CN110072773B - 飞机缝翼 - Google Patents

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Abstract

一种用于飞机机翼的缝翼(50)，包括：前缘(51)，前缘(51)限定了前缘线(61)；后缘(52)，后缘(52)限定了后缘线(62)，该前缘线和该后缘线限定了缝翼平面，弦距离(69)垂直于前缘延伸，并且沿着缝翼平面测量；内侧缘，该内侧缘在前缘与后缘之间延伸；以及外侧缘(56)，外侧缘(56)在前缘与后缘之间延伸。外侧缘包括：第一侧部，该第一侧部在该平面上具有投影，该投影限定了第一侧线(63)；以及第二侧部，第二侧部在该平面上具有投影，该投影限定第二侧线(64)，随着该第二侧线朝向内侧缘和后缘延伸，第二侧线被布置成与第一侧线成第一角并且与前缘线成第二角。还公开了一种包括该缝翼的机翼组件和一种包括该缝翼的飞机。

Description

飞机缝翼
相关申请的交叉引用
本申请要求2016年12月12日提交的标题为“Aircraft Slat(飞机缝翼)”的美国临时专利申请第62/432,752号的优先权，其全部内容通过引用并入本文。
技术领域
本技术涉及用于固定翼飞机的位于机翼前缘上的缝翼。更具体地，本技术针对这种缝翼的外侧缘的特定构造。
背景技术
固定翼飞机使用前缘缝翼(位于机翼的前缘上的小的空气动力表面)来提高机翼的最大升力。当展开时，缝翼允许飞机的机翼相对于周围的气流以较高的攻角(angle ofattack)操作。缝翼通常在起飞和降落期间展开，而在正常飞行期间收起以使阻力最小化。
在本领域中已知的是，也可以将小翼包括在固定翼飞机的机翼的外侧端上以提供减阻作用，这潜在地导致有价值的燃料节省。虽然增加小翼的尺寸通常提高减阻作用，但是尺寸可能受到若干因素限制。一个这样的因素是性能控制，因为引入较大的小翼可能引入俯仰和升力控制问题。随着小翼变大，在俯仰力矩和升力系数中可能出现非线性，该非线性部分地由流动分离引起，该流动分离是由前缘缝翼产生的涡流的干扰而引发的。
在本领域中已知多种对于由增加小翼尺寸而引发的问题的解决方案。一种这样的解决方案是使前缘缝翼进一步向外侧延伸，但是一旦飞机机翼设计已经被冻结，这可能是昂贵的解决方案。性能控制问题还可以通过使用电传飞行(fly-by-wire)控制律来控制，但是这增加了操作控制的复杂性。在一些情况下，有效的解决方案可能就是将小翼的尺寸减小直到性能问题被解决为止，但是会失去通过增加小翼尺寸而带来的在减阻作用方面的益处。
因此，期望一种用于固定翼飞机的构造，该构造允许增加小翼尺寸，同时成本有效地维持性能控制。
发明内容
本技术的目的是改善现有技术中存在的不便中的至少一些。
根据本技术的一个方面，提供了一种用于飞机机翼的缝翼，该缝翼包括：前缘，该前缘限定了连接缝翼的最前点的前缘线，并且该前缘线在内侧端与外侧端之间延伸；后缘，该后缘限定了连接缝翼的最后点的后缘线，该后缘线在内侧端与外侧端之间延伸，并且该后缘在折叶方向上布置在距前缘为弦距离处，前缘线和后缘线限定了缝翼平面，前缘与后缘之间的弦距离垂直于前缘延伸，该弦距离沿着缝翼平面测量；内侧缘，该内侧缘从前缘延伸到后缘；以及外侧缘，该外侧缘从前缘延伸到后缘，该外侧缘包括：第一侧部，该第一侧部从前缘延伸到位于前缘与后缘之间的中间点，第一侧部到缝翼平面上的投影限定了第一侧线，以及第二侧部，该第二侧部从中间点延伸到后缘，第二侧部到缝翼平面上的投影限定了第二侧线，该第二侧线被布置成与第一侧线成第一角并且与前缘线成第二角，第二侧线随着它朝向后缘延伸而朝向内侧缘延伸。
