CN107757879B - 用于飞行器的机翼的翼尖装置、飞行器及用途 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种能够与飞行器的机翼联接的翼尖装置，该翼尖装置包括：用于与翼端区域联接或成一体的连接区域；至少一个翼尖；至少一个上表面和至少一个下表面，至少一个上表面和至少一个下表面在翼尖装置的前缘和后缘之间从连接区域延伸到至少一个翼尖；以及至少一个旋涡发生器。翼尖装置的局部上反角在所述至少一个翼尖与连接区域之间改变，使得当翼尖装置与所述翼端区域联接时翼尖装置的至少一部分相对于机翼成角度突出。至少一个旋涡发生器包括旋涡发生器基部和旋涡发生器稍端，其中，旋涡发生器基部附接至翼尖装置的至少一个下表面中的至少一者，并且其中，旋涡发生器稍端面向上游方向。本发明还提供一种飞行器和一种用途。

Description

用于飞行器的机翼的翼尖装置、飞行器及用途

技术领域

本发明涉及位于飞行器的机翼处的翼尖装置以及具有机翼和位于机翼处的两个翼尖装置的飞行器。本发明还涉及借助于附接至翼尖小翼的下表面的旋涡发生器来提高在低速条件和高安装角条件下翼尖小翼相关的性能优势的用途。

背景技术

众所周知，在飞行器上在机身、机翼、发动机整流罩或经受空气流的其它部件的各种不同位置处安装有被动流控制装置，以便改进例如在高升力条件下的低速失速特性，同时使任何巡航障碍(penalty)例如飞行器巡航期间的额外阻力最小化。例如，布置在机翼的下前缘上的所谓的旋涡发生器是已知的，所述旋涡发生器可以具有翼刀或涡流发生器的某些特征。所述旋涡发生器通常与后机身安装发动机和T型尾翼的飞行器构型相关联。所述旋涡发生器的大小可以从发动机吊舱类型的尺寸到边界层的涡流发生器尺寸发生变化。然而，许多形状和尺寸是已知的。

此外，众所周知，使用所谓的翼尖小翼或其它翼尖器件以通过减小升力诱导阻力提高固定翼飞行器的效率。因此，翼尖器件的使用可以提高升阻比从而增加燃料效率。

例如，US 8,727,285B2示出了用于飞行器的机翼，该机翼具有带有基本上平坦的翼尖小翼以及过渡区域的翼尖形状，该过渡区域布置在机翼与翼尖小翼之间且从机翼上的连接部延伸至翼尖小翼上的连接部，并且该过渡区域具有沿外侧方向增大的局部上反角曲率。

发明内容

翼尖小翼上的气流可能以几种不同方式之一经历部分分离，这取决于机翼与翼尖器件组合的特定设计、作用在翼尖小翼上的空气动力学载荷以及包括偏航的飞行条件。本发明的目的是改进具有翼尖器件特别是用于高安装角的机翼的低速气流特性。

该目的通过根据权利要求1所述的位于机翼处的翼尖装置实现。有利的实施方式及进一步改进可以从从属权利要求和以下描述中获得。

提出了一种用于飞行器的机翼的翼尖装置，该翼尖装置包括：翼端区域；连接区域，该连接区域用于与翼端区域联接或成一体；至少一个翼尖；至少一个上表面和至少一个下表面，所述至少一个上表面和至少一个下表面在翼尖装置的前缘与后缘之间从连接区域延伸至所述至少一个翼尖；以及至少一个旋涡发生器。翼尖装置的局部上反角在至少一个翼尖与连接区域之间改变，使得当翼尖装置与机翼联接时，翼尖装置的至少一部分相对于机翼成角度地突出。至少一个旋涡发生器包括旋涡发生器基部和旋涡发生器稍端，其中，旋涡发生器基部附接至翼尖装置的至少一个下表面中的至少一者。旋涡发生器稍端面向大致上游方向。

