CN111479749B - 飞机机翼 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞机的机翼，具有至少两个小翼，其中在上游小翼的局部攻角将在重负荷条件下的通过被动弹性变形减少并且其中然后失速将对于下游小翼发生。二者均起作用以限制和减少被小翼产生的力和扭矩。

Description

飞机机翼

本发明涉及飞机和用于飞机的机翼。

飞机是对于人以及对于货物以及对于军事应用来说最重要的运输设备中的一个，并且它们对于最长距离的运输来说几乎没有替代形式。本发明涉及飞机，不包括直升飞机，并且本发明涉及用于飞机的机翼，不包括用于直升飞机的旋翼桨叶。特别地，本发明涉及具有固定机翼的飞机并且涉及这样的固定机翼本身。

机动化飞机和其的机翼的基本功能是借助于推进发动机产生一定速度以及借助于飞机的机翼产生在由于该速度导致的空气流动中的所需要的升力。该功能是飞机的机翼的空气动力设计的主题，例如关于它们的大小、轮廓等等。

通常是已知的是使用在飞机的主机翼的，即主要地或排他地负责升力的那些机翼的，外端部的所谓的机翼尖部装置或小翼。这些小翼意图减少所谓的机翼尖部涡流，机翼尖部涡流是由于在机翼上方的区和在机翼下方的区之间的压力差，压力差是意图的升力的原因。因为具有机翼的某个端部，所以空气流动趋向于补偿压力差，这导致涡流。该机翼尖部涡流减少机翼的举升效果，增加所产生的噪音，增加由于空气流动中的散热导致的能量损失，并且可以是对于靠近地跟随飞机的其他的飞行器不利的。所提到的小翼好比是抵抗机翼尖部涡流的挡板。

此外，使用在主机翼的外端部的小翼的一个问题是它们在飞行条件下具有对机翼以及因此飞机的机械稳定性的影响，因为它们产生除由主机翼产生的力之外的空气动力。具体地，由于它们的在外端部的位置，它们能够产生相对于机翼的内零件的相对地大的扭矩，和/或它们的力和扭矩被施加至主机翼的与主机翼的内零件比较具有通常更轻的构造的零件。因此，在这方面将经常地是必需的是加强的构造，使得小翼的经济的和生态的优点的一部分被由于加固导致的另外的重量补偿。

本发明的问题是提供具有小翼的改进的机翼以及改进的飞机。

考虑到该问题，本发明涉及一种用于飞机的机翼，从用于被安装至飞机的基部主体的内机翼端部朝向外机翼端部延伸并且具有在外机翼端部的至少两个小翼，小翼的上游小翼在飞行方向(x)在小翼的下游小翼前，

上游小翼具有对于其的纵向轴线的扭转弹性性质，使得在上游小翼的翼弦线和在上游小翼的前缘的空气流动方向之间的平行于飞行方向的平面中的局部攻角在高空气动力负荷条件下被减小，

其中在下游小翼的翼弦线和在下游小翼的前缘的空气流动方向之间的平行于飞行方向(x)的平面中的局部攻角在高空气动力负荷条件下被增加，使得失速在下游小翼出现，

并且涉及具有互相相反的两个这样的机翼的飞机以及涉及小翼集合的用于安装至机翼或安装至飞机以生产这样的机翼或飞机的用途。

本发明涉及一种具有至少两个小翼的机翼，其中这些小翼固定至机翼的外机翼端部。为了避免误解，“机翼”可以是(主要地)负责所需要的升力的飞机的主机翼；然而，其也可以是正常地近似地水平的水平稳定器机翼。此外，术语“机翼”将涉及机翼本身，如在飞机的基部主体开始并且从其向外地延伸的。在该机翼的外机翼端部，至少两个小翼被固定并且进一步延伸，但是不一定在相同的方向。如现有技术中已经大部分已知的，小翼可以相对于机翼倾斜和/或折曲。然而，优选地，小翼不从外机翼端部向内地延伸。

本发明的基本的构思是使用所谓的变形结构用于至少上游小翼，即小翼的专用的扭转弹性性质。扭转弹性性质将被微调，使得局部攻角，即在平行于飞行方向的平面中在小翼的翼弦线和空气流动方向之间的角度，在高空气动力负荷条件下被减少。局部攻角将意指在分别的小翼沿着其的翼展方向长度的平均攻角，因为小翼的总体的空气动力效应是令人关心的。“局部”与小翼有关(特别是与将该角度与整个飞机的总体的攻角区分有关)。提到该攻角(作为平均)是合理的，因为攻角通常不沿着小翼的翼展方向长度变化过多。

高空气动力负荷条件将意指实质上高于1G特别是高于2G的负荷状态。换句话说，重力被认为通过一定因素被增加并且相应地向下的被增加的力(基本上垂直于飞机的机身的纵向轴线)被考虑。这样的条件可以例如在阵风中或在急转弯中出现。因此，高空气动力负荷意味着机翼经历实质上高于在正常飞行条件下的负荷，即产生升力。在正常飞行条件下，飞机的整个空气动力结构适应于承载飞机的重量。这意思是1G的负荷状态。然而，阵风或急转弯可以产生由于加速度导致的另外的力，这增加机翼的有效的升力或负荷。因此，机翼的机械结构，考虑到这样的例外的高负荷情况，例如对于2.5G，根据所谓的飞行包线和其的边界被检验和证实。虽然在实际的过载情况例如急转弯中，增加的负荷是在时间上可变的，但是对于飞机结构的设计和测试，高负荷情况通常被认为是静态的。

发明人发现，另外的小翼的问题可以是另外的升力贡献，这在总体的构造的分别的机械限制的高负荷条件下可以是不利的。然而，如果小翼显示出对这样的高负荷的弹性的被动的扭转反应，那么空气动力性质可以由此被改变。具体地，如果攻角与(假想的)没有这样的扭转性质的小翼比较被减少，那么小翼产生实质上更少的升力。

在另一个方面，本发明涉及在外机翼端部的至少两个相继的小翼。发明人发现，优选的是对于下游小翼不使用相同的构思而是将下游小翼带入这样的高负荷下的失速条件中。失速意指空气流动不再附着至空气动力表面，而是湍流，并且通常非静止的流动被创造。在这些条件下，所产生的升力被实质上减少。因此，对于下游小翼，对于临界力和扭矩的分别的贡献可以被减少。

