器驱动机构的致动器使扰流器保持接近无力。这致使对致动器的要求显著降低并且因而致使显着降低成本和重量。

飞行器机翼的优选实施方式的特征在于，致动器驱动机构构造成使得扰流器上85％、或90％、或95％、或97％、或98％、或99％的空气载荷经由致动器驱动机构传递至飞行器机翼，并且小于15％、或10％、或5％、或3％、或2％、或1％的空气载荷传递至致动器。

在优选的实施方式中，引导杆的长度L能够根据偏转角度α变化：L＝L(α)；和/或引导杆的几何形状G(α)能够根据偏转角度α变化。

在优选的实施方式中，致动器驱动机构构造成使得具有半径R(α)的环形区段的虚拟中心位置CP(α)在三维空间中随α变化，从而允许对扰流器施加相应的位置和取向。

所提出的飞行器机翼的优选的实施方式的特征在于，扰流器包括至少以下区段：具有刚度S₁的上游区段SEG₁、具有刚度S₂的下游区段SEG₂、具有刚度S₃的连接区段SEG₃，连接区段SEG₃将SEG₁的下游边缘与SEG₂的上游边缘连接，条状元件将SEG₁的上游边缘连接至飞行器机翼的上表面，其中，至少连接区段SEG₃具有导致扰流器的上表面呈凸状形状的机械预应力，其中，S₃<S₁、S₂。

在该实施方式中，扰流器可以用作自适应减震凸起(shock control bump)，以允许改进飞行器机翼的性能并且特别有助于改进振动性能及减小飞行器机翼的特性阻抗。当扰流器处于基准位置时，减震凸起的形状可以通过致动器驱动机构修改。

在优选的实施方式中，致动器驱动机构构造成使得其即使在条状元件失效的情况下也允许扰流器的缩回和伸出。这是可能的，原因在于，扰流器的取向和位置通过致动器驱动机构以机械的方式限定。致动器驱动机构将来自扰流器的几乎所有的力和力矩传递到飞行器机翼，而条状元件优选地仅将来自扰流器的不相关的最小力或力矩传递到飞行器机翼。条状元件的主要作用是在边界层中保持尽可能长的层流，从而使飞行器机翼的空气动力学阻力的减小。在条状元件失效的情况下可能产生湍流，但扰流器本身的功能不会受到危害。

所提出的飞行器机翼显示了扰流器通过条状元件与飞行器机翼的上表面的无间隙连接，从而使空气动力学阻力减小。该方面可以在当今的超音速且层流式飞行器机翼上使用。所提出的致动器驱动机构吸收扰流器上的几乎所有力和力矩并且将这些力和力矩传递到飞行器机翼的内部结构件(例如翼盒)，优选地不将这些力和力矩经由致动器驱动机构的致动器传递到飞行器机翼。通过条状元件传递到飞行器机翼的力和力矩是微小的且主要归因于所施加的弯曲力。所提出的飞行器机翼证明了气流在扰流器的伸出位置和缩回位置都跨过机翼。

本发明的第二方面提供了一种具有如前所述的飞行器机翼的飞行器或宇宙飞船。

附图说明

图1是挠性条状元件的示意性截面图和几何特性，

图2是扰流器处于展开位置的飞行器机翼的示意性截面图，以及

图3是提出的包括扰流器的飞行器机翼的示意性截面图。

具体实施方式

以下描述提供了一种用于估算在已展开的扰流器位置——即α≠α_ref——的挠性条状元件内出现的机械应变的方法。此外，移动端点和引导点的轨迹基于扰流器的偏转角度α而确定。

图1中示出了挠性条状元件的主要几何形状。主要流动方向沿着y轴线定向。飞行器机翼表面上方的高度沿着z轴线定向。在y＝0处，条状元件的上游边缘连接至飞行器机翼的上表面。假定条状元件弯曲成半径R的圆形形状。条状元件的长度L保持恒定，这意味着零拉伸应变。条状元件变形成使得条状元件在条状元件的端点A处倾斜了角度α，其中，角度α是扰流器的偏转角度。

因此，最大应变的准则变成了纯粹的几何问题而不涉及机械性能。假定弯曲力矩沿着条状元件是恒定的。然而，显然必须考虑大的位移。

引导点A的轨迹

已变形的条状元件上的点P受约束于圆形形状，点P的位置依循：

(1)y²+(R-z)²＝R²

或利用所涉及的参量总是正的，

(2)