配备有上文提到的翼尖装置的飞行器可以实现为商用飞行器、商业飞行器、休闲运动飞行器或运输飞行器，所述飞行器可以包括中央的纵向机身以及附接至机身的主翼或者所述飞行器可以设计成翼身融合体式。根据本发明的翼尖装置对于具有可能导致飞行速度高达跨音速范围的涡轮风扇发动机或涡轮螺旋桨发动机的飞行器而言特别有用。

为了改进飞行器的空气动力学特性，机翼配备有这种翼尖装置，该翼尖装置可以通过一对专用的连接器件连接至翼端。替代性地，翼尖装置可以以整体方式实现，即作为机翼的一体部分。

连接区域可以设置于翼尖装置的翼展方向位置，该连接区域包括用于连接至翼端区域的结构连接元件。该连接可以由可以与机翼上的匹配的端面、凸缘、框架或其它连接元件接合的端面、凸缘、框架或其它连接元件实现。这可能是将改装的翼尖器件附接来实现这种翼尖装置的情况，其中，连接区域可以精确地确定。

替代性地，连接区域可以被理解为翼尖装置过渡到机翼中的区域。在这种情况下，连接区域可以覆盖翼展方向的一定范围而不是与严格的翼展方向的位置有关。例如，连接区域可以仅延伸到最外面的高升力器件的外侧端部。在机翼与翼尖之间具有连续过渡部的情况下，翼端可以考虑位于过渡区域的例如过滤区域的曲率开始偏离的内侧端部处。这可能是构成机翼的一体部分的翼尖装置的情况。

同样适用于翼端区域。翼端区域可以位于机翼的翼展方向的位置，该翼端区域包括用于连接至各自的翼尖器件的结构连接元件。该连接可以由可以与翼尖器件的匹配的端面、凸缘、框架或其它连接元件接合的端面、凸缘、框架或其它连接元件实现。这可能是适于接纳改装的翼尖装置来实现这种翼尖装置的情况。

以相同的方式，翼端区域可以被理解为机翼过渡到翼尖装置中的区域。在这种情况下，翼端区域可以覆盖翼展方向上的一定范围而不是与严格的翼展方向的位置有关。例如，翼端区域可能仅在附接至机翼的最外面的高升力器件的外侧端部的外侧延伸。在机翼与翼尖之间具有连续过渡部的情况下，不能确定机翼端部的精确的翼展方向的位置。这个解释应当在构成机翼的一体部分的翼尖装置的情况下考虑。

因此，无论该翼尖器件是可改装的翼尖器件还是完全一体的翼尖器件，翼尖装置可以解释为包括翼尖器件和翼端区域。

翼尖装置的设计和尺寸取决于飞行器的预期服务并且可以包括各种不同类型。该设计可能还取决于翼尖装置是安装在新的飞行器中还是用作改装的解决方案。例如，用于中长范围服务的飞行器可以包括具有相对较大的翼尖器件的翼尖装置，该翼尖装置沿向上方向具有强有力的扫掠性能且包括位于翼端区域和与机翼成角度延伸的平坦的翼尖小翼之间的相对较大的连续弯曲的过渡部分。翼尖装置还可以包括形状连续变化的类型、具有不同接头的翼尖小翼的类型、沿向上方向或向下方向突出的翼尖小翼的类型以及分裂翼尖小翼的类型和其间的任何其它类型。为了使这些翼尖装置类型中的一些类型更清楚，请参照图9和图10。

总体而言，翼尖装置包括至少一个上表面和至少一个下表面，所述至少一个上表面和至少一个下表面限定了翼尖装置的位于翼端区域与至少一个翼尖之间的三维形状。上表面和下表面可以包括关于前缘与后缘之间的翼展方向的一定曲率，这影响翼尖装置的空气动力学特性例如翼尖装置的升力或阻力。

本发明的主旨在于在翼尖装置的下表面上提供了至少一个旋涡发生器，使得至少一个旋涡发生器从下表面成角度地突出并且使得旋涡发生器稍端面向大致上游方向。所述至少一个旋涡发生器的作用是以产生涡流的方式与撞击在翼尖装置上的气流相互作用。所述至少一个旋涡发生器可以布置在所述至少一个下表面上的适于实现期望效果的任何位置上。翼尖装置可以包括翼端区域和连接区域以及更外侧的任何位置。