对于飞机机翼，失速通常被认为是危险的，因为升力对于飞机是必需的。然而，这不适用于小翼。此外，失速自然地产生阻力，并且因此不是经济的。但是本发明设想在异常条件即重的空气动力负荷下的对于下游小翼的失速条件。那么，经济性不是主要的方面，因为这样的条件很少地出现并且被安全性和控制的方面支配。

此外，阻力具有相对于飞行方向具有小的角度的方向。主机翼和小翼是无论如何在该方向相对地非常稳定的，使得阻力对于结构稳定性不是关键的。

本领域的技术人员已经考虑使用与用于上游小翼的相同的机构用于下游小翼，即以减少也对于下游小翼的攻角。然而，因为下游小翼以相对于上游小翼的顺序被排列，即在其的下游，虽然与其倾斜，所以其经历上游小翼的下洗以及因此其的变形运动的影响至某种程度。这意味着靠近下游小翼的空气流动的方向被上游小翼(具有更少的下洗)重导向至较低的程度，作为其的变形的后果，使得上游小翼的变形能够诱导在下游小翼的失速条件。

关于由于在一个方面的变形以及在另一个方面的失速条件导致的攻角的减少，应该是清楚的是，这至少适用于小翼的分别的翼展方向长度的大部分并且自然地适用于分别的局部翼弦线和局部空气流动方向(“局部”在此意指沿着小翼的翼展方向长度)。特别地，关于变形的陈述应该适用于分别的小翼的翼展方向长度的至少50％并且优选地至少60％、70％或甚至至少80％。其类似地(但是独立地)适用于关于失速条件的陈述。

此外，应该是清楚的是，在某些情况下，被小翼产生的“升力”可以是临界力并且可以创造临界扭矩，即使不有助于飞机的总升力。例如，如果小翼被更多地或更少地向上地导向，那么由此创造的“升力”(由于其的气动函数)可以具有主要的水平分量，其不有助于总的飞机的升力但是产生扭矩，特别是在小翼和主机翼之间的安装区中以及在主机翼的外部分中。

实际上，在一个优选的实施方式中，下游小翼将在高空气动力负荷下不显示出任何实质性的扭转弹性变形。如果下游小翼显示出与上游小翼相似的扭转响应，但是至较低的程度，那么失速条件由于下洗的改变能够仍然是可能的，但是将是在某种程度上更难以实现的。因此，第三小翼优选地是对于扭转相对刚性的。这意味着在2.5G的重负荷条件下，下游小翼的扭转弹性变形将是沿着下游小翼的翼展方向长度平均低于0.3°并且甚至更优选地平均至多0.2°或0.1°。

在另一个方面，上游小翼的期望的变形扭转将优选地是在2.5G条件下沿着其的翼展方向长度平均至少0.5°并且甚至更优选地至少0.6°或0.7°。

然而，本发明的另一个优选的实施设想通过该下游小翼的变形增强在下游小翼的失速的出现，但是在相反的扭转意义上。这意味着失速条件能够通过下游小翼的对在重负荷条件下增加分别的攻角的适应(与对于上游小翼的减少相反地)被增强。因此，在下游小翼的攻角不但由于到达下游小翼的空气流动的改变被增加，而且由于刚才提到的在此出现的变形效果(以逆转的意义)被增加。

关于下游小翼的这种变形，其将优选地是多于0.3°(沿着翼展方向长度平均的)但是不一定是与上游小翼的变形一样良好的。甚至是可能的是实现失速条件，而没有下游小翼的任何扭转变形，使得其意图增强失速的出现，但是不一定意图因此是唯一的原因。

在文献中，能够找到对于将机翼零件变形的建议，其中机翼零件被铰接并且(主动地或被动地)作为整体运动，即具有“尖锐的”过渡区或界面。这意味着例如上游小翼的关于翼展方向长度的扭转变形将出现，类似于以跨越在扭转地运动的小翼或小翼部分和非运动的小翼部分或机翼部分之间的狭缝或另一个分离处的集中的方式。这自然地对于本发明也是可能的，但是不是优选的。发明人认为使用狭缝的过渡由于不同的原因是成问题的，例如清洁度、灵敏度相对于湿度、冰和其他的气候条件、空气动力学上不利的边缘等等。代替地，期望的变形将沿着翼展方向长度以更分布的方式出现并且小翼的空气动力外壳将在此参与。

如果根据本发明的扭转弹性响应通过小翼的机械结构的在某种程度上“软”扭转特性被实现，那么其正常地被沿着小翼的翼展方向长度更多地或更少地均匀地分布。这样的变形特性足以适应于许多“正常飞行”情况，例如因为小翼将在主机翼的尖部涡流中起作用，其中空气流动方向随着距主机翼尖部的距离连续地变化。这样的变形的沿着小翼的翼展方向长度的“均匀”(例如线性的)分布也良好地对于本发明起作用。

然而，更优选的是靠近小翼的根部的与其的尖部比较的更强的扭转变形。那么，沿着翼展方向长度的平均扭转角可以被增强，因为靠近根部的扭转变形具有对其的向外地相对长的小翼部分的局部攻角的影响。这，如关于小翼的变形的其他的陈述，适用于上游和/或下游小翼，优选地至少适用于上游小翼(特别是如果下游小翼是扭转地刚性的的话)。

因此，优选的是，变形小翼的翼展方向长度的内50％显示出比其的向外的50％更良好的扭转响应。甚至更优选地，这适用于小翼的翼展方向长度的内40％(与外60％比较)，适用于内30％(与外70％比较)或甚至适用于内20％(与外80％比较)。

这可以通过将小翼的机械结构微调为在近端(靠近根部)部分中与远端部分比较扭转地更弹性(或更软)被实现。例如，结构横梁或翼梁的尺寸可以被变化。例如，实质上竖直的翼梁可以是在近端部分中更细的以是扭转地更弹性的。此外，在一个优选的实施方式中，具有在近端部分中的单一结构构件例如翼梁以及在远端部分中的多个结构构件例如翼梁。具体地，通过将多个翼梁通过结构构件例如肋部实质上沿着飞行方向互相连接，它们是比单一的构件扭转地更硬的。

优选地，单一的内结构构件可以被更向外地(在翼展方向)“分割”为至少两个结构构件以创造在远端部分中的上文的多个结构构件。换句话说，单一内结构构件和其的多个外结构构件优选地一体地形成并且具有向彼此中的过渡部。

