CN108454821A - 翼梢装置中的翼肋布置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞行器(1)，该飞行器(1)包括机翼(3)和位于机翼(3)的梢端处的翼梢装置(4)，其中，翼梢装置(4)包括翼肋(16)，该翼肋(16)被定位在翼梢装置(4)的当飞行器(1)飞行时发生跨音速流的翼展区域(C)中。本发明还提供了一种飞行器(1)的设计方法，该方法包括：预测当飞行器(1)飞行时翼梢装置(4)上发生跨音速流的位置；以及设计具有翼肋(16)的翼梢装置(4)，其中，翼肋(16)被定位在翼梢装置(4)的发生所预测的跨音速流的翼展区域(C)中。本发明还提供了一种飞行器的制造方法(1000)，该方法包括制造根据上述设计所设计的飞行器。

Description

翼梢装置中的翼肋布置

背景技术

本发明涉及具有翼梢装置的飞行器和翼梢装置。本发明还涉及具有翼梢装置的飞行器的设计方法和翼梢装置的设计方法。本发明还涉及具有翼梢装置的飞行器的制造方法以及翼梢装置的制造方法。本发明还涉及具有翼梢装置的飞行器的使用方法。

翼梢装置被用于主要通过减小升力诱导阻力来提高固定翼飞行器的效率。尽管这可能会增大翼型阻力，但是会增大整体的升阻比。这提高了燃料效率，这对于载客飞行器特别重要。

翼梢装置在设计和构建方面是相对复杂的结构，这是因为它们在沿着翼梢装置的不同位置处经受不同的流动。这可能会带来一些设计障碍。

本发明试图解决或减轻上述问题中的至少一些问题。替代性地或另外地，本发明试图提供一种改进的具有翼梢装置的飞行器。替代性地或另外地，本发明试图提供一种用于飞行器的改进的翼梢装置。替代性地或另外地，本发明试图提供一种具有翼梢装置的飞行器的改进的设计方法。替代性地或另外地，本发明试图提供一种用于飞行器的翼梢装置的改进的设计方法。替代性地或另外地，本发明试图提供一种具有翼梢装置的飞行器的改进的制造方法。替代性地或另外地，本发明试图提供一种用于飞行器的翼梢装置的改进的制造方法。替代性地或另外地，本发明试图提供一种改进的使用飞行器的方法。

发明内容

根据本发明的第一方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括机翼和位于机翼的梢端处的翼梢装置，其中，该翼梢装置包括翼肋，该翼肋被定位在翼梢装置的当飞行器飞行时发生跨音速流的翼展区域中。

将翼肋定位在翼梢装置的发生跨音速流的翼展区域中的优点在于这可以提供结构增强件，该结构增强件对例如由于在飞行中发生的激波而施加在翼梢装置上的跨音速区域中的压力进行抵抗。此外，将特定的结构增强件设置在跨音速区域中可以提供相对轻量且紧凑的方式来增强翼梢装置以抵抗例如由于激波而施加在跨音速区域中的压力。

在本发明的实施方式中，飞行器构造成以操作巡航速度飞行，并且翼肋被定位在翼梢装置的当飞行器以该操作巡航速度飞行时发生跨音速流动的翼展区域中。在本发明的实施方式中，操作巡航速度是亚音速。例如，操作巡航速度可以在0.80马赫至0.89马赫的范围内。

在本发明的实施方式中，飞行器构造成以操作巡航速度和操作巡航高度飞行，并且翼肋被定位在翼梢装置的在飞行器以操作巡航速度和操作巡航高度飞行时发生跨音速流的翼展区域中。

例如，操作巡航高度可以在30,000英尺至43,000英尺的范围内。

应当理解的是，操作巡航速度是飞行器被设计成在长距离的飞行中巡航——即以恒定的高度和恒定的速度飞行——的速度。操作巡航速度和操作巡航高度可以使得以操作巡航速度和操作巡航高度飞行为飞行器的操作提供了最高的燃料效率。

应当理解的是，翼肋被定位于“翼梢装置的发生跨音速流的翼展区域中”也就是翼肋被定位于跨音速流区域的翼展延伸范围内。然而，这并不需要翼肋暴露于跨音速流。在这方面，在本发明的实施方式中，翼肋是翼梢装置的内部结构翼肋。