可以采用由至少一个旋涡发生器产生的涡流，以有利地干扰翼尖装置上的边界层，使得更接近自由流条件的较高动量的气流被向下朝向相应的空气动力学表面移送且与较低动量的气流进行互换。这种混合效果使得边界层更能在翼尖装置的已考虑区域之上存在不利压力梯度的作用的情况下抵抗反转。

当翼尖装置的空气动力学表面用于产生升力时，旋涡发生器可以用于延缓从表面的相邻区域的流分离的开始，从而保留升力并延缓阻力增大。

由于流在机翼的末端处的极端三维特性致使翼尖装置上的流分离及随后的升力减小及阻力增大是复杂的，这种复杂可以通过展开的高升力器件和/或偏转的控制表面被进一步放大。固定至翼尖装置的前缘区域的位于从相邻的机翼和连接区域到翼尖的任何地方的旋涡发生器可以产生旋涡以帮助延缓和控制流分离。然而，设计、大小、位置、方位和布置需要根据飞行条件范围下的全部和局部流条件的理解进行定制。这取决于翼尖装置、机翼、附接至机翼的高升力器件以及对于飞行器操作至关重要的其它参数的总体设计。

接近翼尖装置的前缘的气流将从翼尖装置的限定附接线的上表面的上面与下面分开。假想的表面使经过翼尖装置的任一侧并在该线处与前缘相交的流分开。如果旋涡发生器的任何部分高于该假想表面或线，则该旋涡发生器产生的任何干扰将越过翼尖装置的顶部。

旋涡发生器可以如此被设计并且定位成使得对于巡航条件而言，任何干扰均越过翼尖装置的下表面，从而产生最小的阻力障碍。然而，对于接近失速的低速条件和高安装角条件而言，呈涡流或多个漩涡的形式的干扰越过翼尖装置的上表面从而抑制了流分离。

如果在翼尖装置的翼尖处开始的流特征促成潜在的升力减小和阻力增大的流分离的起因并且起源点随着飞行条件的改变向内侧移动，则至少一个旋涡发生器产生的至少一个涡流可以用于干扰和延缓流分离的进展。如果升力减小和阻力增大的流特征的起点位于高升力器件的相邻于翼尖装置的端部处即位于连接区域附近，则再次地，至少一个旋涡发生器可以安置成相邻于连接区域以使得在该位置处，至少一个已产生的涡流可以延缓流特征对翼尖装置的主要部分的影响。

如果主要流分离起始于翼尖装置的从前缘或后缘的中间部分而不是起始于翼尖或连接区域处或相邻于高升力器件，则至少一个旋涡发生器可以通过提高边界层的稳健性来延缓所述分离。

在有利的实施方式中，翼尖装置包括多个旋涡发生器，所述多个旋涡发生器以彼此间隔一定距离的方式布置在翼尖装置的相应下表面上。因此，根据翼尖装置和机翼组合的实际设计可以影响翼展方向延伸部中的更宽的边界流的场。鉴于可能存在用于流分离的上述条件均没有占主导地位或主导特征与另一飞行条件不同的飞行条件，旋涡发生器设计和位置的组合则可以证明是最有益的。

出于这个原因，有效的解决方案还可以涉及旋涡发生器与其它流控制装置例如涡流发生器的组合。

如果所有的旋涡发生器均具有相同的形状则可能是有益的。在上下文中，表达“相同的形状”不一定意味着旋涡发生器具有相同的大小。旋涡发生器也可以具有不同的大小但其外部轮廓可以直接相匹配或通过应用一定的缩放比例相匹配。

因此，还可能有益的是，旋涡发生器具有相同的大小。在翼尖装置的下表面上布置有多个旋涡发生器的情况下，所有的旋涡发生器均可以具有相同的大小，从而减少了制造翼尖装置所需的不同部件的数量。此外，这也可以简化维护。然而，提供具有完全相同大小的旋涡发生器取决于多个旋涡发生器根据翼尖装置的实际设计以及低速飞行下的预期条件的适用性。

