CN111319750A - 支撑翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种支撑翼飞行器(1)，其具有机身(6)和固定翼构造(1a)，固定翼构造(1a)包括至少两个支撑翼(2a，2b)，所述至少两个支撑翼(2a，2b)设置在机身(6)侧面并且彼此相对，至少两个支撑翼(2a，2b)中的每个支撑翼包括至少一个上翼(3a，3b)和至少一个下翼(4a，4b)，所述至少一个上翼(3a，3b)和所述至少一个下翼(4a，4b)在预定过渡区域(9)处交错且互相连接，所述至少一个上翼(3a，3b)在相关的上翼根部(10)处连接至机身(6)，所述至少一个下翼(4a，4b)在相关的下翼根部(11)处连接至机身(6)。

Description

支撑翼飞行器

技术领域

本发明涉及一种支撑翼飞行器，其具有机身和固定翼构造，固定翼构造包括设置于机身侧面并且彼此相对的至少两个支撑翼。

背景技术

具有支撑翼的飞行器，特别是具有所谓的箱式机翼或联结翼结构的飞行器，早已为人们所熟知。一般情况下，这种箱式机翼或联结翼的结构是基于主承载构件(如翼板、肋和翼梁)的相对复杂的构造而设置的，需要这些构造将各自的上翼和下翼以足够有效的方式连接在一起。

然而，当使用基于传统机翼结构、特别是基于传统的交错支撑翼结构形成的上翼和下翼时，至少在各自的翼梢区域的相关的翼梁中经常形成多处扭结。这至少在推进器或发动机等推进单元安装在相应的翼稍的构造中导致结构复杂性增加。

更通常来讲，这样的构造的挑战在于两个机翼的相关的主承载构件在相应的机翼互相区域处的载荷连续性方面提供有效的结构，例如，主承载构件为上翼和下翼。此外，需要将推进器或发动机等推进单元相对简单地集成到各自的机翼互连区域，以及需要所产生的整体的机翼组件的相对简单的集成。特别是，应该实现在相应的机翼互连区域处的上翼和下翼之间的安全有效的机翼连接，并且具有整个支撑翼构造的最大刚度。

然而，在轻量化设计中，每个扭结导致给定的载荷路径的偏离，这经常需要通过额外的肋进行支撑，以保证所需的刚度和强度。然而，这些额外的肋产生额外的重量、额外的成本、额外的疲劳敏感性、相关紧固件的需求，因此增加了本已复杂的机翼构造的复杂性。

此外，在推进器或发动机等推进单元安装到各自的机翼互连区域中(即，各自的翼稍区域中)的情况下，上翼和下翼的梁需要为推进器或发动机等推进单元提供支撑件。事实上，它的支撑件通常由下面的机翼的刚度决定。然而，由于在相应机翼互连区域处的相关的界面区域以及主承载构件的切割，主负载路径效率较低。

上述的关键设计问题的一个结果是，虽然盒式翼或联结翼的构造是众所周知的，但它们的实际应用非常有限，因此，只有有限的可用于飞行器的例子，这些飞行器具有改进机翼构造。这对于螺旋桨或发动机等推进单元位于各自的翼稍附近(即，在各自的机翼互连区域中)的盒式翼或联结翼构造的飞行器甚至更为有效。

例如在文献US 5 046 684 A中描述了示例性的支撑翼飞行器。更具体地说，该文献描述了一种具有机身和固定翼构造的倾转旋翼飞行器。在机身的每一侧设置有第一翼和第二翼。第一翼基本上固定在机身底部，第二翼基本上固定在机身顶部、或固定在机身上方延伸的结构上。第一翼和第二翼中的至少一个具有反角，使得机翼聚集以在它们的末梢处连接或几乎连接。此外，提供了无管道旋翼装置，以产生足够的气动升力，以用于高效的悬停飞行和在向前巡航飞行中以大致接近400节的速度推动倾转旋翼飞行器。无管道旋翼装置支撑在第一翼和第二翼上，位于或靠近第一翼和第二翼的末梢。在悬停和向前飞行中，可分别进行不同方向的旋转操作。

换言之，根据文献US 5 046 684 A，倾转旋翼飞行器具有固定翼构造，其中下翼(即，第一翼)为直的且具有后掠角，上翼(即，第二翼)为直的且展示了非常明显的前伸角。上翼是下反角的并且将固定翼构造的下翼末梢连接到与倾转旋翼飞行器的尾翼末梢。

文献EP 2690011 A1文件描述了一种复合式直升机形式的支撑翼飞行器，其固定翼构造呈联结翼结构的形式，其中在复合式直升机的每一侧设置下翼和上翼。两个机翼基本上是直的，并且在机翼互连区域处互相连接，并且在两个机翼的相关后缘后的互连区域中安装有推进式螺旋桨。