在本发明的实施方式中，翼肋布置成提供了对由于跨音速流而施加在翼梢装置上的压力进行抵抗的结构增强件。

在本发明的实施方式中，翼肋布置成提供了对由于激波而施加在翼梢装置上的压力进行抵抗的结构增强件。

可选地，翼肋被定位在在飞行期间发生激波的翼展位置处。

在本发明的实施方式中，翼肋被定位在当飞行器以操作巡航速度飞行时发生激波的翼展位置处。在本发明的实施方式中，翼肋被定位在当飞行器以操作巡航速度和操作巡航高度飞行时发生激波的翼展位置处。

可选地，翼肋布置成增大翼梢装置的刚度。

在本发明的实施方式中，翼梢装置包括机翼蒙皮，并且翼肋布置成增大机翼蒙皮的刚度和/或强度。

可选地，翼肋布置成在翼梢装置的深度方向上增大翼梢装置的刚度。可选地，翼肋布置成在与中弧线和与局部翼展方向垂直的方向上增大翼梢装置的刚度。

可选地，翼肋布置成在翼梢装置的弦向方向上增大翼梢装置的刚度。

可选地，翼肋被布置成在使翼梢装置围绕翼梢装置进行延伸的翼展方向扭转的方向上增大翼梢装置的刚度。在这方面，可选地，翼肋被布置成保持翼梢装置的弧度。

可选地，翼梢装置包括一对翼梁，所述一对翼梁在弦向方向上间隔开，并且其中，翼肋连结所述一对翼梁。可选地，该对翼梁是翼梢装置的前翼梁和后翼梁。

可选地，翼肋形成外侧翼肋并且翼梢装置还包括内侧翼肋。可选地，内侧翼肋被朝向翼梢装置的内侧端部定位。在本发明的实施方式中，翼梢装置在其内侧端部处附接至机翼的梢端。

可选地，内侧翼肋连结一对翼梁。可选地，外侧翼肋、翼梁和内侧翼肋一起形成翼梢装置的结构支承框架。

可选地，翼肋大致在飞行器的飞行方向上对齐。可选地，翼肋大致在翼梢装置的局部弦向方向上对齐。

在本发明的实施方式中，翼梢装置被布置成减小机翼上的诱导阻力。可选地，翼梢装置包括小翼。替代性地或另外地，翼梢装置可以包括例如翼稍帆片、斜翼梢或翼梢延伸部。可选地，翼梢装置随着其在翼展方向上向外侧延伸而向上延伸。可选地，翼梢装置在翼展方向上沿着其长度弯曲。可选地，翼梢装置是后掠式的。

飞行器可以是任何空中交通工具比如有人驾驶飞行器或UAV(无人驾驶飞行器)。更优选地，飞行器是载客飞行器。该载客飞行器优选地包括客舱，该客舱包括用于容置多名乘客的多行和多列座椅单元。飞行器的容纳量可以为至少20名乘客、更优选地至少50名乘客，并且更优选地为多于50名乘客。飞行器优选地是动力飞行器。飞行器优选地包括用于推进飞行器的发动机。飞行器可以包括装于机翼的并且优选地装在机翼下面的发动机。

根据本发明的第二方面，提供了一种翼稍装置，该翼稍装置用作本发明的第一方面的翼梢装置。

根据本发明的第三方面，提供了一种翼梢装置，该翼稍装置与飞行器的机翼一起使用，该翼梢装置包括翼肋，该翼肋被定位在翼梢装置的当飞行器飞行时发生跨音速流的翼展区域中。

根据本发明的第四方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括机翼和位于机翼的梢端处的翼梢装置，其中，该翼梢装置包括：一对翼梁，所述一对翼梁在弦向方向上间隔开；内侧翼肋，该内侧翼肋连结翼梁；以及外侧翼肋，该外侧翼肋连结翼梁，其中，该外侧翼肋被定位在翼梢装置的当飞行器飞行时发生跨音速流的翼展区域中。