旋涡发生器不需要具有相同的形状和相同的大小。一组旋涡发生器根据期望的效果在形状和大小两个方面均可以改变，这进而可以取决于由于局部流特性的各个翼展方向位置。

以相同的方式，多个旋涡发生器可以以等距的方式布置在相应的下表面上。各个旋涡发生器根据局部流场和期望的效果还可以包括彼此不同的间隔。具有彼此相同的距离和具有其它距离的多对或多组旋涡发生器的组合也可能是有益的。

优选的是，至少一个旋涡发生器垂直于相应的下表面延伸。

如果至少一个旋涡发生器中的至少一个旋涡发生器的旋涡发生器稍端沿大致上游方向延伸到翼尖装置前缘的前方或相邻的机翼的前方以使得其在一定安装角范围内影响流场，则可能是有益的。

如果至少一个旋涡发生器中的至少一个旋涡发生器的旋涡发生器稍端没有沿大致上游方向延伸到翼尖装置前缘的前方或相邻的机翼的前方，也可能是有益的。这对于至少部分下垂的前缘可能是有益的。

在下表面处布置有一组旋涡发生器的情况下，全部的旋涡发生器、没有一个旋涡发生器或者旋涡发生器的一部分可以包括在大致上游方向上延伸到前缘的前方的旋涡发生器稍端。

翼尖装置可以包括具有翼尖的基本上平坦的翼尖小翼以及具有连接区域的过渡区域。翼尖小翼与机翼成角度延伸。过渡区域是弯曲的并且将翼尖小翼与翼端区域以切向连续的方式连接以形成翼尖装置。这种翼尖装置可能是特别有效的。过渡区域可以包括一定程度的曲率，该曲率可以是恒定的或者可以沿外侧方向增大或减小。这提供了一种积极地影响机翼与翼尖装置之间的干扰阻力的方式。

仅在这种过渡区域中安置有至少一个旋涡发生器可能是有益的。过渡区域可能受到流条件的限制，特别地，这可以被改进用于低速和高安装角情况。

在翼弦沿翼展方向减小的情况下，旋涡发生器沿着上游方向的尺寸延伸部可以随着更靠外侧的位置而减小。

将旋涡发生器沿着上游方向的尺寸延伸部按比例缩放成与翼尖装置的局部翼弦相对应也可能是有益的。旋涡发生器的尺寸影响所产生的旋涡的大小、特征和路径。由于空气动力学效果在细节上可能不同，旋涡相对于流场、边界层以及翼尖装置的空气动力学表面的尺寸受到影响。以产生在翼尖装置的上游的涡流作为示例，涡流可以因此被定位且具有这种相对的尺寸以使得涡流干扰流场，从而在翼尖装置的一部分上产生上洗流而在相邻位置处产生下洗流。边界层型的旋涡的尺寸与比例的作用不同，但尺寸与比例两者均可以用于管理空气动力学表面的失速特性。

至少一个旋涡发生器可以包括垂直于上游方向的L形或T形横截面轮廓，其中，旋涡发生器基部与分别为L形或T形横截面轮廓的腿部或多个腿部相关联。在L形轮廓的情况下，旋涡发生器基部可以定位成比旋涡发生器稍端更靠外侧。这简化了这种旋涡发生器的安装，原因在于旋涡发生器基部的腿部可以被铆接、粘合或以其他方式紧固至翼尖装置的下表面。如果旋涡发生器基部不完全与下表面或布置在其中的相应凹槽相齐平，则将旋涡发生器基部设置在更外侧方向上减小了旋涡发生器基部对翼尖装置上的流场的影响。

本发明还涉及一种飞行器，该飞行器包括具有根据上文描述的两个翼尖装置的机翼。

此外，翼尖装置还可以包括附接至上表面的涡流发生器和翼刀中的至少一者。附接位置在顶表面上可以位于附接线与表示75％弦向尺寸之间的某个位置处的区域中。这可以包括单个涡流发生器以及多个涡流发生器、单个翼刀或多个翼刀及其任意组合。