文献EP 3141478 A1描述了另一种呈复合式直升机形式的支撑翼飞行器，其具有机身和至少一个主旋翼，该主旋翼至少适用于在运行中产生升力。机身包括下侧部和与下侧部相对的上侧部。至少一个主旋翼设置在上侧部。提供了至少一个螺旋桨，该螺旋桨至少适于在运行中产生向前推力，该至少一个螺旋桨被安装到固定翼构造上，固定翼构造附接在机身的侧面。固定翼构造包括至少一个上翼和至少一个下翼，上翼设置在上翼根部接合区域处，上翼根部接合区域设置在机身的上侧部，下翼设置在下翼根部接合区域处，下翼根部接合区域设置在机身的下侧部。上翼和下翼至少在相关的互连区域中互相连接。下翼包括内侧节段和外侧节段，内侧节段限定第一个四等分翼弦线和第一重心轴线，外侧节段限定第二个四等分翼弦线和第二重心轴线。第二重心轴线相对于第一重心轴线倾斜一个相对的反角，该反角在第一坐标平面中限定。第二个四等分翼弦线相对于第一个四等分翼弦线倾斜一个相对的掠角，该掠角在第二坐标平面中限定。内侧节段在下翼根部接合区域处连接至机身，并且在节段互连区域处连接至外侧节段。外侧节段在节段互连区域处连接至内侧节段，并且在相关的互连区域处连接至上翼。更具体地，外侧节段包括翼梁，并且机身设置有机翼附接框架。铰接接头或者夹紧接头将翼梁连接至机翼附接框架。

应当说明的是，上述描述的文献仅以示例的方式描述，有很多文献涉及分别具有盒式翼或者联结翼结构的支撑翼飞行器的主题，但是它们主要描述基础的空气动力学结构、给定的上翼和下翼构造和/或这样的机翼结构的纯设计架构。示例性的文献是文献US 5503 352 A和US 4 365 773 A。

然而，在所有的这些已知的支撑架飞行器中，结构项和构件的各个构造是不确定的或者是不清晰的。事实上，如果具有可获得的信息，例如如文献US 5 046 684 A和/或US5 503 352 A中那样，那么分别没有梁的基础内部结构的各个构造以及关于设置的载荷转移或力流的改进的特定描述。否则，由于在盒式翼结构中的给定的机翼表面上的产生的升力是垂直的，相应的设计、诸如文献US 4 365 773 A中描述的设计仍旧仅呈现了梁自身的传统定向，例如垂直的定向，并且既不描述在各个机翼互连区域处各上翼和下翼的基础的互相连接，也不描述作为整体的它们的结构等机械构造。更特别地，所有上述现有技术都没有描述各个支撑机翼的内部结构，特别是盒式翼或联结翼结构中的各个支撑机翼的内部结构，或者例如它们仅显示梁，但没有公开相关的机翼互连区域和支撑翼附接至给定的机身的区域、或者关于安装到相关的机翼互连区域的推进器和发动机等推进单元的结构力学问题。

应当说明的是，通过示例的方式，文献EP 2 789 534 A1和EP 2 772 427 A1描述了可以被称为“多盒式翼”的飞行器机翼中梁的内部构造。然而，这些“多盒式翼”设计仅仅关于具有单个机翼的飞行器进行描述，从而所描述的“多盒式翼”设计没有设置用于在支撑翼飞行器中实施盒式翼或联结翼结构所需的任意的机翼互连区域。

文献US4090681、US2017197709、US2014061367和EP2886449也已经被考虑。

发明内容

因此，本发明的目的是提供具有支撑翼的新型的支撑翼飞行器，支撑翼分别包括至少两个交错的且互相连接依靠的单翼，并且展示了改进的结构力学性能。

该目的通过具有机身和固定机翼构造的支撑翼飞行器实现，固定翼构造包括在机身上设置于侧面并且彼此相对的至少两个支撑翼，支撑翼飞行器包括权利要求1的特征。

更具体地，本发明提供了一种具有机身和固定翼构造的支撑翼飞行器。固定翼构造包括至少两个支撑翼，至少两个支撑翼设置于机身侧面并且彼此相对。至少两个支撑翼中的每个支撑翼包括至少一个上翼和至少一个下翼，所述至少一个上翼和所述至少一个下翼在预定过渡区域处交错且互相连接。所述至少一个上翼在相关的上翼根部处连接至机身，所述至少一个下翼在相关的下翼根部处连接至机身。所述至少一个上翼包括至少一个上翼梁，所述至少一个上翼梁从相关的上翼根部延伸到预定过渡区域。所述至少一个下翼包括至少一个下翼梁，所述至少一个下翼梁从预定过渡区域延伸到相关的下翼根部。在预定过渡区域处设置至少一个过渡梁，所述至少一个过渡梁将所述至少一个上翼梁连接至所述至少一个下翼梁。所述至少一个上翼梁、所述至少一个下翼梁和所述至少一个过渡梁设置在相对于垂直的飞行器轴线倾斜的单一的虚拟的跨越梁的平面中。

有利地，具有“直线化”内部架构的支撑翼的支撑翼飞行器可以设置成完全避免任何结构上的扭结及其相关的载荷路径偏差。这通过限定特定的结构的翼构造来实现，该翼包括由支撑翼的相应的附接点、它们相应的翼根部和在预定过渡区域处相应翼梁的相关的互连点限定的适合的工作平面。这些工作平面有利地限定最少的扭结设计，其从结构力学观点看是非常硬的，并且由此为安装到预定过渡区域的推进装置提供改进的支撑。

根据一个方面，创新的支撑翼飞行器的支撑翼设置有特定的盒式翼或联结翼结构，其中主机械系统由相关的上翼和下翼到机身的相应的附接点来限定。在上翼和下翼中用于相应的前梁和后梁的这些附接点所限定的基础轴线用作机翼附接的基部。上翼和下翼的附接点分别设置在相关的上翼根部和下翼根部。