可选地，外侧翼肋被定位于在飞行期间发生激波的翼展位置处。

根据本发明的第五方面，提供了一种包括机翼和位于机翼的梢端处的翼梢装置的飞行器的设计方法，该方法包括：

(i)预测当飞行器飞行时在翼梢装置上发生跨音速流的位置；以及

(ii)设计具有翼肋的翼梢装置，该翼肋定位在翼梢装置的发生所预测的跨音速流的翼展区域中。

可选地，步骤(i)包括在翼肋没有就位的情况下预测在翼梢装置上发生跨音速流的位置，并且其中，该方法包括：

(iii)在翼肋就位的情况下重复步骤(i)，以获得修正的预测；

(iv)重复步骤(ii)以将翼肋定位在经修正的位置处；

(v)迭代地重复步骤(iii)和步骤(iv)直到获得最终设计为止。

可选地，为了将翼梢装置对跨音速流的结构响应考虑在内，步骤(iii)和步骤(iv)被迭代地重复。这可能包括翼梢装置的气动弹性响应。

可选地，步骤(i)包括预测当飞行器以操作巡航速度飞行时在翼梢装置上发生跨音速流的位置。

可选地，步骤(i)包括使用数学方法例如计算流体动力学来对气流建模。

可选地，步骤(ii)包括将翼梢装置设计成具有被定位于在飞行期间发生激波的翼展位置处的翼肋。

在本发明的实施方式中，该方法包括将翼肋设计成提供了对由于跨音速流动而施加在翼梢装置上的压力进行抵抗的结构增强件。

在本发明的实施方式中，该方法包括将翼肋设计成提供了对由于激波而施加在翼梢装置上的压力进行抵抗的结构增强件。

可选地，步骤(ii)包括将翼梢装置设计成具有在弦向方向上间隔开的一对翼梁和连结一对翼梁的翼肋。

可选地，所述翼肋是外侧翼肋，并且步骤(ii)包括将翼梢装置设计成具有内侧翼肋。内侧翼肋可以连结该对翼梁。内侧翼肋可以被朝向翼梢装置的内侧端部定位。可选地，外侧翼肋、翼梁和内侧翼肋一起形成翼梢装置的结构支承框架。

可选地，翼肋大致在飞行器的飞行方向上对齐。

替代性地，步骤(i)可以包括在翼肋就位的情况下预测在翼梢装置上发生跨音速流的位置。

根据本发明的第六方面，提供了一种包括机翼和位于机翼的梢端处的翼梢装置的飞行器的制造方法，该方法包括：

(i)根据本发明的第五方面的方法设计飞行器；

(ii)制造根据上述设计所设计的飞行器。

根据本发明的第七方面，提供了一种用于飞行器的翼梢装置的设计方法，该方法包括：

(i)预测当飞行器飞行时在翼梢装置上发生跨音速流的位置；

(ii)将翼梢装置设计成具有翼肋，其中，翼肋被定位在翼梢装置的发生所预测的跨音速流的翼展区域中。

可选地，步骤(i)包括在翼肋没有就位的情况下预测在翼梢装置上发生跨音速流的位置，并且其中，该方法包括：

(iii)在翼肋就位的情况下重复步骤(i)，以获得修正的预测；

(iv)重复步骤(ii)以将翼肋定位在经修正的位置处；

(v)迭代地重复步骤(iii)和步骤(iv)直到获得最终设计为止。

可选地，为了将翼梢装置对跨音速流的结构响应考虑在内，步骤(iii)和步骤(iv)被迭代地重复。这可能包括翼梢装置的气动弹性响应。

可选地，步骤(ii)包括将翼梢装置设计成具有被定位于在飞行期间发生激波的翼展位置处的翼肋。

根据本发明的第八方面，提供了一种用于飞行器的翼梢装置的制造方法，该方法包括：

(i)根据本发明第七方面的方法设计翼梢装置；以及

(ii)制造根据上述设计所设计的翼梢装置。

根据本发明的第九方面，提供了一种包括机翼和位于机翼的梢端处的翼梢装置的飞行器的使用方法，该翼梢装置包括翼肋，其中，该方法包括使其中翼肋被定位在翼梢装置的发生跨音速流的翼展区域中的飞行器飞行。

在本发明的实施方式中，使飞行器以操作巡航速度飞行。根据本发明的第十方面，提供了一种包括机翼和位于机翼的梢端处的翼梢装置的飞行器的使用方法，该翼梢装置包括翼肋，其中，该方法包括使飞行器以巡航速度飞行，其中，翼肋被定位在翼梢装置的发生跨音速流的翼展区域中。在本发明的实施方式中，该方法包括使飞行器以巡航速度飞行，其中，翼肋被定位在发生激波的翼展位置处。在本发明的实施方式中，巡航速度是操作巡航速度。