具体地，这样的单一结构构件可以是对于定位扭转运动的中心(或旋转轴线)有用的。如果其被更多地或更少地定位在小翼的中心或甚至更靠近小翼的前缘(在飞行方向)，那么由于后掠角，正常地将产生在减少局部攻角的意义上的变形运动。然而，如果这样的单一结构构件被定位为非常靠近后缘，那么情况可以是相反的，其可以意图用于下游小翼，如解释的。

如已经提到的，本发明设想小翼的对高负荷条件的弹性响应。换句话说，本发明设想被动变形。优选地，根据本发明的机翼不包括在小翼中的或在主机翼的外部分中的任何用于变形小翼的主动致动器。这样的致动器在现有技术中和在文献中被频繁地设想。它们被认为是对于本发明不利的，因为它们的另外的重量、技术复杂性，并且也因为被动弹性响应是快速的并且以实时方式响应于过量的负荷。

是非常明显的是在折曲(但是没有扭转)意义中的小翼的一定被动的弹性响应在变化的负荷例如主机翼折曲下出现，取决于负荷。这种折曲使所谓的上反角变化。发明人已经发现，这种折曲是对于上游小翼的升力的减少和下游小翼的失速的出现较不重要的。因此，这样的折曲可以出现，但是本身不足以实现本发明意图的效果。具体地，本发明意图的扭转运动可以通过这样的折曲被实现，其中小翼的前缘折曲小于后缘，使得扭转被诱导。

至此，上游小翼和下游小翼已经被解释。这不意味着排除另外的小翼。代替地，对于上游小翼的陈述涉及至少一个上游小翼，并且对于下游小翼的陈述涉及至少一个下游小翼。然而，每个机翼优选地具有不多于三个小翼并且最优选地精确地三个小翼。在此，是甚至更优选的是对于上游小翼的陈述也涉及中部小翼，即涉及两个上游小翼，而仅一个(最后的)下游小翼将经历失速条件，如解释的。

具体地，发明人已经发现，在两个变形小翼的下游的第三小翼经历与中部小翼比较的下洗的相对强的变化。这还取决于小翼的相对长度(在翼展方向)。实现在更长的小翼的下游的失速条件是比如果在正前的小翼比进入失速条件的小翼短的话更容易的。优选地，在三个小翼的情况下，中部小翼比最上游小翼长，而最下游小翼比中部小翼短。

然而，在最上游小翼是最长的一个的情况下，两个后继的小翼的失速条件也可以被设想。

使用失速条帮助、触发或增强在下游小翼的失速的出现可以是有利的。失速条本身是本领域的技术人员已知的并且基本上包括另外的带，另外的带包括待被定位在或靠近前缘或其的部分的在某种程度上良好的边缘。代替地或另外地，前缘或下游小翼的另一个部分也可以被微调以在其的最初的形状具有相对尖锐的边缘，换句话说以以集成的方式实施失速条。

本发明的一个进一步优选的方面是使用如描述的小翼集合升级已有的飞机。因此，最初地在外端部例如所谓的翼刀不具有小翼或具有较小的小翼或小翼状的结构的飞机机翼可以被提供根据本发明的小翼结构，特别是两个或三个小翼。因此，机翼的最初的零件可以被拆卸，例如翼刀和相应的向主机翼的过渡部结构(“整流罩”)，并且可以被包括另一个整流罩的小翼集合代替。

是特别地有利的是在此将本发明的负荷减少构思与已有的机翼和已有的飞机共同使用以最小化或甚至避免加固。其特别地适用于高负荷条件例如2.5G或类似的，其通常限定飞机的机械结构的限制。如果被小翼集合赋予的另外的力和扭矩能够被以这种方式减少，那么这样的小翼集合能够被应用，如果以其他方式没有小翼集合将是可适用的或至多较小的的话。

在这个意义上，本发明还涉及用于升级的小翼集合和其的分别的用途。其还涉及还用于飞机的第一(最初的)设备的小翼集合，其适用于被安装至所定义的界面例如主机翼中的外肋部并且其中小翼集合的取向被这样的界面定义。

此外，本发明涉及具有在相反的侧部的两个机翼的飞机，每个具有如描述的小翼集合。

本发明在使用被发明人发现的一定小翼几何形状时是特别地有利的。在此，上游或“第一”小翼和后继的“第二”小翼是互相倾斜的，如逆着飞行方向看到的，以在从5°至35°的区间内的相对上反角δ1、2，其中第一小翼相对于第二小翼向上地倾斜，其中相对上反角被定义为在等腰三角形的小翼的根部的开度角，等腰三角形具有在根部上的一个顶点，即在两个小翼的在水平方向的分叉点并且在小翼的在竖直方向的前缘的位置的中部中，一个顶点在第一小翼的前缘上并且一个顶点在第二小翼的前缘上，如在逆着飞行方向的投影中看到的，三角形具有两个相等的三角形边的可变长度并且上反角区间是沿着第一小翼和第二小翼中的较短的一个对于相等的边长度的至少70％有效的。

发明人已经发现，两个后继的小翼的相互的倾斜，如逆着飞行方向看到的，导致通过计算机流体动力学计算的定量评价的有利的结果。具体地，已经证明将第一小翼相对于后继的小翼倾斜，例如并且优选地比后继的小翼更向上地，是有利的。在此，倾斜的差异，所谓的上反角(相对上反角)的差异应该是适中的，即不多于35°。在另一个方面，一定相对上反角应该被观察到并且应该因此不小于5°。相对上反角区间的更优选的下限是(以以下的顺序)7°、9°、11°、13°和15°，而更优选的上限是33°、31°、29°、27°和25°。因此，最优应该在20°的区内。

发明人的结果显示出该相对上反角是比绝对上反角更重要的，这可能是由于以下事实：空气流动几何参数具有一定程度的关于在主机翼的端部并且因此在小翼的根部的平行于飞行方向的轴线的旋转对称。这自然地仅是近似的陈述，但是相对上反角无论如何是比绝对上反角更重要的。

相对上反角在本文中在平均的意义上被定义，即借助于在顶点之间的等腰三角形。一个顶点应该在根部上并且一个分别的顶点在每个小翼上。更确切地，三角形被在逆着飞行方向的投影中定义并且在根部上的顶点应该相对于水平维度在两个小翼的分叉点，即在其中两个小翼在水平维度中被分离，如竖直地看到的。对于竖直维度，根部顶点应该在两个小翼的前缘(最上游边缘)的位置的中部中在刚才提到的水平地点或如果它们在其重合的话在该位置。因为该区经受平滑的过渡部形状以避免气动扰动，所以前缘类似于失去其的在该过渡区中的身份(在小翼和主机翼端部之间的所谓的整流罩)。因此，前缘应该以以下的方式被外推：小翼的翼展方向长度的10％的内部分(在下文中更详细地定义)不被考虑并且在90％和100％之间的外部分由于其他的原因(即可能的倒圆，如在本实施方式中解释的)也不被考虑。其余的10％-90％代表合适的前缘，其能够被外推。如果前缘不是笔直的，那么平均线可以被用于外推。