优选地，在相应的前梁构造的基本设计中，相应的上翼前梁给定的腹板以及下翼前梁朝向该轴线倾斜，使得通过这些在上翼和下翼的翼展方向上延伸的腹板确立虚拟的跨越前梁的平面。优选地，为上翼后梁和下翼后梁设置至少类似的后梁构造，从而可以限定用于互相连接的后梁的虚拟的跨越后梁的平面。虚拟的跨越前梁的平面和虚拟的跨越后梁的平面可以有利地根据上翼和下翼的基础扫掠角限定，并且优选设置成使得在虚拟的跨越前梁的平面和虚拟的跨越后梁的平面之间的给定距离最大化，以为给定的支撑翼提供最大可能的刚度。

应该说明的是，虚拟的跨越前梁的平面和虚拟的跨越后梁的平面不一定平行设置。事实上，根据上翼和下翼的所需的空气动力学构造的单独的个体需求，它们相对于彼此的定向和构造可以自由选择。然而，主要的特征是下翼和上翼的前梁和后梁限定了穿过支撑翼切割的剖面。

更具体地，根据一方面，上翼和下翼的前梁、以及上翼和下翼的前梁之间的相关的前过渡梁在一个单一的平面内延伸，即，在虚拟的跨越前梁的平面内延伸。因此，在虚拟的跨越前梁的平面内不存在扭结，并且相应限定的整个前梁以及前过渡梁单元作为机械单元在虚拟的跨越前梁的平面内操作。个别的梁，即，上翼和下翼的前梁以及相关的前过渡梁可以实施为集成的单件式部件，或者实施为通过连续和/或单独的连接件(例如铰接件)彼此在机械上紧固的集成部件。

同样，根据一方面，上翼和下翼的后梁、以及在上翼和下翼的后梁之间的相关的后过渡梁也在同一个单一的平面内延伸，即，在虚拟的跨越后梁的平面内延伸。因此，在虚拟的跨越的后梁平面内不存在扭结，并且相应限定的整个后梁和后过渡梁单元作为机械单元在虚拟的跨越后梁的平面内操作。个别的梁，即，上翼和下翼中的后梁以及相关的后过渡梁可以实施为集成的单件式部件，或者实施为通过连续和/或单独的连接件(例如铰接件)彼此在机械上紧固的集成部件。

在一个更加进步的结构中，可以根据需要调整相应设置的前梁和/或后梁构造的潜在数量。换言之，优选地具有至少一个这样的如上所述的前梁和/或后梁构造，然而，也可以使用多于一个前梁和/或后梁构造。甚至额外的辅助梁可以集成到每个前梁和/或后梁构造，并且，优选地，配置在虚拟的跨越前梁和/或后梁的平面。然而，这样的额外的辅助梁不一定跨越上翼和下翼中的一个的整个长度。

有利地，前梁构造和/或后梁构造提供了相关的梁关于上翼和下翼中的每一个的给定的翼弦线倾斜的位置，换言之，相比传统的翼构造，梁并不定位成垂直于翼弦线。

更具体地，由于前梁和/或后梁和相关的前/后过渡梁设置在相关的虚拟的跨越前梁的平面和虚拟的跨越后梁的平面的构造，省去了任意的扭结，从而整个基础翼结构本身是相对坚硬的。事实上，每个扭结降低了翼的基础刚度，从而可以通过避免扭结获得增加的刚度。

应该说明的是，由于气动弹性，在翼架构中经常需要增加刚度。因此，由于任意扭结导致轻量化结构的刚度损失，或者如果必须通过额外的结构项来弥补刚度损失，则导致增加的重量，在虚拟的跨越前梁的平面和虚拟的跨越后梁的平面中的有创新的构造提供了非常有效的方式来增加刚度。事实上，应该说明的是，机翼结构的刚度主要是设计的驱动因素和质量消耗者。特别是，如果推进装置要安装在各个翼稍，例如预定过渡区域，但是更一般而言，在给定的支撑翼的任意位置，对刚度的需求甚至更加重要，并且因此通过由创新的支撑翼架构增加刚度变得更加有利。

此外，如果在机翼架构各自的基础梁设计中没有扭结，则不需要如同在传统的盒式翼或联结翼的架构中所需的那样的额外的肋条。通过避免这样的额外的肋条，可以降低构成部件的相对数量，因此降低成本和重量。同时，可以实现整体机翼组件的简化。

此外，通过使梁腹板倾斜，分别地，通过使虚拟的跨越前梁的平面和虚拟的跨越后梁的平面倾斜，增加了整体机翼组件在其最薄弱的惯量主轴线的转动惯量。这用于盒式翼或联结翼结构。

此外，根据涉及例如鸟撞击事件的计数的基础概念，虚拟的跨越前梁的平面和虚拟的跨越后梁的平面的倾斜有利地改进了对于鸟撞击情况的抵抗性能，因为在这样的状况下，鸟有利地仅穿过各自的局部的前缘。因此，通过前梁鸟例如不被完全停止，而是根据其倾斜角度使得鸟偏离。因此，由鸟撞击产生的少量的能量必须通过梁腹板被分散，并且在顶部鸟撞击的最大作用力的幅值更小

根据一方面，上翼和下翼的前梁和后梁的梁腹板被成对角地定向，例如基本上平行于支撑翼的机械系统的主轴线，因此提供最大刚度，由于前梁和后梁的每一个的整个腹板和盖处于关于具有最低转动惯量的主轴线的几乎相同的最大距离处，因而获得所有前梁和后梁腹板和盖的结构质量的最大利益。这允许避免了在各个传统的盒式翼构造的最外角处的局部加强件，局部加强件可以方便地应用以使盒式翼构造中的各个支撑翼的刚度最大化，在该盒式翼构造中，梁相对于基础的翼轮廓弦线垂直定向，然而，这制造复杂且成本高。因此，通过创新的支撑翼，可以显著降低制造时间和成本。