在一些实施方式中，第一侧线是直线。
在一些实施方式中，第二侧线是直线。
在一些实施方式中，第一侧线延伸弦距离的90％或更少。
在一些实施方式中，第一侧线延伸弦距离的至少40％。在一些实施方式中，第一侧线延伸介于弦距离的50％与70％之间。
在一些实施方式中，第一侧线垂直于前缘线，并且第一角和第二角是余角。
在一些实施方式中，第二角是至少45度。
在一些实施方式中，第二角小于45度。
在一些实施方式中，第一侧线延伸弦距离的60％或更少。
在一些实施方式中，第一侧线与垂直于前缘延伸的线平行。
在一些实施方式中，内侧缘到缝翼平面上的投影与垂直于前缘延伸的线平行。
在一些实施方式中，该缝翼是飞机机翼的最外侧缝翼。
在一些实施方式中，外侧缘的第一侧部和第二侧部提供升力系数CL和俯仰力矩系数CM中的至少一个，升力系数CL和俯仰力矩系数CM相对于飞机的攻角而改变。
根据本技术的另一方面，提供了一种机翼组件，该机翼组件包括：机翼本体；小翼，该小翼连接到机翼本体的末端；以及缝翼，该缝翼以可移动方式连接到机翼本体，该缝翼包括：前缘，该前缘限定了连接缝翼的最前点的前缘线，并且该前缘线在内侧端与外侧端之间延伸；后缘，该后缘限定了连接缝翼的最后点的后缘线，该后缘线在内侧端与外侧端之间延伸，并且该后缘在折叶方向上布置在距前缘为弦距离处，前缘线和后缘线限定了缝翼平面，前缘与后缘之间的弦距离垂直于前缘延伸，该弦距离沿着缝翼平面测量；内侧缘，该内侧缘从前缘延伸到后缘；以及外侧缘，该外侧缘从前缘延伸到后缘，该外侧缘包括：第一侧部，该第一侧部从前缘延伸到位于前缘与后缘之间的中间点，第一侧部到缝翼平面上的投影限定了第一侧线，以及第二侧部，该第二侧部从中间点延伸到后缘，第二侧部到缝翼平面上的投影限定了第二侧线，该第二侧线被布置成与第一侧线成第一角并且与前缘线成第二角，第二侧线随着它朝向后缘延伸而朝向内侧缘延伸。
在一些实施方式中，第一侧线是直线。
在一些实施方式中，第二侧线是直线。
在一些实施方式中，第一侧线延伸弦距离的90％或更少。
在一些实施方式中，第一侧线延伸弦距离的至少40％。在一些实施方式中，第一侧线延伸介于弦距离的50％与70％之间。
在一些实施方式中，第一侧线延伸弦距离的60％或更少。
在一些实施方式中，第一侧线垂直于前缘线，并且第一角和第二角是余角。
在一些实施方式中，第二角是至少45度。
在一些实施方式中，第二角小于45度。
在一些实施方式中，第一侧线与垂直于前缘延伸的线平行。
在一些实施方式中，内侧缘到缝翼平面上的投影与垂直于前缘延伸的线平行。
在一些实施方式中，当机翼组件连接到飞机时，由流过缝翼的外侧缘的空气所产生的缝翼涡流被朝向机翼组件的内侧面引导。
根据本技术的另一方面，提供了一种飞机，该飞机包括：机身；以及连接到机身的、两个相反布置的根据上述实施方式中的任一种的机翼组件。
本技术的实施方式各自具有上面提到的目的和/或方面中的至少一个，但是不一定具有上面提到的目的和/或方面中的全部。应该理解的是，由试图获得上面提到的目的而产生的本技术的一些方面可能不满足该目的，而/或可能满足在本文中没有具体叙述的其它目的。
根据以下描述和附图，本技术的实施方式的附加和/或替代特征、方面以及优点将变得显而易见。
附图说明
为了更好地理解本技术以及其它方面及其另外的特征，参考将要结合附图使用的以下描述，附图中：
图1是飞机的顶视平面图；