当然应当理解的是，关于本发明的一个方面描述的特征可以结合到本发明的其他方面中。例如，本发明的任一方面的方法可以结合参照本发明的任一方面的设备所描述的任何特征，并且本发明的任一方面的设备可以结合参照本发明的任一方面的方法所描述的任何特征。

根据以下描述，本发明的其他优选和有利的特征将变得明显。

附图说明

现将参照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1是根据本发明的实施方式的飞行器的正视图；

图2是图1中示出的飞行器的左舷机翼组件的翼梢装置的正面立体图；

图3是从上方观察的图2中示出的翼梢装置的立体图，其中，出于说明的目的省略了上部机翼蒙皮；以及

图4是示出了根据本发明另一实施方式的飞行器的制造方法的步骤的流程图。

具体实施方式

图1示出了根据本发明的实施方式的飞行器1。飞行器1是包括一对机翼组件2的商用喷气式飞行器。飞行器1是包括客舱的载客飞行器，该客舱包括用于容置多名乘客——在这个情况下多于50名乘客——的多行和多列座椅单元。飞行器1是动力飞行器并且包括安装在机翼组件2下面的用于推进飞行器1的一对发动机。

每个机翼组件2包括机翼3和翼梢装置，该翼稍装置呈附接至机翼3的外侧梢端的小翼4的形式。

参照图2，小翼4随着其在翼展方向上向外侧延伸而向上弯曲。局部二面角的曲率从机翼3的外侧端部处或外侧端部附近的较低角度或近似为零的角度增大并且在外侧方向上增大。小翼4的外侧端部几乎是竖向的但相对于竖向平面倾斜一个小角度。小翼4是后掠式的。

小翼4从附接至机翼3的外侧梢端的内侧端部7沿翼展方向向外侧延伸至梢端8。小翼4还从前缘9沿弦向方向延伸至后缘10。小翼4略微成弧形。

小翼4的前缘9和后缘10是机翼3的前缘和后缘的延续部。此外，小翼4的上表面和下表面是机翼3的上表面和下表面的延续部。因此，存在从机翼3至小翼4的平滑过渡部。

应当理解的是，即使在机翼3与小翼4之间的接合点处存在扫掠或扭转的变化的情况下，也可以存在平滑过渡部。然而，在机翼3与小翼4之间的接合点处优选地不存在间断部。

小翼4用于减小机翼组件2上的诱导阻力，从而使得提高燃料效率并减少碳排放。

在当前描述的实施方式中，飞行器1的操作巡航速度范围为0.80马赫至0.89马赫并且飞行器1的操作巡航高度范围为30,000英尺至43,000英尺。

应当理解的是，操作巡航速度是飞行器1被设计成在在长距离的飞行中巡航——即以恒定的高度和恒定的速度飞行——的速度。操作巡航高度是飞行器1被设计为在操作巡航速度下在飞行中巡航的高度。以操作巡航速度和操作巡航高度飞行为飞行器1的操作提供了最高的燃料效率。

在这方面，操作巡航速度范围是亚音速的，但是接近1马赫。然而，当飞行器1以该范围内的操作巡航速度和以该范围内的操作巡航高度巡航时，在小翼4的外侧区域上的局部流是超音速的。

在这方面，参照图3，当飞行器1以0.85马赫的操作速度(即，在该范围内的操作速度)和以35,000英尺的操作巡航高度巡航时，线A内侧的流是亚音速的，线B外侧的流是超音速的，并且线A与线B之间的区域C中的流是跨音速的。跨音速区域C为沿着小翼4的翼展的大致中间区域。此外，在跨音速区域C中形成激波。

小翼4包括上部蒙皮19和下部蒙皮20(参见图2)。上部蒙皮19和下部蒙皮20提供了在飞行期间暴露于气流的空气动力学表面。

小翼4包括内侧翼肋14以及前翼梁12和后翼梁13(参见图3)。内侧翼肋14以及前翼梁12和后翼梁13是小翼4的内部(即，机翼蒙皮19、20的内部)结构增强构件。应当理解的是，小翼4的一些内部部件已经出于说明的目的而被省略(例如每个翼梁12、13如何连接至每个翼肋14、16)。此外，应当理解的是，每个翼梁12、13均已被示意性地示出并且可以具有任何合适的横截面形状。