条状元件的长度L是恒定的并且可以用圆的圆周上的角度α表示，

(3)L＝αR

角度α可以使用从圆心到点P和投影到z轴线上的点构成的三角形的正切表示，

(4)

或替代性地使用(2)的右式由圆形曲线的斜率表示，

(5)

针对y²来求解式(5)，得到

(6)

在用(3)替代R之后，点A的轨迹用α表示为：

(7)y_a＝(L/α)sinα，z_a＝(αL/2)(1-α²/12)

由于未变形的条状元件的α为零度，故而该解不利地具有实际上不能实现的奇异点。就此而言，关于α逼近零进行级数展开并且展开到二次项，得到：

(8)y＝L(1-α²/6)，z_b＝z_a-L_bsin(α+β)

从而提供了未变形的条状元件的预期位置。因此，(7)是端点A相对于外部施加的旋转α得到的轨迹

引导点B的轨迹

假设距点A恒定距离L_B、成初始倾斜角度为β的点B跟随点A旋转。则，点B的轨迹满足：

(9)y_b＝y_a-L_bcos(α+β)，z_b＝z_a-L_bsin(α+β)

该公式允许对长度L_b、角度β和坐标y_b、z_b中的两个参数进行预定义。因此，其余的两个参数将是挠性条状元件的运动结果。这允许引导运动件的各种变型，例如，水平移动或竖向移动、延伸或甚至可以通过附接有弹簧而引入反向力。

弯曲表面应变

颗粒的(线性)应变在到外壳的中平面的距离z的情况下由下式确定：

(10)ε＝ε₀±zκ₀

其中，ε₀是拉伸应变并且κ₀是中平面处的曲率。圆的曲率通过下式表示：

(11)κ₀＝1/R

由于假设不可伸长的变形，ε₀＝0，在厚度为t的外壳表面处的应变为：

(12)

从上式中可以推断出给定的最大许用应变的最小长度和期望的倾斜角度，其中，

(13)

并且其中，ε_allowed反映了许用拉伸应变和许用压缩应变的最小绝对值。

引导曲线的曲率半径

引导曲线CP(α)的中心可以根据偏转角度α借助于下式推断出：

(14)

由

(15)

然后借助于下式找到曲率中心CP(α)的位置：

(16)

(17)

运动载荷

扰流器(参见图2)受到沿法向方向作用至总长度L的扰流器表面的恒定压力p。致动器运动件定位在距扰流器下游边缘距离L_f处。致动器运动件需要提供的每横向单位长度的总力为：

F_A＝F_C+pL

其中，F_C是反向运动件消除形成的弯矩所需的载荷，弯矩为：

假设反向运动件位于扰流器内侧边缘处，L_C＝L-L_f，则在下述情况下实现零弯矩M_R＝0：

在致动器运动件位于扰流器弦线(spoiler cord)的中心的情况下，L_f＝L/2，其中，F_C明显变为零。通过F_C得到致动器力为：

这只是由反作用力增加的合成压力。

图3图示了所提出的具有扰流器101和后缘襟翼108的飞行器机翼100的示意性截面图。扰流器101能够通过致动器驱动机构从具有偏转角度α_ref的基准位置移动至给定的目标偏转角度α_target。

扰流器101仅经由条状元件103和致动器驱动机构与飞行器机翼互相连接，其中，扰流器101的上游边缘仅经由由能够弹性挠曲的材料制成的条状元件103与飞行器机翼100互相连接，其中，条状元件103的下游边缘沿着扰流器101的整个上游边缘延伸，并且其中，条状元件103的整个上游边缘连接至飞行器机翼的上表面。从飞行器机翼100的上表面经由条状元件103的上表面至扰流器101的上表面的通路是平滑且无间隙的表面。

致动器驱动机构构造并布置成使得在使扰流器101从基准角度α_ref移动至给定的目标偏转角度α_target时，条状元件103以应变在沿着条状元件103的恒定的方式弯曲，其中，所有偏转角度α下的挠性条状元件103的截面至少在给定的失效范围内呈现具有半径R(α)的环形区段的形式，其中α、α_target、α_ref∈[-α₁,α₂]。