此外，本发明涉及位于翼尖装置的下表面处的旋涡发生器的用于改进翼尖装置的低速失速特性的用途。

附图说明

本发明的其它特征、优点和潜在应用从以下对在附图中示出的示例性实施方式的描述来说明。在这方面，所有已描述的和/或以图形说明的特征也独立地且以任意组合的形式形成本发明的目的，而不考虑所述特征在各个权利要求中的构成或所述特征对其它权利要求的参引。此外，由附图中相同的附图标记表示相同或相似的目标。

图1至图4示出了不同的配备有旋涡发生器的翼尖装置。

图5和图6示出了向下延伸的翼尖装置。

图7a至图7b示出了两种不同大小的旋涡发生器的示例性实施方式。

图8示出了配备有具有旋涡发生器的翼尖装置的飞行器。

图9和图10示出了翼尖装置的又一示例性实施方式。

具体实施方式

图1示出了具有连接区域4和翼尖42(未示出)、前缘6以及后缘8的翼尖装置2的第一示例性实施方式。翼尖器件2能够附接至示意性地示出为具有延伸缝翼12的机翼38。在此，翼尖装置包括翼端区域10和连接区域。翼尖装置2的自连接区域4的更外侧的外部部分可以示例性地被认为是附接至机翼端部的翼尖器件。然而，翼尖装置2还可以完全集成到机翼38中且不包括专用的结构性的机翼端部。翼尖装置2基本上包括机翼38的具有翼端区域10的外部部分，翼端区域10基本上位于高升力器件12的最外侧位置的更外侧。

翼尖装置2包括上表面14以及下表面16，其中，上表面14和下表面16均从前缘6延伸至后缘8。两个表面限定了翼尖装置的整体形状。

在下表面16处，多个旋涡发生器18布置成彼此间隔一定距离并且分布在前缘区域20中。旋涡发生器18各自包括连接至下表面16的旋涡发生器基部22。旋涡发生器18还包括通常沿大致上游方向突出的旋涡发生器稍端24。示例性地，旋涡发生器18是具有圆形旋涡发生器稍端24的平坦构件或弯曲构件。旋涡发生器18附接至下表面16，使得旋涡发生器18布置成垂直于旋涡发生器18在下表面16上的附接位置。旋涡发生器18的厚度及其曲率取决于期望的效果以及整个空气动力特性。

示例性地，旋涡发生器稍端24沿上游方向延伸到前缘6的前方。这以用B-B表示的局部剖视图示出。在此，“d”表示前缘6与旋涡发生器稍端24之间根据通用飞行器标准沿着主要(飞行器固定的)纵向轴线x延伸的距离。

靠近气流的一部分被产生旋涡的旋涡发生器拦截。在特定飞行条件下，旋涡的路径意味着旋涡作用在上表面14上的边界层上，以防止特别是在大安装角的条件下的局部流分离。下表面16处布置有多个旋涡发生器18以便实现对翼尖装置2的特定区域的边界层控制。

旋涡发生器18的尺寸和间隔将影响流特性。可行的是，进行特定飞行试验以在旋涡发生器的尺寸、形状、位置和方位之间找到恰当的平衡以及找到产生涡流场所需的相互间隔，需要所述涡流场来在低速下提供预期的好处同时使任何巡航阻力障碍最小化。这种飞行可以通过适当使用计算流体动力学(CFD)和风洞试验来支持。合并在一起的旋涡系统可能会产生适得其反的效果而不是处理分离流。因此，较大的更紧密安置的旋涡发生器18可能不一定提供更好的效果并且甚至可能适得其反。因此，在下面的附图中示出了也可用于改善翼尖装置2处的流分离行为的另一些示例性实施方式。