总之，创新的支撑翼飞行器的优点在于其适合解决关于刚度、架构复杂度和用于实施支撑翼所需的结构支撑构件的数量方面的问题。更具体地，支撑翼提供了增加的刚度、简化的架构和降低的结构支撑构件数量，该结构支撑构件例如为额外的肋条。因此，可以设计更加轻量化的支撑翼，这也节省成本和相应的制造时间。

根据一个优选的实施方式，至少一个上翼梁、至少一个下翼梁和至少一个过渡梁集成于单件式部件中。

根据一个优选的实施方式，至少一个过渡梁集成于至少一个上翼梁和至少一个下翼梁中的仅一个中，形成单件式部件。

根据一个优选的实施方式，至少一个上翼梁和至少一个下翼梁刚性地机械附接至至少一个过渡梁。该刚性的附接件优选是铰接接头，其铰接轴线优选垂直于对应的虚拟梁平面定向，或者可以是完全夹紧接头。

根据一个优选的实施方式，至少一个上翼和所述至少一个下翼各自包括翼弦线，其中，单一的虚拟的跨越梁的平面相对于翼弦线倾斜。

根据一个优选的实施方式，至少一个上翼包括上翼后梁和上翼前梁，至少一个下翼包括下翼后梁和下翼前梁。至少一个过渡梁包括后过渡梁和前过渡梁。

根据一个优选的实施方式，上翼后梁、下翼后梁和后过渡梁设置在相对于垂直的飞行器轴线倾斜的单一的虚拟的跨越后梁的平面上，并且上翼前梁、下翼前梁和前过渡梁设置在相对于垂直的飞行器轴线倾斜的单一的虚拟的跨越前梁的平面上。

根据一个优选的实施方式，单一的虚拟的跨越后梁的平面和单一的虚拟的跨越前梁的平面彼此平行设置。

根据一个优选的实施方式，单一的虚拟的跨越后梁的平面和单一的虚拟的跨越前梁的平面相对于彼此倾斜。

根据一个优选的实施方式，上翼后梁、下翼后梁、后过渡梁、上翼前梁、下翼前梁和前过渡梁限定至少两个支撑翼中的相关的一个支撑翼的主承载中心盒。

根据一个优选的实施方式，至少两个支撑翼中的相关的一个支撑翼还包括前部和尾部，前部和尾部均刚性地附接至主承载中心盒。

根据一个优选的实施方式，上翼后梁、下翼后梁、后过渡梁、上翼前梁、下翼前梁和前过渡梁是具有封闭的腹板的扁梁。

根据一个优选的实施方式，前过渡梁和后过渡梁是完整的环形或者部分环形。

根据一个优选的实施方式，在预定过渡区域处设置推进装置。

根据一个优选的实施方式，支撑翼飞行器呈现为具有至少一个主旋翼的旋翼式飞行器。

附图说明

参考附图在以下描述中通过示例的方式列出本发明的优选实施方式。在这些附图中，相同的或者功能上相同的部件和构件以相同的附图标记和字符表示，因此在以下描述中仅描述一次。

图1示出了根据本发明的具有支撑翼的支撑翼飞行器的俯视图。

图2示出了根据一个方面的图1的一个支撑翼的局部透明立体图，其示出有过渡区域。

图3示出了图2的支撑翼的局部透明分解立体图。

图4示出了从过渡区域观察的、图2的支撑翼的局部透明侧视图。

图5示出了图1的一个支撑翼的局部透明俯视图，其示出有各个翼根部的公共横向位置。

图6示出了图4的支撑翼的局部透明侧剖视图。

附图标记列表

1-支撑翼飞行器；1a-固定翼构造；2-支撑翼；2a，2b-支撑翼；3-上翼；3a，3b-上翼；4-下翼；4a，4b-下翼；5-推进装置；6-机身；7-尾翼；8-飞行器纵向轴线；9-过渡区域；10-上翼根部；11-下翼根部；12-下翼后梁；13-下翼前梁；14-上翼后梁；15-上翼前梁；16-虚拟后梁根部连接线；16a-虚拟后梁平面；17-虚拟前梁根部连接线；17a-虚拟前梁平面；18-下翼后梁重心轴线；19-下翼前梁重心轴线；20-上翼后梁重心轴线；21-上翼前梁重心轴线；22-支撑翼前部；23-主承载支撑翼中心箱；24-支撑翼尾部；25-上翼中心箱；26-下翼中心箱；27-支撑翼过渡箱；28-前过渡梁；29-后过渡梁；30-上梁根部参考点；31-下梁根部参考点；32-飞行器垂直轴线；33-支撑翼交错角；34-具有最大转动惯量的主轴线；35-翼弦线；36-具有最小转动惯量的主轴线；37-翼根部的共同横向位置；37a-上翼根部的横向位置；37b-下翼根部的横向位置。

具体实施方式

图1示出了支撑翼飞行器1，其具有固定翼构造1a和机身6。固定翼构造1a优选包括两个或者多个支撑翼2，两个或多个支撑翼2各自设置有上翼3和下翼4。示意性地，固定翼构造1a包括第一支撑翼2a和第二支撑翼2b，第一支撑翼2a和第二支撑翼2b在机身6侧面且彼此相对地设置。第一支撑翼2a示例性地安装到支撑翼飞行器1的右舷侧，第二支撑翼2b示例性地安装到支撑翼飞行器1的左舷侧。