在小翼本身上的顶点应该分别地在它们的前缘上。因此，该三角形的开度角，即在两个相等的边之间的角度，是相对上反角。

三角形定义包括相等的边的可变长度，在被两个小翼中的较短的一个施加的限制内。在该可变边长构思的方面，所定义的相对上反角区间将对于边长的至少70％、更优选地边长的至少75％、80％、85％或甚至90％是有效的。换句话说：如果小翼的较少的部分不服从相对上反角区间，那么这对于本发明不是过于不利的，而当然在区间内100％是最好的情况。

可变边长构思将以下考虑在内：小翼不需要是笔直的(在逆着飞行方向的透视中)，而是也可以是完全地或部分地折曲的，例如沿着圆形的部分，如对于在本实施方式中的第一小翼示出的。小翼也可以是多边形的(具有被限制的角度)或以其他方式控制形状，使得相对上反角沿着它们的翼展方向长度变化。此外，即使使用笔直的小翼(如逆着飞行方向看到的)，它们的前缘线不一定需要在根部顶点相遇，如上文定义的，其可以导致相对上反角的沿着它们的长度的略微的变化。然而，使用笔直的小翼，如被三角形构思定义的相对上反角至少近似地仅是逆着飞行方向可见的角度。

机翼和小翼的优选的几何形状的上文的和所有的下文的描述与本领域的技术人员理解的“飞行中”形状有关，即在1G条件下。换句话说，这些解释和定义与“正常”飞行条件相关，在“正常”飞行条件下空气动力性能实际上意指是并且是与基本上在典型的传播海拔高度的典型的行进速度(在距离上)相关的。本领域的技术人员熟悉，具有另一个“型架外形”，其意思指机翼和小翼的在非飞行状态中的形状，即没有空气动力作用在其上。型架外形和飞行中形状之间的任何差异是由于机翼和小翼的在作用在其上的空气动力下的弹性变形。这些弹性变形的精确的本质取决于机翼的和小翼的构造的静态的机械性质，其可以根据情况不同。这也是机械工程师熟悉的构思并且计算和预测这样的变形是简单的，例如通过使用标准的计算机模拟程序的有限元计算。

其自然地适用于正常飞行条件之间的差异，即飞行中形状和重负荷条件，例如用于2.5G。再次地，有限元计算能够用于计算弹性变形，而上文提到的计算机流体动力学计算可以用于确定空气动力。二者可以被在迭代中组合。

此外，术语“水平”和“竖直”与机翼在飞机的安装状态有关，其中“竖直”是重力的方向并且“水平”是垂直于其。

如上文解释的小翼的相对于彼此的倾斜已经被证明在两个方面之间的权衡的方面是有利的。在一个方面，零或非常小的量的相对上反角导致第二小翼经受空气流，空气流不但被第一小翼影响，而且经受湍流或甚至紧跟第一小翼的扩散空气流动，抑制合适的和良好的空气动力性能，例如升力和/或推力贡献的产生，如下文讨论的。相反地，第二小翼可能产生过于多的阻力，与在正常操作中实际上意图使用的比较，其是升力、推力、涡流抵消或诸如此类。

在另一个方面，过于大的相对上反角类似于将小翼与彼此“去耦合”，而本发明意图使用至少两个小翼的协同效应。具体地，本发明优选地目的在于通过第一小翼调节对于第二小翼的空气流动。具体地，本发明的一个方面是在正的意义上使用在机翼的尖部涡流的区中的倾斜空气流动。一个另外的考虑是在该倾斜空气流动中产生具有正向推力分量的空气动力“升力”，即平行于飞机的飞行方向的向前地导向的分量。在本文中，应该是清楚的是，“升力”与小翼的空气动力的机翼功能有关。然而，不一定是重要的是在此最大化或甚至创造在向上地导向的意义中的升力，但是向前的推力分量是最关心的。

在这方面，发明人发现“加宽”倾斜空气流动以作出其的改进的使用是有利的。这是合理的，因为机翼尖部涡流被非常集中，使得空气流动方向的很大的倾角(相对于飞行方向)可以仅在非常靠近机翼尖部处被找到。因此，由于倾斜空气流动的区的“加宽”，第二小翼能够良好地从其产生推力分量，根据优选的方面。

第一小翼因此意图用于通过将其的部分“迁移”至小翼尖部，即向外地，“分叉”机翼的机翼尖部涡流。因此，产生被小翼诱导的尖部涡流(小翼尖部涡流)和机翼的“其余部分”的涡流的叠加(机翼在飞行的方向比小翼更深)。

优选地，如被它们的分别的翼弦线(在前缘和翼型的最下游点之间的线)代表的小翼将也相对于围绕垂直(代替平行)于飞行方向的水平轴线的旋转以一定方式倾斜。旋转角被称为入射角并且在正常操作中将在小翼的顺时针旋转的情况下是正的，如从飞机的左侧看到的，并且从其的右侧反之亦然(1G)。在这个意义上，从-15°至-5°的对于第一小翼的入射角区间是优选的，更优选地与对于第二小翼的入射角区间组合地从-10°至0°。这些区间与小翼的根部有关并且入射角区间被以可变的意义定义，与沿着小翼的翼展方向长度的位置线性相关。其将被从分别的小翼的根部迁移至尖部+2°，这导致在它们的分别的尖部的对于第一小翼的从-13°至-3°的区间以及对于第二小翼的从-8°至+2°的区间。这不一定暗示某个实施的实际的入射角必须被“扭曲”，这意味着显示出在这个意义上的变化的入射角(在1G条件下)。实际的实施也可以在所定义的区间内，没有任何扭曲。然而，因为发明人将与距小翼的根部的距离相关的空气流动的变化考虑在内，所以在这个意义上的区间定义的适中的相关性是合适的(换句话说，区间的中央和其的边界被“扭曲”)。