图2是飞机的右机翼组件的外侧部的顶视平面图，其中现有技术的缝翼处于展开位置中；
图3是图1的飞机的右机翼组件的外侧部的顶视平面图，其中缝翼处于展开位置中；
图4是图3的外侧部的顶视平面图，其中缝翼处于收起位置中；
图5是图3的缝翼和右机翼的一部分的右前顶侧立体图；
图6是图3的缝翼的左后顶侧立体图；
图7是图3的缝翼的投影的平面图；
图8是图示图2的现有技术的缝翼和图3的缝翼的升力系数与迎角(angle ofincidence)之间的关系的曲线图；以及
图9是图示图2的现有技术的缝翼和图3的缝翼的俯仰力矩与迎角之间的关系的曲线图。
具体实施方式
图1示出了根据本技术的固定翼喷气式飞机10的顶视图。飞机10包括机身12(飞机10的本体)。连接到机身12的是两个相反地布置的机翼组件15，在此也被称为机翼15。机翼15在操作期间产生升力，并因此产生飞机10的飞行。
每个机翼15包括机翼本体20，机翼本体20从机翼根部端22延伸到外侧端23。每个机翼15包括前缘16和后缘17。机翼15从前缘16到后缘17的尺寸使用平均空气动力弦(“MAC”)来确定，“MAC”通过在正常气流70的方向上测量的弦“C”来表示。本领域的技术人员将理解的是，由于大多数机翼在它们的宽度上改变它们的弦(图1中图示的机翼15情况就是这样)，所以平均空气动力弦(“MAC”)用于比较不同的机翼构造。通常，在机翼15的较宽的内部段上产生的升力比在机翼15的窄的外部段上产生的升力多。本领域的技术人员还应理解的是，每个机翼15包括特定翼型或形状的机翼15。
每个机翼15包括小翼30，小翼30从机翼本体20的外侧端23至少部分地向上延伸。小翼30被包括在飞机10的机翼15上以提供减阻作用，其中较大的小翼30提供较大的减阻作用。
通常已知在每个机翼上包括至少一个缝翼，以提高机翼在起飞和降落期间的最大升力。在现有技术中，在图2中被图示为右缝翼150的缝翼150具有外侧端部156，当从上方观察时，外侧端部156通常是矩形的。
参考图3至图7，根据本技术的外侧缝翼50被包括在每个机翼15上，其中每个外侧缝翼50具有外侧缘56，外侧缘56由侧部53和侧部54组成(图5)。如在图6中最佳所示的，侧部54被布置成与侧部53成角δ并与前缘51成角Δ，如将在下面更详细地描述并在图7中示出的。
如图3中所示，将关于右机翼15的右外侧缝翼50描述外侧缝翼50的详情，左机翼15的左外侧缝翼50是右外侧缝翼50的镜像。
外侧缝翼50被布置在机翼15的外侧部上，通常在小翼30附近，并且位于机翼15的前缘16侧。机翼15还具有中央和内侧缝翼28，如图1中看到的，能够根据已知构造来实现中央和内侧缝翼28。虽然将在每个机翼15仅具有一个外侧缝翼50的情况下描述本技术，但是可以想到中央和内侧缝翼28能用本文描述的外侧缝翼50替换。例如在一些实施方式中，一个或多个外侧缝翼50能够遍及机翼15的外三分之二，或者能够覆盖机翼15的整个前缘16。
如能够在图3至图5中看到的，机翼本体20还适于容纳外侧缝翼50的外侧缘56，其中边缘21符合外侧缘56。这样，当外侧缝翼50处于缩回位置中时，外侧缝翼50的外侧缘56和机翼本体20的边缘21的组合形成仅被两者之间的接缝断开的连续表面。
参考图6和图7，外侧缝翼50包括前缘51，前缘51限定了连接缝翼50的最前点的前缘线61(图6)。前缘线61在内侧端162与外侧端262之间延伸。与前缘51相反，缝翼50包括后缘52，后缘52限定了连接缝翼50的最后点的后缘线62。后缘线62类似地在内侧端162与外侧端262之间延伸。