根据一个方面，支撑翼1设置有适合的推进装置5和尾翼7。示意性地，推进装置5呈现为拉进式螺旋桨，但是它们也可以呈现为推进式螺旋桨。同样地，推进装置5可以固定地安装成或者可选地呈现为倾斜的转子组件。优选地推进装置5刚性地安装在支撑翼2a、2b的各个过渡区域9。

根据一方面，每个支撑翼2a、2b包括至少一个上翼3和至少一个下翼4，上翼3和下翼4在相关的一个过渡区域9处交错且相互连接。更具体地，支撑翼2a示意性地包括上翼3a和下翼4a，上翼3a和下翼4a在与支撑翼2a相关的第一预定过渡区域9处交错且相互连接。支撑翼2b包括上翼3b和下翼4b，上翼3b和下翼4b在与支撑翼2b相关的第二预定过渡区域9处交错且相互连接。

优选地，每个上翼3a、3b在相关的上翼根部10处连接至机身6，并且每个下翼4a、4b在相关的下翼根部11处连接至机身6。每个上翼根部10示意性地限定上翼根部10的、相对于支撑翼飞行器1的纵向轴线8的横向位置37a。上翼根部10的横向位置37a和下翼根部11的横向位置37b在支撑翼飞行器1的纵向方向上(即，在纵向轴线8的方向上)分别彼此间隔开，横向位置37a、37b的分别间隔开的距离在翼根部10、11处限定了各自交错的上翼3和下翼4，从而上翼3a、3b和下翼4a、4b被称为是交错的。

通过示例的方式，支撑翼飞行器1呈现为飞机。然而，支撑翼飞行器1也可以呈现为所谓的可以垂直升降的飞行器或在机身6的顶部上具有至少一个主旋翼的旋转翼飞行器。

图2示出了图1的支撑翼飞行器1的支撑翼2中的支撑翼2a，用于进一步说明其示例性的内部结构布置。更具体地，在下文中更详细地描述支撑翼2a的上翼3a、下翼4a和各自预定的过渡区域9的内部布置和构造。然而，应该说明的是，仅参考图2以及图3至图6通过示例的方式说明和描述支撑翼2a，并且其代表图1的支撑翼2a、2b中的每一个支撑翼或者图1的支撑翼飞行器1的支撑翼2中的任意另一个支撑翼。

根据一方面，上翼3a包括从上翼根部10延伸至预定过渡区域9的至少一个上翼梁14、15。类似地，至少一个下翼4a优选包括从预定过渡区域9延伸到相关的下翼根部11的至少一个下翼梁12、13。此外，优选至少一个过渡梁29、28设置在预定过渡区域9处。至少一个过渡梁29、28优先地将至少一个上翼梁14、15连接至至少一个下翼梁12、13。根据一个方面，至少一个上翼梁14、15、至少一个下翼梁12、13和至少一个过渡梁29、28设置在相对于垂直的飞行器轴线倾斜(图4中的32)的虚拟的跨越梁的平面16a、17a上。

更具体地，根据一方面，上翼3a包括上翼后梁14和上翼前梁15。下翼4a示例性地包括下翼后梁12和下翼前梁13。优选地，过渡区域9设置有前过渡梁28和后过渡梁29。在过渡区域9中，前过渡梁28优选将上翼前梁15连接至下翼前梁13，并且后过渡梁29优选将上翼后梁14连接至下翼后梁12。

根据一个方面，至少一个上翼后梁14和上翼前梁15、下翼后梁12和下翼前梁13中相关的一个以及后过渡梁29和前过渡梁28中相关的一个被集成于单件式部件中。示意性地，上翼后梁14、后过渡梁29和下翼后梁12被集成于第一单件式部件中，即，集成于一个整体的部件中，并且上翼前梁15、前过渡梁28和下翼前梁13同样被集成于第二单件式部件中，即，集成于一个整体的部件中。

然而，应该说明的是，仅仅通过示例的方式描述了上翼后梁14和上翼前梁15、下翼后梁12和下翼前梁13以及后过渡梁29和前过渡梁28的这样的示例性的单件式集成，并且其不用于限制本发明。相反地，后过渡梁29和前过渡梁28中的至少一个可以集成到相应的上翼后梁14和上翼前梁15、或者下翼后梁12和下翼前梁13中的仅一个中，形成单件式部件，并且仅刚性地机械附接至下翼后梁12和下翼前梁13、或者上翼后梁14和上翼前梁15中的另外一个。通过示例的方式，后过渡梁29与下翼后梁12可以集成到单件式部件中，并且仅刚性地机械附接至上翼后梁14。可选地，后过渡梁29与上翼后梁14可以集成到单件式部件中，并且仅刚性地机械附接至下翼后梁12，等等。单一构件之间的机械附接部可以是简单的铰接接头(其中铰接轴线优选定向成垂直于对应的虚拟梁平面)、或者是全夹紧接头。

然而，应当说明的是，相应的前过渡梁28和/或后过渡梁29中的至少一个可以仅刚性地机械附接至相关的上翼前梁15或者上翼后梁14、以及相关的下翼前梁13或者下翼后梁12，而不是与其中一个梁一起集成到单件式部件中。换言之，比如，后过渡梁29可以仅刚性地机械附接至上翼后梁14和下翼后梁12。