分别的小翼的翼弦线和据此的机翼(主机翼)的翼弦线之间的入射角是如上文定义的。该后一个翼弦线是指靠近(在垂直于飞行方向的水平方向)在其中机翼向小翼分裂的位置，换句话说在其中当更向外时小翼分离的位置。因为在分叉部位置，主机翼还可以已经在某种程度上被变形(在整流罩的方面)以提供向小翼的平滑的过渡部，所以翼弦线将是指有点更向内的，即主机翼翼展方向长度的更向内的10％。其反之亦然适用于小翼，使得翼弦线是指分叉部位置的更向外的10％。

在其的根部的对于第一小翼的入射角区间的更优选的下限是-14°、-13°、-12°和-11°，并且在其的尖部在这些值加上+2°，而在第一小翼的根部的更优选的上限是-6°、-7°、-8°、-9°并且，再次地，在尖部+2°更多。类似地，在根部的对于第二小翼的更优选的下限是-9°、-8°、-7°、-6°，并且更优选的上限是-1°、-2°、-3°、-4°，并且再次地分别地在尖部+2°更多。

再次地，所定义的角度区间将对于分别的小翼的翼展方向长度的至少70％，更优选地至少75％、80％、85％，并且甚至90％是有效的。换句话说：不服从这些标准的小翼的较少的部分不是本质的。

对于第一小翼的入射角，有利的是使用所定义的区间以最小化其的阻力并且不产生在第一小翼的下游的空气流的过于多的下洗。过于多的下洗将由于已经描述的涡流妨碍第二小翼的基于空气流动的倾斜的功能。对于第二小翼给定的区间已经被证明是在被优化的推力贡献的方面有利的。在许多情况下，第一小翼的实际的入射角将小于第二小翼的实际的入射角，如也能够从给定的区间看到的，因为在第一小翼的下游的空气流已经由此被改变。在任何情况下，第一小翼的被定义的区间以及在大多数情况下与第二小翼比较的在某种程度上更小的入射角是所进行的计算机流体动力学模拟的一般的结果。

优选地并且如已经提到的，本发明还包括在第二小翼的下游的第三小翼，并且更优选地，本发明被限于这三个小翼(每个机翼)。

更优选地，第三小翼也服从相对于第二小翼的相对上反角区间，即从5°至35°，具有对于第一和第二小翼之间的相对上反角相同的更优选的下限和上限(但是独立于其地公开)。这种上反角差异待被理解为第二小翼相对于第三小翼(优选地更向上地)倾斜。相对上反角的定义类似于上文已经解释的，但是自然地在此与第二和第三小翼有关。

如已经关于第一和第二小翼和它们的相对上反角之间的关系解释的，在此，在第二和第三小翼之间的追溯的关系中，将第三小翼直接地定位在上游第二小翼“后方”不是有利的，在空气动力的意义上将它们去耦合也不是有利的。代替地，借助于在给定的区间内的相对上反角，第三小翼将再次地在用于产生在第一和第二小翼的下游的协同作用的位置中，并且特别地，如在本发明中优选的，再一次产生推力贡献。

再更优选的，第三小翼也经受入射角的限制，以与如上文对于第一和对于第二小翼解释的类似的方式，包括对于翼弦线的定义的解释。在此，对于第三小翼，区间应该是在根部从-7°至+3°，并且再次地，在尖部+2°更多，以及区间的在其之间的线性插值。对于对于第三小翼的入射角的区间的更优选的下限是在根部-6°、-5°、-4°、-3°，并且更优选的上限是+2°、+1°、0°、-1°并且在尖部+2°更多。再次地，对于相对上反角和入射角的区间应该是优选地对于第二和第三小翼中的较短的一个的至少70％以及对于第三小翼的翼展方向长度有效的。再次地，更优选的极限是至少75％、80％、85％、90％。

第三小翼的入射角的上文的选择的作用与第二小翼中的一个相似，即第三小翼经受的空气流已经被上游两个小翼改变，并且在此第三小翼意图与整个系统的最小化的阻力共同地产生推力贡献。

在一个进一步地优选的实施中，两个或三个小翼的所谓的后掠角分别地在相对于主机翼的后掠角的从-5°至35°的区间内(正值意指“向后”)。换句话说，小翼可以被向后地以箭头状的方式倾斜，如飞机机翼通常的，优选地至少多至主机翼或甚至更强。在此，后掠角不需要对于所有的三个小翼是相同的。更优选的下限是-4°、-3°、-2°、-1°，而更优选的上限是30°、25°、20°、15°。如刚才提到的，后掠角与分别的小翼的前缘的与垂直于飞行方向的水平线比较的倾斜有关。其可以被定义为在小翼的假想的水平位置中(上反角和入射角是零并且在任何折曲的铺开条件下)。可选择地，后掠角可以通过使用小翼的在本申请中其它地方定义的翼展方向长度b代替小翼的在垂直于飞行方向的水平方向的实际的延伸(如竖直地看到的)被定义。

如果前缘不是线性的，那么后掠角与相对于非线性的前缘在小翼的分别的翼展的从20％至80％的范围内的平均线有关。该被限制的翼展范围将前缘可能被在向外的端部的被倒圆的角落(例如在本实施方式中)以及被在它们的内端部在所谓的整流罩的过渡部变形考虑在内。因为后掠角是对于这样的影响非常敏感的，所以20％代替10％在边界被“切断”。

关于基准，主机翼的前缘、其的翼展的从50％至90％的范围以及在该范围内的平均线应该被考虑在内。这是因为0％的翼展方向位置照常涉及基部主体的中部并且因此不在主机翼本身中，并且在从基部主体至主机翼的过渡部具有所谓的机腹整流罩，其不但配置为是合适的翼型而且还是向翼型的过渡部。再进一步地，小翼的后掠角向主机翼的外部分的适应无论如何是合适的。

所进行的模拟已经显示出，结果能够通过小翼的在某种程度上被增强的后掠角被优化，但是该角度不应该被夸大。因为后掠角与飞行器的通常的速度范围有关，所以从主机翼的后掠角开始是在实践上和在技术上有意义的参考。

上文的对于相对上反角的解释意图是对于它们的“极性”开放的，换句话说是对于下游小翼是相对于上游小翼向上地还是向下地倾斜开放的。实际上，发明人已经发现，空气动力性能在这方面是非敏感的。然而，优选的是，上游第一小翼比第二小翼更向上地倾斜(有和没有第三小翼)。进一步地并且独立地优选的是，第三小翼，如果有的话，比第二小翼更向下地倾斜。迄今实现的最好的结果是基于如在本实施方式中示出的这种构思。