前缘线61和后缘线62限定了缝翼平面60。应该注意的是，缝翼平面60只是用于帮助理解缝翼50的总体几何形状的几何构造。后缘线62在折叶方向72上布置在距前缘线61弦距离69处，其中弦距离69垂直于前缘线61延伸，并且沿着缝翼平面60测量。在一些实施方式中，前缘线61与后缘线62之间的弦距离能够从内侧端到外侧端变化，并且在这样的情况下，可以使用上述的平均空气动力弦(“MAC”)来确定弦距离69。
在外侧缝翼50的内侧面上是内侧缘58，内侧缘58从前缘51基本上垂直地延伸到后缘52。与内侧缘58相反的是外侧缘56，外侧缘56类似地从前缘51延伸到后缘52。外侧缘56包括从前缘51延伸到中间点55的侧部53。侧部53可以与内侧缘58平行，但是可以想到不是所有实施方式都是这种情况。外侧缘56还包括从中间点55延伸到后缘52的侧部54。
当外侧缝翼50具有弯曲的顶面和底面时，通过检查图7中图示的缝翼50的不同侧到缝翼平面60上的投影，能够获得对外侧缝翼50的总体形状的进一步理解。如上所述，缝翼平面60由前缘线61和后缘线62限定。
外侧缘56的侧部53到缝翼平面60上的投影限定了侧线63，侧线63从前缘61延伸到中间点55的投影65。类似地，外侧缘56的侧部54到缝翼平面60上的投影限定了侧线64，侧线64从经投影的中间点65延伸到后缘线62。侧线64被布置成与侧线63成角δ，因为侧部54随着它从经投影的中间点65延伸而朝向内侧缘58和后缘52两者延伸。侧线64还被布置成与前缘51和前缘线61成角Δ。如图7中所示的角δ相对于侧线63是锐角(即小于90度)。也在图7中示出的角Δ相对于前缘线61是锐角。可以想到角δ和Δ能够从20度到70度变化。在侧线63垂直于前缘线61的实施方式中，诸如图7中所图示的，角δ和角Δ是余角。可以想到在一些实施方式中，第二角是至少45度，然而在其它实施方式中，第二角可能小于45度，使得侧线64从与前缘线61对齐相差小于45度。
如图7中所图示的，侧线63、64是直线，但是可以想到侧部53、54的投影63、64可以采取不同的形式。此外，侧线63、64的长度可以在本技术的不同的实施方式中变化。侧线63通常沿着外侧缘56从前缘线61向中间点投影65延伸缝翼弦距离69的长度的90％或更少。根据本技术，侧线63沿着外侧缘56从前缘线61向中间点投影65延伸缝翼弦距离69的长度的至少40％。在一些实施方式中，侧线63沿着外侧缘56从前缘线61向中间点投影65延伸介于缝翼弦距离69的长度的50％至70％之间。
外侧缝翼50(包括根据本技术的外侧缘56)帮助克服当与现有技术的缝翼150结合使用大型小翼30时的一些缺点。这些缺点中的一些包括当与大型小翼30一起使用现有技术的缝翼150时在飞机的升力系数和俯仰力矩中出现的非线性。
本文参考的升力系数“CL”是由机翼组件15在特定迎角(“α”)下产生的升力系数，其中机翼组件15具有特定形状的机翼本体20和小翼30。如本文所限定的迎角α指的是气流方向70与飞机10的纵向轴线之间的角α，如从飞机10的一侧所观察到的。这也被称为攻角。本文中俯仰力矩系数“CM”指的是在特定迎角α下作用在机翼15上以使飞机10在机头向上(nose-up)或机头向下(nose-down)的方向上俯仰的扭矩(或“力矩”)的系数。