在详细视图“A”中，旋涡发生器18在从平行于旋涡发生器的主延伸方向观察时示出具有L形横截面轮廓。横截面轮廓包括两个腿部18a和18b，其中，腿部18b可以被认为是能够附接至下表面16的旋涡发生器基部22。腿部18a可以被认为是从下表面16突出的旋涡发生器叶片。

在图2中，翼尖装置26被示出具有多个旋涡发生器28，多个旋涡发生器28具有比图1的旋涡发生器18小的尺寸。然而，选择了相同的分布即相同的翼展方向距离。

此外，旋涡发生器28包括旋涡发生器基部29和旋涡发生器稍端30，旋涡发生器稍端30不沿上游方向延伸超过前缘6。然而，当经历特定的安装角时，旋涡发生器将会影响位于翼尖装置26的上表面14上的边界层。

图3示出了翼尖装置32，翼尖装置32包括呈弯曲部段的航行灯34。在翼尖装置32的下表面16处分布有被选择为与图1中的旋涡发生器18相同的减少数量的旋涡发生器18。包括航行灯34的区域不包含任何旋涡发生器18。

图4是与图2对应的实施方式并且示出了翼尖装置36，翼尖装置36具有航行灯34以及与图2中示出的旋涡发生器相同的多个旋涡发生器28。与图2相比，旋涡发生器28的数量减少并且旋涡发生器28包括彼此之间更大的距离。此外，容纳航行灯34的区域不包括任何旋涡发生器28。

图5和图6示出了翼尖装置44的一部分的正视图(图5)和局部剖视图(图6)。在此，翼尖装置44包括下表面48、上表面50、前缘52和后缘54。翼尖装置44向下突出而不是如上先前附图中的向上突出。下表面48上布置有仅示意性地示出的多个旋涡发生器46。示例性地，旋涡发生器46中的每个旋涡发生器垂直于下表面48延伸。

图7a和图7b示例性地示出了旋涡发生器18的侧视图，其示出了从基部22至旋涡发生器稍端24的整体形状。图7a和图7b中示出的旋涡发生器包括相同的形状但不同的尺寸。可行的是，使旋涡发生器18的尺寸随着更外侧安装位置减小，使得例如图7b示出了最外面的旋涡发生器18，而图7a示出最里面的旋涡发生器18。

图8示出了具有机翼38的飞行器40，机翼38具有翼端区域10，其中，翼尖装置2附接至翼端区域10。

图9示出了基于附接至翼端区域10的类型的翼尖装置56。仅作为示例示出了所连接的精确的翼展方向位置。然而，这仅是一个示例且不排除翼尖装置56完全集成到机翼38中的情况。因此，示例性地，翼尖装置56仅包括位于精确的翼展方向位置处的连接区域58。在翼尖装置56被选择成完全集成到机翼中的情况下，翼端区域10和连接区域68可以被认为是翼展方向位置的范围，如图10所展示的。

翼尖装置56包括平坦的翼尖小翼60。在平坦的翼尖小翼的端部处设置有翼尖57，翼尖小翼与机翼38成角度延伸。设置在翼尖小翼60与机翼38之间的过渡区域62以切向连续的方式构成翼尖装置56，其中，其曲率沿外侧方向增大。旋涡发生器65可以附接至翼尖装置56的下表面64。

图10示出了翼尖装置66，其中，选择了连续弯曲的形状以替代平坦的翼尖小翼60，该翼尖装置66以翼尖67结束。示例性地，翼尖装置66完全集成到机翼38中，使得翼端区域10以及连接区域68包括翼展方向位置的范围。在下表面72处布置有多个旋涡发生器70。

另外，应该指出的是，“包含”不排除其它元素或步骤，而“一”或“一个”不排除复数。此外，应当指出，已经参照上文示例性实施方式中的一个示例性实施方式描述的特征或步骤也可以与上文描述的其它示例性实施方式的其它特征或步骤结合使用。权利要求中的引用字符不被解释为限制性。

Claims (11)

1.一种用于飞行器的机翼(38)的翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)，所述翼尖装置包括：