此外，应当说明的是，仅通过下翼后梁12、上翼后梁14和后过渡梁29的示例描述了上翼前梁15和上翼后梁14、相应的前过渡梁28和后过渡梁29以及下翼前梁13和下翼后梁12之间的可能的互相连接。然而，所描述的构造可以同样适用于上翼前梁15、相关的前过渡梁28和下翼前梁13。

根据一个方面，下翼后梁12、上翼后梁14和后过渡梁29设置在单一的虚拟的跨越后梁的平面16a中。该单一的虚拟的跨越后梁的平面16a示意性地由下翼后梁12和上翼后梁14的相应的后梁根部10、11之间(即，上翼根部10和下翼根部11之间)的虚拟连接线16、下翼后梁12的下翼后梁重心轴线18和上翼后梁14的上翼后梁重心轴线20限定。

同样，下翼前梁13、上翼前梁15和前过渡梁28设置在单一的虚拟的跨越前梁的平面17a中。该单一的虚拟的跨越前梁的平面17a优选由下翼前梁13和上翼前梁15的相应的前梁根部10、11之间(即，上翼根部10和下翼根部11之间)的虚拟连接线17、由下翼前梁13限定的下翼前梁重心轴线19和由上翼前梁15限定的上翼前梁重心轴线21限定。

优选地，单一的虚拟的跨越后梁的平面16a相对于垂直的飞行器轴线(图4中的32)倾斜。同样，单一的虚拟的跨越前梁的平面17a优选也相对于垂直的飞行器轴线(图4中的32)倾斜。这是由于上翼3a和下翼4a在它们的相应的翼根部10、11处的交错构造引起的。

根据一个方面，单一的虚拟的跨越后梁的平面16a和单一的虚拟的跨越前梁的平面17a彼此平行设置。然而，这样的平行设置不是必须的，可选地，单一的虚拟的跨越后梁的平面16a和单一的虚拟的跨越前梁的平面17a可以相对于彼此倾斜。

此外，根据一个方面，前过渡梁28和后过渡梁29提供了上翼前梁15和上翼后梁14与相关的下翼前梁13和下翼后梁12的结构连续性。此外，通过将上翼前梁15和上翼后梁14、相关的下翼前梁13和下翼后梁12、以及结构上互相连接的前过渡梁28和后过渡梁29分别设置在相关的单一的虚拟的跨越前梁的平面17a和单一的虚拟的跨越后梁的平面16a中，可以省略任何的扭结，由此提供构造的增强的刚度。

图3示出了图1的支撑翼飞行器1的支撑翼2中的图2的支撑翼2a，其具有上翼3a、下翼4a和过渡区域9。根据一方面，支撑翼2a的上翼后梁14和上翼前梁15、下翼后梁12和下翼前梁13、以及相关的后过渡梁29和前过渡梁28限定了支撑翼2a的主承载中心箱23。主承载中心箱23安装在支撑翼2a的前部22和支撑翼2a的尾部24。

更具体地，主承载中心箱23优选包括上翼中心箱25、下翼中心箱26以及过渡箱27。优选地，上翼中心箱25、下翼中心箱26以及将上翼中心箱25和下翼中心箱26互相连接的过渡箱27限定了支撑翼2a的内部容积。

根据一个方面，下翼后梁12、后过渡梁29和上翼后梁14在沿着图1的支撑翼飞行器1的纵向轴线8的纵向方向上限定了主承载中心箱23的后壁。同样，下翼前梁13、前过渡梁28和上翼前梁15形成了主承载中心箱23的前壁。该主承载中心箱23优选刚性地附接至支撑翼2a的前部22和尾部24。

图3还示出了在图2的单一的虚拟的跨越后梁的平面16a中的下翼后梁12、后过渡梁29和上翼后梁14的构造。示意性地，下翼后梁12、后过渡梁29和上翼后梁14作为集成的单件式部件进行实施，其示例性地为略微V形而没有任何扭结。

这示例性地(而非必须地)通过以环形形式实施后过渡梁29来实现。开口的C形(例如环形节段)的形式也是适合的。此外，下翼后梁12、上翼后梁14和后过渡梁29优选实施成扁直的纵梁。

然而，应当说明的是，上述解释仅以示例的方式参考了下翼后梁12、上翼后梁14和后过渡梁29，它们在图3中突出地显示，但上述解释代表所有相应的梁。换言之，上述解释优选同样适用于下翼前梁13、前过渡梁28和上翼前梁15。

图4示出图1的支撑翼飞行器1的支撑翼2中的图2和图3的支撑翼2a。在图4中，在图1的机身6的方向上(即，支撑翼2a的上翼根部10和下翼根部11的方向上)从支撑翼2a的最外侧末梢的过渡区域9观察支撑翼2。换言之，在侧视图中观察支撑翼2a，意味着在由图1的纵向轴线8和垂直的飞行器轴线32限定的图1的支撑翼飞行器1的对称平面的方向上观察支撑翼2a。

图4还示出下翼后梁12、后过渡梁29和上翼后梁14，下翼后梁12、后过渡梁29和上翼后梁14设置在图2的单一的虚拟的跨越后梁的平面16a上，并且图4还示出下翼前梁13、上翼前梁15和前过渡梁28，下翼前梁13、上翼前梁15和前过渡梁28设置在图2的单一的虚拟的跨越前梁的平面17a上。如以上参考图2所示，单一的虚拟的跨越后梁的平面16a和单一的虚拟的跨越前梁的平面17a相对于垂直的飞行器轴线32倾斜。