作为示例，在图8和图9中图示了对于小翼30的给定尺寸，升力系数CL和俯仰力矩系数CM以及攻角α之间的关系。图8的曲线图200对于小翼30的给定尺寸图示了采用现有技术的缝翼150(虚线210)和采用根据本技术的缝翼50(实线220)的飞机10的升力系数CL，缝翼50、150处于展开位置中。类似地，图9的曲线图300图示了采用现有技术的缝翼150(虚线310)和采用根据本技术的缝翼50(实线320)的飞机10的俯仰力矩系数CM，缝翼50、150处于展开位置中。应该注意的是，具体的角和升力系数CL以及俯仰力矩系数CM的值将取决于机翼15的确切形状、小翼30的尺寸和形状以及许多其它因素。曲线图200、300只是一个非限制性示例，其将取决于具体实施方式的细节而变化。
在使用现有技术的缝翼150的情况下，从缝翼150的外侧缘形成涡流199，如图2中示意性地图示的。涡流199能够干扰在机翼15周围特别是在小翼30附近的气流的边界层。这种干扰能够引起流动分离，该流动分离继而已知引起阻力的增加和不期望的上仰。对于一些较大的小翼，这种流动分离能够在给定的攻角下突然发生，使得升力系数CL和俯仰力矩系数CM相对于攻角α非线性地改变。对于一些角α，升力和俯仰力矩不是像通常最期望的那样随攻角线性地增加，而是将不会遵循所预期的线性关系。在曲线图200中，例如，能够看到的是，采用缝翼150的飞机在角αS处具有升力系数的突然下降，使得随着攻角α增加，当攻角α接近αS时存在升力系数的突然下降。类似地，在曲线图300中能够看到的是，采用缝翼150的飞机在角αP处具有俯仰力矩系数的突然跳跃，使得随着攻角α增加，当攻角α接近αP时存在俯仰力矩系数的突然增加，此时飞机可能经历不期望的上仰。如上所述，对于由于较大的小翼而导致的这些不期望的非线性的解决方案先前已存在于以下方面中：增加飞机的操作规则的复杂性以补偿功能的非线性、对飞机的设计实施昂贵的物理改变、或者简单地将小翼尺寸限制到避免上述不便的尺寸。
在使用根据本技术的缝翼50的情况下，类似地从缝翼150的外侧缘56形成涡流99，如图3中示意性地图示的。相比于来自缝翼150的涡流199(在图3中以点划线图示了涡流199的位置以进行比较)，通过缝翼50产生的涡流99向内侧偏移。
涡流99也将干扰机翼15周围的气流的边界层，但是相比于涡流199，将涡流99进一步向内侧远离小翼30定位通常有两种效果。首先，将涡流99移动到内侧方向引起对边界层更平缓但较早的干扰。如能够在图8的曲线图200中看到的，对于攻角α的一部分来说缝翼50(线220)的升力系数CL小于现有技术的缝翼150(线210)的升力系数CL，因为涡流99将对边界层具有稍微增加的干扰。然而，因为干扰更平缓，所以升力系数CL随攻角α线性地增加，从而避免了在角αS处的突然流动分离。
第二，在内侧方向上移动涡流99类似地意味着在小翼30附近的机翼末端处没有突然的流动分离。使用根据本技术的缝翼50因此帮助避免在角αP处不期望的上仰。如能够在图9的曲线图300中看到的。然而，应该注意的是，对于攻角α的至少一部分来说，在使用缝翼150(线320)的情况下的总俯仰力矩系数CM可以比在使用现有技术的缝翼(线310)的情况下的总俯仰力矩系数CM稍微增加。
本技术的实施方式不需要任何独立可移动的系统，并且因此与可以实现类似的性能增加的其它系统或结构改型相比较，本技术的实施方式减少了飞机的重量、复杂性和维护需要。已经在理论上和在实验上都验证了与利用本技术的实施方式有关的优点。在风洞模型上以高雷诺数测试了具有根据本技术的实施方式的特征的缝翼。
根据本技术的一些非限制性实施方式而实施的缝翼50、机翼组件15和飞机10能够像在以下编号的条款中所呈现的那样来表示。