-翼端区域(10)，

-连接区域(4)，所述连接区域(4)用于与所述翼端区域(10)联接或成一体，

-至少一个翼尖(42、57、67)，

-至少一个上表面(14)和至少一个下表面(16、48、64、72)，所述至少一个上表面(14)和所述至少一个下表面(16、48、64、72)在所述翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)的前缘(6)与后缘(8)之间从所述连接区域(4)延伸至所述至少一个翼尖(42、57、67)，以及

-多个旋涡发生器(18、28、46、65、70)，所述多个旋涡发生器(18、28、46、65、70)以彼此间隔开的方式布置在所述翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)的相应的下表面(16、48、64、72)上，

其中，所述翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)的局部上反角在所述至少一个翼尖(42、67)与所述连接区域(4)之间改变，使得当所述翼尖装置与所述机翼(38)联接时，所述翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)的至少一部分相对于所述机翼(38)成角度地突出，

其中，所述多个旋涡发生器(18、28、46、65、70)中的每个旋涡发生器包括旋涡发生器基部(22、29)和旋涡发生器稍端(24、30)，其中，所述旋涡发生器基部(22、29)附接至所述翼尖装置的所述至少一个下表面(16、48、64、72)中的至少一个下表面，并且其中，所述旋涡发生器稍端(24、30)面向大致上游方向，以及

其中，所述旋涡发生器(18、28、46、65、70)沿着所述上游方向的尺寸延伸部随着更靠外侧的位置而减小。

2.根据权利要求1所述的翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)，

其中，所有的旋涡发生器(18、28、46、65、70)均具有相同的形状。

3.根据权利要求1或2所述的翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)，

其中，所述多个旋涡发生器(18、28、46、65、70)以等距的方式布置在相应的下表面(16、48、64、72)上。

4.根据权利要求1或2所述的翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)，

其中，所述多个旋涡发生器(18、28、46、65、70)垂直于相应的下表面(16、48、64、72)延伸。

5.根据权利要求1或2所述的翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)，

其中，所述多个旋涡发生器(18、28、46、65、70)中的至少一个旋涡发生器的所述旋涡发生器稍端(24、30)沿上游方向延伸到所述机翼(38)或所述翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)的所述前缘(6)的前方。

6.根据权利要求1或2所述的翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)，

其中，所述多个旋涡发生器(18、28、46、65、70)中的至少一个旋涡发生器的所述旋涡发生器稍端(24、30)未沿上游方向延伸到所述翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)的所述前缘(6)的前方或相邻的机翼(38)的前方。

7.根据权利要求1或2所述的翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)，

其中，所述翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)包括具有所述翼尖(42、57、67)的基本上平坦的翼尖小翼(60)以及具有所述连接区域(4)的过渡区域(62)，

其中，平坦的所述翼尖小翼(60)相对于所述机翼(38)成角度地延伸，

其中，所述过渡区域(62)是弯曲的并且将平坦的所述翼尖小翼(60)与所述翼端区域(10)以切向连续的方式连接，以形成所述翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)。

8.根据权利要求7所述的翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)，

其中，所述多个旋涡发生器(18、28、46、65、70)仅安置在所述过渡区域(62)上。

9.根据权利要求1所述的翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)，

其中，所述旋涡发生器(18、28、46、65、70)沿着所述上游方向的所述尺寸延伸部以与所述翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)的局部翼弦相对应的方式按比例缩放。

10.根据权利要求1或2所述的翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)，

其中，所述多个旋涡发生器(18、28、46、65、70)具有垂直于所述上游方向的L形或T形横截面轮廓，其中，所述旋涡发生器基部(22、29)与所述L形或T形横截面轮廓的至少一个腿部相关联，并且

其中，所述旋涡发生器基部(22、29)定位成比所述旋涡发生器稍端(24、30)更靠外侧。

11.一种飞行器(40)，所述飞行器(40)包括具有两个翼端区域(10)的机翼(38)，其中，所述翼端区域(10)中的每个翼端区域与根据权利要求1至10所述的翼尖装置(2、26、32、36、44、56、66)联接。

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