如上参考图2所述，单一的虚拟的跨越后梁的平面16a由虚拟连接线16、下翼后梁重心轴线18和上翼后梁重心轴线20限定。同样，单一的虚拟的跨越前梁的平面17a由虚拟连接线17、下翼前梁重心轴线19和上翼前梁重心轴线21限定。

根据一方面，虚拟连接线16在相应的上翼后梁根部和下翼后梁根部之间延伸，即，在上翼根部10和下翼根部11之间延伸。更具体地，虚拟连接线16和虚拟连接线17优选在相应的上梁根部参考点30和相应的下梁根部参考点31之间延伸。上梁根部参考点30优选位于上翼根部10处，下梁根部参考点31优选位于下翼根部11处。更具体地，上梁根部参考点30由对应的上翼后梁重心轴线20和上翼前梁重心轴线21在上翼根部10处的相应的交点限定。类似地，下梁根部参考点31由对应的下翼后梁重心轴线18和下翼前梁重心轴线19在下翼根部11处的相应的交点限定。

根据一个方面，单一的虚拟的跨越后梁的平面16a和单一的虚拟的跨越前梁的平面17a的倾斜度的最相关的影响参数是支撑翼2a的有关交错角33。支撑翼2a的交错角33是在虚拟连接线16、17和垂直的飞行器轴线32之间限定的角度。

图5示出了图1的支撑翼飞行器1的支撑翼2中的图2至图4的支撑翼2a，其具有上翼根部10和下翼根部11。如上参考图1所解释的那样，上翼根部10位于横向位置37a处，下翼根部11位于横向位置37b处。然而，相比图1，根据一方面，横向位置37a、37b现在被限定为公共横向位置37，即，它们示例性地在沿着图1的支撑翼飞行器1的纵向轴线8的纵向方向上对齐。

然而，应当说明的是，在公共横向位置37上的上翼根部10和下翼跟部11的构造仅以示例的方式描述，并且本发明并不限制于此。相反，如图1所示，也可以想到不同的横向位置37a、37b。

图6示出图1的支撑翼飞行器1的支撑翼2中的图4的支撑翼2a，其具有上翼3a、下翼4a以及上翼根部10和下翼根部11。根据图4，上翼3a设置有上翼后梁14和上翼前梁15，并且下翼4a设置有下翼后梁12和下翼前梁13。然而，相比图4，以剖面图示出了上翼3a和下翼4a，即，图4的过渡区域9在图6所示中由平行且偏离于飞行器的对称平面的平面切开。因此，更详细地示出了在上翼3a中的上翼中心箱25和在下翼4a中的下翼中心箱26的示例性实施方式。

示意性地，上翼3a和下翼4a分别包括翼弦线35。优选地，图4的单一的虚拟的跨越前梁的平面17a和单一的虚拟的跨越后梁的平面16a相对于翼弦线35倾斜。

根据一方面，上翼3a和下翼4a被构造为使得它们作为一个机械单元一起工作，从而该机械单元产生的主轴线倾斜。因此，附图标记34表示了最大转动惯量的主轴线，附图标记36表示了具有最小转动惯量的主轴线，该具有最小转动惯量的主轴线垂直于具有最大转动惯量的主轴线34。

由图6可以得出，在两个主转动惯量之间具有相对较大的差异，其中具有最小转动惯量的主轴线36通常表示支撑翼2a由相应较小的翼弦线引起的整体翼结构的薄弱点。因此，有必要尽可能多地设置尽量远离具有最小转动惯量的主轴线36的材料。由于虚拟后梁平面16a和虚拟前梁平面17a的倾斜，上翼后梁14和上翼前梁15、以及下翼后梁12和下翼前梁13的全部的腹板几乎设置成平行于具有最小转动惯量的主轴线36，并且因此在最大化其对转动惯量的贡献方面被最佳地放置。可以从图6清晰地看到，下翼后梁12和下翼前梁13、以及上翼后梁14和上翼前梁15相对于翼弦线35倾斜，这主要是由于翼交错引起的，例如主要是由于图4的交错角33引起的。

再次需要说明的是，上述描述仅参考图1的支撑翼飞行器1的支撑翼2中的支撑翼2a。此外，基本上仅进一步详细描述了支撑翼2a中的后梁和/或前梁的相应的构造。然而，这代表了根据本发明的所有支撑翼和所有梁构造。换言之，关于支撑翼2a的所有教导可以类似地应用于支撑翼2b，并且仅对于后梁构造或前梁构造描述的所有教导也可以应用于前梁构造或后梁构造，反之亦然。

最后，应该说明的是，进一步的修改对于本领域的技术人员而言为常识并且因此也被认为是本发明的部分。

通过示例，虽然参考图2至图6描述的下翼后梁12和下翼前梁13、上翼后梁14和上翼前梁15、以及后过渡梁29和前过渡梁28是扁平梁，即平坦的腹梁，但它们不一定非要设计成具有完全平坦且封闭的腹板的梁构件。相反，它们可以设置为框架、桁架结构、珠状腹板、加筋腹板、带照明孔的腹板或优选在各自虚拟平面内具有较大的平面内弯曲刚度和承载能力的任何一种结构元件。此外，示意性地描述为环状并且包围图1的支撑翼飞行器1的过渡区域9的整个范围的后过渡梁29和前过渡梁28不一定必须是环形。相反，它们分别只覆盖过渡区域9的一部分，即，作为环形节段。根据翼梁，过渡区域也可以使用在各自的虚拟平面内提供较大的平面内弯曲刚度和承载能力的任意类型的结构设计。此外，它们可以通过连续或者单独的附接部由任何合适的装置附接至上翼梁和下翼梁。