条款1：一种用于飞机机翼(15)的缝翼(50)，包括：前缘(51)，前缘(51)限定了连接缝翼(50)的最前点的前缘线(61)，并且前缘线(61)在内侧端(162)与外侧端(262)之间延伸；后缘(52)，后缘(52)限定了连接缝翼(50)的最后点的后缘线(62)，后缘线(62)在内侧端(162)与外侧端(262)之间延伸，并且后缘(52)在折叶方向(72)上布置在距前缘(51)弦距离(69)处，前缘线(61)和后缘线(62)限定了缝翼平面(60)，前缘(51)与后缘(52)之间的弦距离(69)垂直于前缘(51)延伸，弦距离(69)沿着缝翼平面(60)测量；内侧缘(58)，内侧缘(58)从前缘(51)延伸到后缘(52)；以及外侧缘(56)，外侧缘(56)从前缘(51)延伸到后缘(52)，外侧缘(56)包括：第一侧部(53)，第一侧部(53)从前缘(51)延伸到位于前缘(51)与后缘(52)之间的中间点(55)，第一侧部(53)到缝翼平面(60)上的投影限定了第一侧线(63)，以及第二侧部(54)，第二侧部(54)从中间点(55)延伸到后缘(52)，第二侧部(54)到缝翼平面(60)上的投影限定了第二侧线(64)，第二侧线(64)被布置成与第一侧线(63)成第一角(δ)并且与前缘线(61)成第二角(Δ)，第二侧线(64)随着它朝向后缘(52)延伸而朝向内侧缘(58)延伸。
条款2：根据条款1所述的缝翼(50)，其中，第一侧线(63)是直线。
条款3：根据条款1或2所述的缝翼(50)，其中，第二侧线(64)是直线。
条款4：根据条款1至3中的任一项所述的缝翼(50)，其中，第一侧线(63)延伸弦距离(69)的60％或更少。
条款5：根据条款1至4中的任一项所述的缝翼(50)，其中，第一侧线(63)延伸弦距离(69)的至少40％。
条款6：根据条款1至5中的任一项所述的缝翼(50)，其中：第一侧线(63)垂直于前缘线(61)；并且第一角(δ)和第二角(Δ)是余角。
条款7：根据条款1至6中的任一项所述的缝翼(50)，其中，第二角(Δ)是至少45度。
条款8：根据条款1至7中的任一项所述的缝翼(50)，其中，第二角(Δ)小于45度。
条款9：根据条款1至8中的任一项所述的缝翼(50)，其中，内侧缘(58)到缝翼平面(60)上的投影与垂直于前缘(51)延伸的线平行。
条款10：根据条款1至9中的任一项所述的缝翼(50)，其中，缝翼(50)是飞机机翼(15)的最外侧缝翼(50)。
条款11：根据条款1所述的缝翼(50)，其中，外侧缘(56)的第一侧部(53)和第二侧部(54)提供升力系数CL和俯仰力矩系数CM中的至少一个，升力系数CL和俯仰力矩系数CM相对于飞机(10)的攻角(α)而改变。
条款12：一种机翼组件(15)，机翼组件(15)包括：机翼本体(20)；小翼(30)，小翼(30)连接到机翼本体(20)的末端；以及缝翼(50)，缝翼(50)以可移动方式连接到机翼本体(20)，缝翼(50)包括：前缘(51)，前缘(51)限定了连接缝翼(50)的最前点的前缘线(61)，并且前缘线(61)在内侧端(162)与外侧端(262)之间延伸；后缘(52)，后缘(52)限定了连接缝翼(50)的最后点的后缘线(62)，后缘线(62)在内侧端(162)与外侧端(262)之间延伸，并且后缘(52)在折叶方向(72)上布置在距前缘(51)弦距离(69)处，前缘线(61)和后缘线(62)限定了缝翼平面(60)，前缘(51)与后缘(52)之间的弦距离(69)垂直于前缘(51)延伸，