虽然上文已经解释第一和第二小翼之间的相对上反角(以及此外第二和第三小翼之间的相对上反角)是比小翼的分别的上反角的绝对值更重要的，但是它们对于后者也是优选的选择。对于第一小翼，分别的上反角区间是从-45°至-15°，更优选的下限是-43°、-41°、-39°、-37°和-35°，而更优选的上限是-17°、-19°、-21°、-23°和-25°。

对于第二小翼，所有的这些值被移位+20°，包括更优选的极限。这适用于第三小翼，如果有的话，相对于第二小翼。再次地，这些角度区间应该是对于小翼的分别的翼展方向长度的至少70％，优选地至少75％、80％、85％或甚至90％有效的。

为了清楚起见，上文解释的相对上反角的限制在本上下文中适用。例如，如果第一小翼的上反角将被选择为是-35°，那么对于第二小翼的该上反角的区间将被自动地限于不多于0°。因此，相对上反角定义是支配的。此外，绝对的上反角被以与相对上反角相似的方式定义，区别是等腰三角形的相等的边中的一个是水平的，代替在小翼中的一个的前缘上。

已经发现，上反角的过于低的绝对值例如低于-45°以及因此被更多地或更少地向上地取向的小翼可以是不利的，因为提供在主机翼的外端部和小翼之间的合适的并且平滑的过渡(整流罩)是更困难的。此外，数值模拟尚未显示出这样的非常低的上反角的任何优点。在另一个方面，非常大的值，即小翼被高度地向下地导向，例如以多于25°的上反角，可以具有减小离地净高的不利影响。当然，对于非常低的值描述的效果也是对于非常大的值有效的，但是，如能够从-45°和+25°的边界之间的差看到的，离地净高通常是支配的方面(而存在例外，例如所谓的高机翼飞行器是对于离地净高较不敏感的)。因此，从这些极限中的一个至另一个的上反角通常是优选的并且在上文对于第一、第二和第三小翼定义的区间内是甚至更优选的。

对于小翼的分别的长度和翼展方向，与(主)机翼的翼展方向长度的一定比例是优选的，即对于第一小翼从2％至10％，对于第二小翼从4％至14％并且对于第三小翼从3％至11％，如果有的话。对于第一小翼的分别的优选的下限是2.5％、3.0％、3.5％、4.0％、4.5％、5.0％。对于第一小翼的优选的上限是9.5％、9.0％、8.5％、8.0％、7.5％、7.0％。对于第二小翼，更优选的下限是5.0％、6.0％、6.5％、7.0％、7.5％、8.0％，并且对于第二小翼的更优选的上限是13％、12％、11.5％、11.0％、10.5％、10.0％。最终，对于第三小翼的更优选的下限是3.5％、4.0％、4.5％、5.0％、5.5％、6.0％，并且更优选的上限是10.5％、10.0％、9.5％、9.0％、8.5％和8.0％。

翼展方向长度在本文中被定义为从小翼的根部，即在小翼的与相邻的小翼的分离处(在第二小翼在第一和第三小翼之间的情况下，最内的分离处)至它们的在垂直于飞行方向的方向的向外的端部的距离，并且假定零的入射角和上反角，即使小翼在水平位置中。在小翼的非线性的形状的情况下，例如如同在实施方式中的第一小翼的弯曲的部分，翼展方向长度涉及假想的笔直的形状(“铺开”条件)，因为这样的折曲是二面角倾斜的替代形式。更确切地，其涉及垂直于飞行方向并且在此垂直于机翼的长度的投影平面，在被投影的小翼的上限线和下限线之间的中部线的方面。对于主机翼，相同的定义适用但是在基部主体的中部中开始(在一半翼展的意义上)。主机翼的长度被测量高至向小翼的分离处；其不是包括小翼的整个机翼的长度。

对于上文的对于小翼的相对长度区间，这些大小已经被证明是在主机翼的尖部涡流的典型的尺寸的方面符合实际的并且有效的，其对于小翼的功能是本质的。太小的(太短的)小翼没有充分利用机会，而太大的小翼使它们的分别的小翼尖部到达在其中主机翼的尖部涡流已经太弱的区，使得倾斜空气流动不能够利用小翼(特别是第二和第三)的完全的长度并且上文讨论的加宽效果，作为本发明的特别地优选的构思，将可能地更多地产生两个分离的而非两个重叠的涡流场。

此外，具有在小翼的翼展方向长度之间的优选的关系，即第二小翼优选地具有第一小翼的从105％至180％的长度。同样地，优选的是，第三小翼长度是第二小翼的从60％至120％。在此，对于第一区间的更优选的下限是110％、115％、120％、125％、130％、135％和140％，而更优选的上限是175％、170％、165％和160％。对于第二区间的更优选的下限是65％、70％、75％，而更优选的上限是115％、110％、105％、100％、95％和90％。

在更一般的意义上，优选的是第二小翼至少与第三小翼一样长(翼展方向)，优选地更长，并且第三(以及因此第二)小翼至少与第一小翼一样长并且优选地更长。这基本上是由于以下事实：第二小翼应该充分利用被第一小翼变宽的倾斜空气流区以产生最大效果，并且第三小翼应该再次地产生类似的或相似的效果，但是将不能够这样做，因为能量已经被从空气流带出。因此，其应该被在大小上限制以不产生过多的阻力。

上文描述的小翼之间的长度比率具有对本发明优选使用对于第三小翼的失速构思的影响。所以其之前具有不仅一个而是两个小翼，所以第二个是相对大的，失速能够非常容易地被实现。在另一个方面，所以第一小翼通常比第二小翼短，通过变形产生的升力是对于第二小翼优选的。

再进一步地，小翼的长宽比优选地在从3至7的区间内，其中更优选的下限是3.5和4.5并且更优选的上限是6.5、6.0和5.5。这分别地涉及，如本文的量的限制中的任何，每个小翼并且涉及在其中在翼弦线方向具有比较多的间隔的二小翼实施方式。对于三小翼实施方式，长宽比可以是在某种程度上更高的并且优选地在从4至9的区间内，其中优选的下限是4.5和5.0并且更优选的上限是8.5、8.0和7.5。这再次地分别地涉及每个小翼。

虽然较高的长宽比在空气动力传感中是更高效率的，但是它们具有较小的面积并且因此生产较小的力(以及因此小的推力)。换句话说，在已经描述的长度限制内，很大的小翼面积是优选的。在另一方面，太低的长宽比增加阻力并且减少效率，最终借助于增加的阻力减小有效的推力。总而言之，CFD模拟重复地显示出约5的最优值。