前翼梁12和后翼梁13在弦向方向上间隔开并且分别定位成接近小翼4的前缘9和后缘10。每个翼梁12、13均从小翼4的内侧端部7沿着翼展方向4向外侧延伸。

内侧翼肋14被朝向小翼4的内侧端部7定位。内侧翼肋14沿弦向方向在小翼4的前缘9与后缘10之间延伸，并且在当前所描述的实施方式中，内侧翼肋14与飞行方向F(参见图3)对齐。内侧翼肋14具有与小翼4(位于该翼展位置处)的翼型形状相对应的翼型形状，并且内侧翼肋14沿着其长度附接至上部蒙皮19和下部蒙皮20。

内侧翼肋14在结构上将前翼梁12和后翼梁13连结在一起并朝向前翼梁12和后翼梁13的内侧端部。在这方面，内侧翼肋14附接至前翼梁12和后翼梁13。在当前描述的实施方式中，内侧翼肋14在其与翼梁12、13的接合点处通过铆接而附接至每个翼梁12、13。然而，应当理解的是，可以使用任何合适的附接形式。内侧翼肋14沿着其长度设置有多个圆形切口，以减轻其重量。

内侧翼肋14和翼梁12、13提供了用于小翼4的结构支承框架的一部分。

小翼4还具有外侧翼肋16(应当理解的是，该翼肋16是内侧翼肋14的“外侧”)。外侧翼肋16是小翼4的内部(即，机翼蒙皮19、20的内部)结构增强构件。外侧翼肋16在小翼4的前缘9与后缘10之间沿弦向方向延伸，并且在当前描述的实施方式中，外侧翼肋16与飞行方向F(参见图3)对齐。应当理解的是，飞行方向F平行于飞行器1(即，飞行器1的机身的)的纵向中央轴线在飞行期间指向的方向(即，“飞行方向F”忽略飞行器的任何侧向运动)。外侧翼肋16基本上与小翼4的局部弦向方向(即，在该翼展位置处的弦向方向)对齐。

外侧翼肋16具有与小翼4(在该翼展位置处)的翼型形状相对应的翼型形状，并且外侧翼肋16沿着其长度附接至上部蒙皮19和下部蒙皮20。

外侧翼肋16在该翼展位置处将前翼梁12和后翼梁13连结在一起。在这方面，外侧翼肋16在其与翼梁12、13的接合点处附接至前翼梁12和后翼梁13。在当前描述的实施方式中，外侧翼肋16铆接至每个翼梁12、13。然而，应当理解的是，可以使用任何合适的附接形式。外侧翼肋16沿着其长度设置有多个圆形切口17，以减轻其重量(参见图3)。

后翼梁13是足够长的以便为外侧翼肋16提供附接点。外侧翼肋16、前翼梁12和后翼梁13以及内侧翼肋14一起以结构箱体15的形式形成小翼4的结构支承框架。

外侧翼肋16被定位在以特定的操作巡航速度和操作巡航高度发生的跨音速区域C中，在该实施方式中，该操作巡航速度为0.85马赫并且该操作巡航高度为35,000英尺。具体地，外侧翼肋16被定位于在该操作速度和该操作高度的情况下发生激波的翼展位置处。

外侧翼肋16布置成提供对由于跨音速流并且特别是由于激波而在该位置处施加在小翼4上的压力进行抵抗的结构增强件。

应当理解的是，小翼4从其内侧端部7沿着翼展方向延伸至其外侧梢端8。外侧翼肋16布置成在垂直于中弧线并且垂直于翼肋16的翼展位置处的局部翼展方向的方向上增大小翼4的刚度。在这方面，外侧翼肋16布置成在小翼4的深度方向上增大小翼4的刚度。

外侧翼肋16也布置成在弦向方向上增大小翼4的刚度(即，防止前后变形)。

外侧翼肋16也布置成在使小翼4围绕小翼4进行延伸的翼展方向扭转的方向上增大小翼4的刚度。在这方面，外侧翼肋16布置成保持小翼4的弧度，即轮廓形状。

外侧翼肋16定位在下述位置处，在该位置处小翼4与激波之间将存在显著相互作用，即，在该位置将存在由于激波而施加在小翼4上的显著压力。

将外侧翼肋16定位在跨音速区域C中的有利之处在于，这可以提供对由于在飞行中发生的跨音速流并且特别是由于发生的激波而施加在小翼4上的压力进行抵抗——即，在跨音速区域中——的结构增强，特别是刚度的增大。这可以减少本来会发生的该区域中的气动弹性变形。