弦距离(69)沿着缝翼平面(60)测量；内侧缘(58)，内侧缘(58)从前缘(51)延伸到后缘(52)；以及外侧缘(56)，外侧缘(56)从前缘(51)延伸到后缘(52)，外侧缘(56)包括：第一侧部(53)，第一侧部(53)从前缘(51)延伸到位于前缘(51)与后缘(52)之间的中间点(55)，第一侧部(53)到缝翼平面(60)上的投影限定了第一侧线(63)，以及第二侧部(54)，第二侧部(54)从中间点(55)延伸到后缘(52)，第二侧部(54)到缝翼平面(60)上的投影限定了第二侧线(64)，第二侧线(64)被布置成与第一侧线(63)成第一角(δ)并且与前缘线(61)成第二角(Δ)，第二侧线(64)随着它朝向后缘(52)延伸而朝向内侧缘(58)延伸。
条款13：根据条款12所述的机翼组件(15)，其中，第一侧线(63)是直线。
条款14：根据条款12或13所述的机翼组件(15)，其中，第二侧线(64)是直线。
条款15：根据条款12至14中的任一项所述的机翼组件(15)，其中，第一侧线(63)延伸弦距离(69)的60％或更少。
条款16：根据条款12至15中的任一项所述的机翼组件(15)，其中，第一侧线(63)延伸弦距离(69)的至少40％。
条款17：根据条款12至16中的任一项所述的机翼组件(15)，其中：第一侧线(63)垂直于前缘线(61)；并且第一角(δ)和第二角(Δ)是余角。
条款18：根据条款12至17中的任一项所述的机翼组件(15)，其中，第二角(Δ)是至少45度。
条款19：根据条款12至18中的任一项所述的机翼组件(15)，其中，第二角(Δ)小于45度。
条款20：根据条款12至19中的任一项所述的机翼组件(15)，其中，内侧缘(58)到缝翼平面(60)上的投影与垂直于前缘(51)延伸的线平行。
条款21：根据条款12至20中的任一项所述的机翼组件(15)，其中，当机翼组件(15)连接到飞机(10)时，由流过缝翼(50)的外侧缘(56)的空气所产生的缝翼涡流(99)被朝向机翼组件(15)的内侧面引导。
条款22：一种飞机(10)，飞机(10)包括：机身(12)；以及连接到机身(12)的、两个相反布置的根据条款12至21中的任一项的机翼组件(15)。
本说明书不旨在限制如所附的权利要求书中所叙述的本技术的实施方式的各方面。对于本领域的技术人员而言，对本技术的上述实施方式的改型和改进可以变得明显。前面的描述旨在为示例性的，而不是限制性的。

Claims (21)

1.一种用于飞机机翼的缝翼，所述缝翼包括：
前缘，所述前缘限定了连接所述缝翼的最前点并且在内侧端与外侧端之间延伸的前缘线；
后缘，所述后缘限定了连接所述缝翼的最后点并且在所述内侧端与所述外侧端之间延伸的后缘线，并且所述后缘在折叶方向上布置在距所述前缘为弦距离处，
所述前缘线和所述后缘线限定了缝翼平面，所述前缘与所述后缘之间的所述弦距离垂直于所述前缘延伸，所述弦距离沿着所述缝翼平面测量；
内侧缘，所述内侧缘从所述前缘延伸到所述后缘；以及
外侧缘，所述外侧缘从所述前缘延伸到所述后缘，所述外侧缘包括：
第一侧部，所述第一侧部从所述前缘延伸到位于所述前缘与所述后缘之间的中间点，所述第一侧部到所述缝翼平面上的投影限定了第一侧线，以及
第二侧部，所述第二侧部从所述中间点延伸到所述后缘，所述第二侧部到所述缝翼平面上的投影限定了第二侧线，
所述第二侧线被布置成与所述第一侧线成第一角并且与所述前缘线成第二角，所述第二侧线随着所述第二侧线朝向所述后缘延伸而朝向所述内侧缘延伸；