在图示示例中，致动器驱动机构包括引导运动件104、引导杆105和致动器106，其中，引导运动件104固定至飞行器机翼的内部结构件(翼盒)上的接触部C1，引导杆105的第一端部刚性地连接至扰流器101的下侧的接触部C2。分隔开距离D的两个连接元件107连接至引导杆105的第二端部。连接元件107可移动地联接至引导运动件104，其中，连接元件107仅允许引导杆105的第一端部沿着引导运动件104的运动。

致动器106固定至飞行器机翼100的内部结构件(翼盒)并且还连接至引导杆105，以使引导杆105沿着引导运动件104移动。引导杆105的运动取决于给定的目标偏转角度α_target，其中，任意偏转角度α∈[-α₁,α₂]与引导杆105沿着引导运动件104的不同位置相对应，并且其中，引导运动件104具有3D形式，使得所有偏转角度α下的扰流器101通过引导杆105铰接，从而使得所有偏转角度α下的挠性条状元件103的截面至少在给定的失效范围内呈现具有半径R(α)的环形区段的形式，其中，α、α_target、α_ref∈[-α₁,α₂]。

扰流器101包括以下区段：具有刚度S₁的上游区段SEG₁、具有刚度S₂的下游区段SEG₂以及具有刚度S₃的连接区段SEG₃。连接区段SEG₃将SEG₁的下游边缘与SEG₂的上游边缘连接，并且条状元件103将SEG₁的上游边缘连接至飞行器机翼100的上表面。连接区段SEG₃具有机械预应力，这导致扰流器101的上表面呈给定的凸状形状，其中，S₃<S₁、S₂。

术语“上游”和“下游”是指在飞行时跨过飞行器机翼的主要流动方向。术语“截面”例如是指沿着跨过机翼的主要流动方向的截面或沿着飞行器的纵向轴线的截面。

术语“刚度”是指各区段或条状元件103的结构(机械)刚度。在优选的实施方式中，区段SEG₁、SEG₂由金属、金属合金、碳纤维复合材料、玻璃纤维复合材料或其混合物制成。在优选的实施方式中，用于互相连接的区段SEG₃和/或条状元件103由金属、金属合金、碳纤维复合材料、玻璃纤维复合材料或其混合物制成。在优选的实施方式中，区段SEG₁和/或SEG₂的刚度选择成使得所述区段至少在作用于上表面元件上的运行中的空气载荷下是尺寸稳定的。在优选的实施方式中，区段SEG₃的刚度选择成使得：首先，在扰流器上未作用有力特别是在扰流器上未作用有由致动器105引起的力的情况下，上表面元件的凸状形状基于机械预应力被保留，并且其次，用于互相连接的区段SEG₃进行足够的弹性挠曲以允许由致动器106引起的扰流器的上表面的形状的变化。在优选的实施方式中，刚度S₁等于刚度S₂：S₁＝S₂。

附图标记

100 飞行器机翼

101 扰流器

102 致动器驱动机构

103 挠性条状元件

104 引导运动件

105 引导杆

106 致动器驱动机构的致动器

107 连接元件

108 后缘襟翼

Claims (15)

1.一种具有扰流器(101)的飞行器机翼(100)，所述扰流器(101)能够通过致动器驱动机构(102)从具有偏转角度α_ref的基准位置移动至给定的目标偏转角度α_target，其特征在于：

所述扰流器(101)仅经由条状元件(103)和所述致动器驱动机构(102)与所述飞行器机翼互相连接，其中，

-所述扰流器(101)的上游边缘仅通过由能够弹性挠曲的材料制成的所述条状元件(103)与所述飞行器机翼(100)互相连接，其中，所述条状元件(103)的下游边缘沿着所述扰流器(101)的整个所述上游边缘或至少沿着所述扰流器(101)的所述上游边缘的主要部分延伸，并且其中，所述条状元件的整个上游边缘连接至所述飞行器机翼的上表面，以及

-所述致动器驱动机构(102)构造并布置成使得在使所述扰流器(101)从所述基准角度α_ref移动至所述给定的目标偏转角度α_target时，所述条状元件(103)以应变沿着所述条状元件(103)恒定的方式弯曲，其中，所有偏转角度α下的所述条状元件(103)的截面至少在给定的失效范围内呈现具有半径R(α)的环形区段的形式，其中，α、α_target、α_ref∈[-α₁,α₂]。