长宽比被定义为机翼的二倍翼展方向长度(即在主机翼的情况下飞机的完全的翼展)以及同样地小翼的二倍翼展方向长度除以翼弦线长度，即作为平均值。确切地说，在本申请中为了当评价翼弦线长度时除去翼展方向长度的外10％，该定义在此也是有效的以排除整流罩结构和/或小翼的倒圆的影响。

本发明的优选的实施可以具有小翼的一定根部弦长度。该值对于两个情况被定义，即对于精确地两个小翼的集合和另一个精确地三个小翼的集合。对于两个小翼，第一小翼的根部弦长度可以在紧邻向小翼的分叉部(不在主机翼的根部)的主机翼的弦长度的从25％至45％的区间内。

在这种情况下，对于第二小翼，分别的优选的区间是从40％至60％。对于第一小翼更优选的下限是27％、29％、31％，并且对于第二小翼42％、44％、46％，对于第一小翼更优选的上限是43％、41％、39％，并且对于第二小翼58％、56％、54％。

精确地三个小翼的情况具有对于第一小翼的紧邻分叉部的主机翼的弦长度的15％至35％的优选的区间，并且对于第二小翼25％至45％，并且对于第三小翼15％至35％。对于第一小翼的更优选的下限是17％、19％、21％，对于第二小翼27％、29％、31％，并且对于第三小翼17％、19％、21％。对于第一小翼更优选的上限是33％、31％、29％，对于第二小翼43％、41％、39％，并且对于第三小翼33％、31％、29％。小翼的分别的尖部弦长度优选地在分别的根部弦长度的从40％至100％的区间内，其中更优选的下限是45％、50％、55％、60％，并且更优选的上限是95％、90％、85％、80％。

通常，这些弦长度将可用的总的长度、小翼之间的有利的大小分布和其的期望的长宽比考虑在内。此外，在飞行方向在小翼之间的一定中间距离是期望的以优化空气流动。如能够从上文的对于分别的弦长度的区间的中央看到的，可用的长度的5％至25％，优选地至少10％，优选地至多20％的长度近似地用于该距离，甚至整个地靠近小翼的根部。这意指小翼的分别的弦长度优选地总和不是100％。

再进一步地，技术人员将理解，某些(如在基部主体和主机翼之间的过渡的所谓的机腹整流罩)在主机翼的端部和小翼的根部之间的过渡区中使用。因此，在主机翼的端部的弦长度也是指在向小翼的分叉部向内的10％距离(相对于在主机翼的一半跨度的方面的长度)以是从该过渡清楚地出来。以相同的方式，小翼的根部弦长度是指在向小翼的分离的向外的10％位置以是良好地在小翼的合适的翼型形状内。其适用于翼弦线的相对于例如攻角的位置。

再进一步地，在某些机翼和小翼中，外前角落被“倒圆”，如在待在下文解释的实施方式中的。这种倒圆可以通过小翼的最外部分中的弦长度的很大的减少被进行，但是不涉及相对于小翼根部的在小翼尖部的相对弦长度的上文提到的特征的一部分。因此，在此是指在其的尖部向内的小翼的长度的10％的小翼的弦长度。

优选的种类的飞机是所谓的运输类飞机，其具有一定大小并且意图用于很大的数目的人或甚至货物的在很大的距离上的运输。在此，本发明的经济优势是最期望的。这涉及次音速飞机而且涉及跨音速飞机，在其中超声波条件局部地发生，具体地在主机翼上方并且可能地也在小翼上方。其还涉及具有在超音速区中的长距离行进速度的超音速飞机。

在两个情况下，对于整个飞机以及对于已有的飞机的升级，用于飞机的第一模拟选择已经是Airbus型号A320。在此，常规的机翼的向外的部分，所谓的翼刀，可以被拆卸并且被根据本发明的具有两个或三个小翼的结构代替。

本发明将在下文参考示例性的实施方式更详细地解释，示例性的实施方式不意图限制权利要求的范围，而是意图仅用于例证性的目的。

图1示出了根据本发明的飞机的平面图，包括示意性地绘制的六个小翼；

图2是用于解释小翼创造推力的示意图；

图3a、b是在尖部涡流中的空气速度分布的示意图；

图4是根据本发明的机翼的示意性的透视图；

图5是根据本发明的机翼尖部的示意性的前视图，包括两个小翼；

图6是示出了关于图5的倾角对距离的依赖性的两个图表的图示；

图7是用于解释一个实施方式的两个小翼的γ角的示意性的侧视图；

图8是用于解释δ角的同一个小翼的前视图；

图9是Airbus A320主机翼的平面图；

图10是机翼的前视图；

图11是机翼的侧视图；

图12是用于解释用于在本实施方式中的模拟的基准线的侧视图；

图13是用于图示同一个基准线的俯视图；

图14至17是图示了用于在本实施方式中的各种模拟的在距主机翼尖部的变化的距离的β角的图示；

图18是根据本发明的一个实施方式的三个小翼的前视图，示出了它们的上反角；

图19是用于解释相对上反角的两个小翼的另一个前视图；

图20是用于解释第一小翼的折曲的示意图；

图21是用于解释倾角的主机翼和三个小翼的剖面的侧视图；

图22是用于解释小翼的后掠角的前视图和俯视图；

图23是用于解释形状的在平面中的三个小翼的俯视图；

图24是根据本发明的整个飞机的透视图；

图25是在飞机的主机翼尖部的三个小翼的俯视图；

图26是图25的三个小翼的侧视图；

图27是其的前视图；

图28是用于解释其的内机械结构的象征性地在共用的平面中的三个小翼的示意性的平面图；

图29是用于解释变形运动的具有在两个位置中的上游和中部小翼的三个小翼的透视图；

图30和31示出了这两个小翼的沿着它们的翼展方向长度的实际的扭曲和折曲的图表；

图32和33示出了三个小翼的流线型可视化；

图34和35示出了用于图示下游小翼的失速的三个小翼的等压线可视化；

图36对应于图28但是示出了关于下游小翼的一个可选择的实施方式；

图37示出了典型的经过图28和图36中的翼梁的剖面；

图38示出了图示了气动升力对攻角的一般的依赖性的图表；

图39图示了翼型的在剖面中的倒圆的和尖锐的前导部分。

图1是飞机1的平面图，具有两个主机翼2和3和两个水平稳定器4和5以及一个竖直尾翼6和一个机身或基部主体7。图1将代表具有四个推进发动机(在此未示出)的Airbus型号A320。然而，在图1中，主机翼2和3每个具有三个小翼8、9、10。共享附图标记的两个分别的小翼是相对于彼此镜像对称的，以与主机翼2和3和基部主体7二者都是相对于经过基部主体的纵向轴线的竖直平面(垂直于图的平面)镜像对称的类似的方式。