其中，当所述机翼连接到飞机时，由流过所述缝翼的所述外侧缘的空气所产生的缝翼涡流被朝向所述机翼的内侧面引导。
2.根据权利要求1所述的缝翼，其中，所述第一侧线是直线。
3.根据权利要求1所述的缝翼，其中，所述第二侧线是直线。
4.根据权利要求1所述的缝翼，其中，所述第一侧线延伸所述弦距离的60％或更少。
5.根据权利要求1所述的缝翼，其中，所述第一侧线延伸所述弦距离的至少40％。
6.根据权利要求1所述的缝翼，其中：
所述第一侧线垂直于所述前缘线；并且
所述第一角和所述第二角是余角。
7.根据权利要求1所述的缝翼，其中，所述第二角是至少45度。
8.根据权利要求1所述的缝翼，其中，所述第二角小于45度。
9.根据权利要求1所述的缝翼，其中，所述内侧缘到所述缝翼平面上的投影与垂直于所述前缘延伸的线平行。
10.根据权利要求1所述的缝翼，其中，所述缝翼是所述飞机机翼的最外侧缝翼。
11.根据权利要求1所述的缝翼，其中，所述外侧缘的所述第一侧部和所述第二侧部提供升力系数CL和俯仰力矩系数CM中的至少一个，所述升力系数CL和所述俯仰力矩系数CM相对于所述飞机的攻角而改变。
12.一种机翼组件，所述机翼组件包括：
机翼本体；
小翼，所述小翼连接到所述机翼本体的末端；以及
缝翼，所述缝翼以可移动方式连接到所述机翼本体，所述缝翼包括：
前缘，所述前缘限定了连接所述缝翼的最前点并且在内侧端与外侧端之间延伸的前缘线；
后缘，所述后缘限定了连接所述缝翼的最后点并且在所述内侧端与所述外侧端之间延伸的后缘线，并且所述后缘在折叶方向上布置在距所述前缘为弦距离处，
所述前缘线和所述后缘线限定了缝翼平面，所述前缘与所述后缘之间的所述弦距离垂直于所述前缘延伸，所述弦距离沿着所述缝翼平面测量；
内侧缘，所述内侧缘从所述前缘延伸到所述后缘；以及
外侧缘，所述外侧缘从所述前缘延伸到所述后缘，所述外侧缘包括：
第一侧部，所述第一侧部从所述前缘延伸到位于所述前缘与所述后缘之间的中间点，所述第一侧部到所述缝翼平面上的投影限定了第一侧线，以及
第二侧部，所述第二侧部从所述中间点延伸到所述后缘，所述第二侧部到所述缝翼平面上的投影限定了第二侧线，
所述第二侧线被布置成与所述第一侧线成第一角并且与所述前缘线成第二角，所述第二侧线随着所述第二侧线朝向所述后缘延伸而朝向所述内侧缘延伸；
其中，当所述机翼组件连接到飞机时，由流过所述缝翼的所述外侧缘的空气所产生的缝翼涡流被朝向所述机翼组件的内侧面引导。
13.根据权利要求12所述的机翼组件，其中，所述第一侧线是直线。
14.根据权利要求12所述的机翼组件，其中，所述第二侧线是直线。
15.根据权利要求12所述的机翼组件，其中，所述第一侧线延伸所述弦距离的60％或更少。
16.根据权利要求12所述的机翼组件，其中，所述第一侧线延伸所述弦距离的至少40％。
17.根据权利要求12所述的机翼组件，其中：
所述第一侧线垂直于所述前缘线；并且
所述第一角和所述第二角是余角。
18.根据权利要求12所述的机翼组件，其中，所述第二角是至少45度。
19.根据权利要求12所述的机翼组件，其中，所述第二角小于45度。
20.根据权利要求12所述的机翼组件，其中，所述内侧缘到所述缝翼平面上的投影与垂直于所述前缘延伸的线平行。
21.一种飞机，所述飞机包括：
机身；以及
连接到所述机身的、两个相反布置的根据权利要求12至20中的任一项的机翼组件。
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