此外，将特定的结构增强件设置在跨音速区域C中可以提供相对轻量且紧凑的方式来增强小翼4以抵抗由于激波而施加的压力。

参照图4，现在将对根据本发明的另一实施方式的飞行器1的制造方法1000进行描述。

制造方法1000包括设计飞行器1(步骤1001至步骤1008)，随后是制造根据该设计所设计的飞行器的步骤(步骤1009)。

更详细地，该方法包括在外侧翼肋16没有就位的情况下预测在操作巡航速度为0.85马赫且操作巡航高度为35,000英尺的飞行期间在小翼4上的激波的位置。这包括(在外侧翼肋16没有就位的情况下)对小翼4的计算模型的计算流体动力学(CFD)分析，以预测在小翼4上发生跨音速流的位置、特别是发生激波的翼展位置，以及预测施加在小翼4上的空气动力(步骤1001)。

然后执行结构分析，该结构分析可以包括使用有限元分析(FEA)模型来确定小翼4对在步骤1001中预测到的空气动力的结构响应(步骤1002)。结构分析可以包括气动弹性分析。由于该结构响应影响小翼4上的流，因此迭代地执行CFD分析(步骤1001)和结构分析(步骤1002)，以收敛到确定激波的翼展位置的解决方案(步骤1003)。

一旦已经确定了激波的位置，则将小翼4的设计(例如，计算模型)修改为包括位于在步骤1003中预测到的激波的翼展位置处的外侧翼肋16(步骤1004)。

然后执行结构分析，以在外侧翼肋16就位的情况下确定小翼4对在先前CFD分析中预测到的空气动力的结构响应。结构分析可以包括气动弹性分析(步骤1005)。

考虑到在前一步骤中预测到的结构响应，在外侧翼肋16就位的情况下，重复CFD分析以预测施加在小翼4上的空气动力和激波的部位(步骤1006)。

如果在CFD分析步骤(1006)中所预测的激波的部位现与激波的先前已确定的位置不同，则修正外侧翼肋16的位置以将该外侧翼肋16移动至激波的新的翼展位置(步骤1007)。

迭代地重复结构分析(步骤1005)、CFD分析(步骤1006)以及外侧翼肋16的位置与激波位置的匹配度的修正(步骤1007)，直到最终解决方案收敛于将外侧翼肋16定位在激波的翼展位置处为止(步骤1008)。

然后制造根据该设计的飞行器(步骤1009)。

尽管已经参考具体实施方式对本发明进行了描述和说明，但是本领域普通技术人员将理解的是，本发明自身会产生本文中没有具体说明的许多不同的变型。

在当前描述的实施方式中，翼梢装置是向上弯曲并向后扫掠的小翼4。然而，小翼4可以具有不同的形状。例如，小翼4在翼展方向上可以是大致平坦的，小翼4可以是扭曲的，小翼4可能不是后掠式，小翼4可以是对称的而不是弧形的等等。

外侧翼肋16可以与经历激波的任何类型的翼梢装置一起使用，翼梢装置的类型包括例如小翼、翼梢帆片、斜翼梢或翼梢延伸部。

在当前描述的实施方式中，外侧翼肋16在飞行方向上对齐。替代性地，外侧翼肋16可以相对于飞行方向倾斜。

飞行器可以是任何类型的飞行器，包括任何空中交通工具比如有人驾驶飞行器或UAV。然而，该飞行器优选地是载客飞行器。

飞行器的制造方法1000可以省略所描述的迭代。然而，应当理解的是，这可能产生不太优化的最终设计。

该方法的步骤1001至步骤1004可以通过以下步骤来替代：在设计中基于先前的经验将外侧翼肋16安置在初始部位中例如安置在预期激波所处的“最佳猜测”部位处并对该设计执行CFD分析。

外侧翼肋16可以定位在跨音速区域中，以提供对由于跨音速流而施加在翼梢装置上的压力进行抵抗的结构增强件。然而，外侧翼肋16优选地定位在激波的翼展位置处。类似地，该方法可以用于预测小翼4上发生跨音速流的位置，并且该方法可以用于将外侧翼肋16定位在跨音速区域中以提供对由于跨音速流而施加在翼梢装置上的压力进行抵抗的结构增强件。然而，该方法优选地包括将外侧翼肋16定位在激波的翼展位置处。