2.根据权利要求1所述的飞行器机翼(100)，其特征在于，从所述飞行器机翼(100)的所述上表面经由所述条状元件(103)的上表面到所述扰流器(101)的上表面的通路是平滑表面。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器机翼(100)，其特征在于，所述扰流器(101)是大升力扰流器。

4.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器机翼(100)，其特征在于，所述目标偏转角度α_target选自以下区间：α∈[-30°,60°]、或[-20°,60°]、或[-15°,60°]、或[-10°,50°]。

5.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器机翼(100)，其特征在于，指示所述条状元件(103)的实际截面形状与相应的具有半径R(α)的所述环形区段的偏差的给定的失效范围小于15％、或10％、或5％、或2％、或1％。

6.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器机翼(100)，其特征在于，所述致动器驱动机构(102)包括引导运动件(104)、引导杆(105)和致动器(106)，其中：

-所述引导运动件(104)固定至翼型的内部结构件上的接触部C1，

-所述引导杆(105)的第一端部刚性地连接至所述扰流器(101)的下侧的接触部C2，

-分隔开距离D的两个连接元件(107)连接至所述引导杆(105)的第二端部，

-所述连接元件(107)以可移动的方式联接至所述引导运动件(104)，其中，所述连接元件(107)仅允许所述引导杆(105)的所述第一端部沿着所述引导运动件(104)的运动，

-所述致动器(106)固定至所述飞行器机翼(100)的内部结构件并且还连接至所述引导杆(105)，以使所述引导杆(105)沿着所述引导运动件(104)运动，其中，所述运动取决于给定的目标偏转角度α_target，并且

其中，任意偏转角度α∈[-α₁,α₂]与所述引导杆(105)沿着所述引导运动件(104)的不同位置相对应，并且其中，所述引导运动件(104)呈3D形式，使得所有偏转角度α下的所述扰流器(101)通过所述引导杆(105)铰接，从而使得所有偏转角度α下的所述能够挠曲的条状元件(103)的截面至少在给定的失效范围内呈现具有半径R(α)的所述环形区段的所述形式，其中，α、α_target、α_ref∈[-α₁,α₂]。

7.根据权利要求6所述的飞行器机翼(100)，其特征在于，所述连接元件(107)包括滚子。

8.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器机翼(100)，其特征在于，所述致动器驱动机构(102)构造并布置成使得所述扰流器(101)上的大部分空气载荷经由所述致动器驱动机构(102)传递至所述翼型，其中，最小量的空气载荷传递至所述致动器驱动机构(102)的致动器(106)。

9.根据权利要求8所述的飞行器机翼(100)，其特征在于，所述致动器驱动机构(102)构造成使得所述扰流器(101)上85％、或90％、或95％、或97％、或98％、或99％的空气载荷经由所述致动器驱动机构(102)传递至所述飞行器机翼(100)，并且小于15％、或10％、或5％、或3％、或2％、或1％的空气载荷传递至所述致动器(106)。

10.根据前述权利要求6至9中的任一项所述的飞行器机翼(100)，其特征在于，所述引导杆(105)的长度L能够根据偏转角度α变化：L＝L(α)。

11.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器机翼(100)，其特征在于，所述致动器驱动机构(102)结合在所述飞行器机翼(100)中。

12.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器机翼(100)，其特征在于：具有半径R(α)的所述环形区段的虚拟中心位置CP(α)随α变化。

13.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器机翼(100)，其特征在于，所述扰流器(101)包括至少以下区段：

-具有刚度S₁的上游区段SEG₁，

-具有刚度S₂的下游区段SEG₂，

-具有刚度S₃的连接区段SEG₃，所述连接区段SEG₃将SEG₁的下游边缘与SEG₂的上游边缘连接，

-所述条状元件(103)将SEG₁的上游边缘连接至所述飞行器机翼(100)的所述上表面，

其中，至少所述连接区段SEG₃具有机械预应力，这在所述扰流器(101)上未作用有力的情况下会导致所述扰流器(101)的所述上表面呈给定的凸状形状，其中，S₃<S₁、S₂。

14.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器机翼(100)，其特征在于，具有半径R(α)的所述环形区段的虚拟中心位置CP(α)随α变化。

15.一种具有根据前述权利要求1至14中的任一项所述的飞行器机翼的飞行器或宇宙飞船。