Claims (15)

1.一种支撑翼飞行器(1)，其具有机身(6)和固定翼构造(1a)，所述固定翼构造(1a)包括至少两个支撑翼(2a，2b)，所述至少两个支撑翼(2a，2b)设置于机身(6)侧面并且彼此相对，至少两个支撑翼(2a，2b)中的每个支撑翼包括至少一个上翼(3a，3b)和至少一个下翼(4a，4b)，所述至少一个上翼(3a，3b)和所述至少一个下翼(4a，4b)在预定过渡区域(9)处交错且互相连接，所述至少一个上翼(3a，3b)在相关的上翼根部(10)处连接至机身(6)，并且所述至少一个下翼(4a，4b)在相关的下翼根部(11)处连接至机身(6)，其中，所述至少一个上翼(3a，3b)包括至少一个上翼梁(14，15)，所述至少一个上翼梁(14，15)从相关的上翼根部(10)延伸到预定过渡区域(9)，并且所述至少一个下翼(4a，4b)包括至少一个下翼梁(12，13)，所述至少一个下翼梁(12，13)从相关的下翼根部(11)延伸到预定过渡区域(9)，

其特征在于，在预定过渡区域(9)处设置至少一个过渡梁(28，29)，所述至少一个过渡梁(28，29)将所述至少一个上翼梁(14，15)连接至所述至少一个下翼梁(12，13)，并且所述至少一个上翼梁(14，15)、所述至少一个下翼梁(12，13)和所述至少一个过渡梁(28，29)设置在相对于垂直的飞行器轴线(32)倾斜的单一的虚拟的跨越梁的平面(16a,17a)中。

2.根据权利要求1所述的支撑翼飞行器(1)，其特征在于，所述至少一个上翼梁(14，15)、所述至少一个下翼梁(12，13)和所述至少一个过渡梁(28，29)集成于单件式部件中。

3.根据权利要求1所述的支撑翼飞行器(1)，其特征在于，所述至少一个过渡梁(28，29)集成于所述至少一个上翼梁(14，15)和所述至少一个下翼梁(12，13)中的仅一个中，形成单件部件。

4.根据权利要求1所述的支撑翼飞行器(1)，其特征在于，所述至少一个上翼梁(14，15)和所述至少一个下翼梁(12，13)刚性地机械附接至所述至少一个过渡梁(28，29)。

5.根据权利要求1所述的支撑翼飞行器(1)，其特征在于，所述至少一个上翼(3a，3b)和所述至少一个下翼(4a，4b)各自包括翼弦线(35)，其中，所述单一的虚拟的跨越梁的平面(16a,17a)相对于所述翼弦线(35)倾斜。

6.根据权利要求1所述的支撑翼飞行器(1)，其特征在于，所述至少一个上翼(3a，3b)包括上翼后梁(14)和上翼前梁(15)，所述至少一个下翼(4a，4b)包括下翼后梁(12)和下翼前梁(13)，所述至少一个过渡梁(28，29)包括后过渡梁(29)和前过渡梁(28)。

7.根据权利要求6所述的支撑翼飞行器(1)，其特征在于，所述上翼后梁(14)、下翼后梁(12)和所述后过渡梁(29)设置在相对于垂直的飞行器轴线(32)倾斜的单一的虚拟的跨越后梁的平面(16a)上，并且所述上翼前梁(15)、下翼前梁(13)和所述前过渡梁(28)设置在相对于垂直的飞行器轴线(32)倾斜的单一的虚拟的跨越前梁的平面(17a)上。

8.根据权利要求7所述的支撑翼飞行器(1)，其特征在于，单一的虚拟的跨越后梁的平面(16a)和单一的虚拟的跨越前梁的平面(17a)彼此平行设置。

9.根据权利要求7所述的支撑翼飞行器(1)，其特征在于，单一的虚拟的跨越后梁的平面(16a)和单一的虚拟的跨越前梁的平面(17a)相对于彼此倾斜。

10.根据权利要求6所述的支撑翼飞行器(1)，其特征在于，所述上翼后梁(14)、所述下翼后梁(12)、所述后过渡梁(29)、所述上翼前梁(15)、所述下翼前梁(13)和所述前过渡梁(28)限定所述至少两个支撑翼(2a，2b)中的相关的一个支撑翼的主承载中心箱(23)。

11.根据权利要求10所述的支撑翼飞行器(1)，其特征在于，所述至少两个支撑翼(2a，2b)中的相关的一个支撑翼还包括前部(22)和尾部(24)，所述前部(22)和所述尾部(24)均刚性地附接至主承载中心箱(23)。

12.根据权利要求10所述的支撑翼飞行器(1)，其特征在于，所述上翼后梁(14)、所述下翼后梁(12)、所述后过渡梁(29)、所述上翼前梁(15)、所述下翼前梁(13)和所述前过渡梁(28)是具有封闭的腹板的扁梁。

13.根据权利要求12所述的支撑翼飞行器(1)，其特征在于，所述前过渡梁(28)和所述后过渡梁(29)是完整的环形或者部分环形。

14.根据权利要求1所述的支撑翼飞行器(1)，其特征在于，在所述预定过渡区域(9)处设置推进装置(5)。

15.根据权利要求1所述的支撑翼飞行器(1)，其特征在于，所述支撑翼飞行器(1)呈现为具有至少一个主旋翼的旋翼式飞行器。

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