应当理解的是，飞行器1的制造方法1000包括翼梢装置4的制造方法。类似地，应当理解的是，飞行器的设计方法(步骤1001至步骤1008)包括翼梢装置4的设计方法。

如果在前面的描述中提到了整体或元件具有已知的、明显的或可预知的等同物，则这些等同物如同单独阐述那样结合在本文中。应当参照权利要求书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、方便的等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可能是有益的，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 (16)

1.一种飞行器，所述飞行器包括机翼和位于所述机翼的梢端处的翼梢装置，其中，所述翼梢装置包括翼肋，所述翼肋被定位在所述翼梢装置的在所述飞行器飞行时发生跨音速流的翼展区域中。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述翼肋被定位于在飞行期间发生激波的翼展位置处。

3.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述翼梢装置包括在弦向方向上间隔开的一对翼梁，并且其中，所述翼肋连结所述一对翼梁。

4.根据任一前述权利要求中所述的飞行器，其中，所述翼肋形成外侧翼肋，并且所述翼梢装置还包括内侧翼肋。

5.根据引用权利要求3时的权利要求4所述的飞行器，其中，所述内侧翼肋连结所述一对翼梁。

6.根据任一前述权利要求所述的飞行器，其中，所述翼梢装置包括小翼。

7.一种用作前述权利要求中的任一项中所述的飞行器的所述翼梢装置的翼梢装置。

8.一种与飞行器的机翼一起使用的翼梢装置，所述翼梢装置包括翼肋，所述翼肋被定位在所述翼梢装置的在所述飞行器飞行时发生跨音速流的翼展区域中。

9.一种飞行器，所述飞行器包括机翼和位于所述机翼的梢端处的翼梢装置，其中，所述翼梢装置包括：一对翼梁，所述一对翼梁在弦向方向上间隔开；内侧翼肋，所述内侧翼肋连结所述翼梁；以及外侧翼肋，所述外侧翼肋连结所述翼梁，其中，所述外侧翼肋被定位在所述翼梢装置的在所述飞行器飞行时发生跨音速流的翼展区域中。

10.一种飞行器的设计方法，所述飞行器包括机翼和位于所述机翼的梢端处的翼梢装置，所述方法包括：

(i)预测在所述飞行器飞行时在所述翼梢装置上发生跨音速流的位置；以及

(ii)设计具有翼肋的所述翼梢装置，其中，所述翼肋定位在所述翼梢装置的发生所预测的跨音速流的翼展区域中。

11.根据权利要求10所述的飞行器的设计方法，其中，步骤(i)包括在所述翼肋没有就位的情况下预测在所述翼梢装置上发生跨音速流的位置，并且其中，所述方法包括：

(iii)在所述翼肋就位的情况下重复步骤(i)，以获得修正的预测；

(iv)重复步骤(ii)以将所述翼肋定位在经修正的位置处；

(v)迭代地重复步骤(iii)和步骤(iv)直到获得最终设计为止。

12.一种飞行器的制造方法，所述飞行器包括机翼和位于所述机翼的梢端处的翼梢装置，所述方法包括：

(i)根据权利要求10或11所述的方法设计飞行器；

(ii)制造根据该设计所设计的飞行器。

13.一种用于飞行器的翼梢装置的设计方法，所述方法包括：

(i)预测在所述飞行器飞行时在所述翼梢装置上发生跨音速流的位置；以及

(ii)将所述翼梢装置设计成具有翼肋，其中，所述翼肋被定位在所述翼梢装置的发生所预测的跨音速流的翼展区域中。

14.根据权利要求13所述的翼梢装置的设计方法，其中，步骤(i)包括在所述翼肋没有就位的情况下预测在所述翼梢装置上发生跨音速流的位置，并且其中，所述方法包括：

(iii)在所述翼肋就位的情况下重复步骤(i)，以获得修正的预测；

(iv)重复步骤(ii)以将所述翼肋定位在经修正的位置处；

(v)迭代地重复步骤(iii)和步骤(iv)直到获得最终设计为止。

15.一种用于飞行器的翼梢装置的制造方法，所述方法包括：

(i)根据权利要求13或14所述的方法设计翼梢装置；以及

(ii)制造根据该设计所设计的翼梢装置。

16.一种飞行器的使用方法，所述飞行器包括机翼和位于所述机翼的梢端处的翼梢装置，所述翼梢装置包括翼肋，其中，所述方法包括使所述飞行器以巡航速度飞行，其中，所述翼肋被定位在所述翼梢装置的发生跨音速流的翼展区域中。