此外，示出了与飞行方向相反并且因此与主要的空气流动方向相同的x轴和垂直于其的水平的y轴。z轴是垂直的并且向上方向的。

图2是主机翼2的翼型或轮廓(在图2中对称的标准的机翼翼型，在A320的情况下不对称翼型)和示例性的小翼W的翼型(例如NACA 2412，标准的不对称机翼翼型或RAE 5214，用于跨音速飞行条件的不对称机翼翼型)的示意性的侧视图，其仅用于解释目的。

实心的水平线是已经提到的x轴。点划线13对应于主机翼2的翼弦线(连接轮廓的最前的点和端点)，在其之间的角度α是主机翼的攻角。

此外，示出了小翼W的轮廓的底部线14(其示意性地代表小翼8、9、10中的一个)并且在该底部线14和主机翼轮廓的底部线之间的角度是γ，所谓的入射角。翼弦线的沿着机翼和小翼基准的分别的翼展的定义的位置参考上文已经解释的。

图3a和b图示了尖部涡流，如在飞行期间在任何机翼尖部存在的。在右侧的箭头的区域象征空气流动速度的在图的平面中的关于方向和量级的分量(箭头长度)。图3a示出了x＝2.5m的点(x＝0相应于机翼尖部的前端部)并且图3b与x＝3.4m的下游位置有关。可见，尖部涡流“随着增加的x发展”并且涡流是围绕机翼尖部非常集中的并且随着增加的距其的距离迅速地消失。该陈述与当从机翼尖部开始时的几乎任何方向有关，没有定性的差异但是具有小的定量的差异。

此外，图3a和b图示了机翼尖部涡流大体上向空气流动速度加入某个向上的分量，以及在下区中的某个向外的分量和在上区中的某个向内的分量。考虑到这，能够理解，图2示出了具有相对于飞行方向x的角度β的局部流动方向。该局部流动方向(垂直于图2的图的平面的分量被忽略)攻击象征性的小翼W并且导致其的升力Ln，如被箭头示出的。该升力根据定义垂直于流动方向。其可以被视为竖直地向上的分量和正向推力分量Fxn,L的叠加。

大体上，其适用于小翼W的阻力D_n。具有阻力的负的推力分量，即F_xn,D。如在本说明书中在上文提到的小翼W的推力贡献因此是其的差，即F_xn＝F_xn,L-F_xn,D，并且在此是正的。其被本发明设想，即小翼的正的有效的推力贡献。

图4示出了图2的主机翼2和示例性的两个小翼，即8和9。机翼2在某种程度上相对于y轴倾斜所谓的后掠角并且具有随着距基部主体7的距离从根部翼弦线长度cr减少至尖部翼弦线长度ct的翼弦线长度。小翼8和9被安装在机翼外端部15，也与图5比较。

图5示出了在yz平面上的投影中的机翼2和小翼8和9以及主机翼2的长度b(b在沿着主机翼2的翼展的y＝0从基部主体7的中心被测量，如上文解释的)和小翼8和9的分别的长度b1和b2。为简单起见，机翼2和小翼8和9仅被示出为笔直的和水平的。然而，围绕平行于x轴的轴线的相对于机翼2的倾斜将不导致定性的改变。

图6示出了包括两个图表的图解。竖轴与β有关(与图2比较)，即在xz平面上的投影中的局部空气流动方向的倾角。

水平线示出了“η”，即距外机翼端部15的距离除以主机翼2的长度b。

具有十字的第一图表与没有小翼8和9的条件有关并且因此定性地对应于图3a和b。示出了圆形的第二图表与在第一小翼8的下游以及因此在第二小翼9的上游的空气流动分布有关(第一图表与同一个x位置有关)。图表来源于空气流动分布的计算机模拟(例如图3a和b)。

能够容易地看到，第一图表示出了靠近于外机翼端部15的最大值16，而第二图表具有在其的最大值17、在约η＝1.025的中间最小值以及在约η＝1.055的进一步的最大值18，并且从其向外地下降。此外，第二图表下降至多于其的较小的(左)最大值的50％并且多于其的较大的(右)最大值的40％的值，而其在约η＝1.1下降至再多于其的较大的最大值的25％的值，例如在距外机翼端部15的约10％的距离。该角度分布是用于小翼9的已经描述的功能的良好的基础，与图2比较。

基于飞机类型Airbus A320的模拟已经被作出。它们将在下文解释。这些模拟已经通过ANSYS的计算机程序CFD(计算流体动力学)被作出。

作为大体的基础研究，用于具有标准的NACA 0012主机翼翼型和NACA 2412小翼翼型并且没有小翼相对于主机翼的任何倾斜(因此具有图4和5的设置)的两小翼集合(第一和第二小翼)的推力贡献的优化的计算机模拟已经显示出长宽比5是良好的选择。虽然较高的长宽比在空气动力传感中是更高效率的，但是它们具有较小的面积并且因此生产较小的力(以及因此小的推力)。换句话说，在1.5m的长度b2(翼展)的限制(对于A320)内，很大的小翼面积是优选的。在另一个方面，太低的长宽比增加阻力并且减少效率，最终借助于增加的阻力减小有效的推力。总而言之，CFD模拟重复地显示出约5的最优值。

在这基础上，用于A320的上游第一小翼8的长度b1已经被选择为是2/3，即1m，以使下游第二小翼9能够利用加宽的涡流区的主要的部分，再次地与图4和5的设置和图6中的结果比较。

平均弦长度来源于指状物的长度并且来源于固定长宽比。如对于飞机机翼通常的，具有翼弦线长度的在向外的方向的减少。对于第一上游小翼8，翼弦线长度在根部是400mm并且在顶部是300mm，而对于下游第二小翼9根部弦长度是600mm并且尖部弦长度是400mm。这些值已经被直觉地和随机地选择。

对于小翼，代替上文提到的初步模拟的(容易地可用的)NACA 2412，跨音速翼型RAE 5214已经然后被选择，其是标准的跨音速翼型并且在其的典型的行进速度和海拔高度良好地适应于A320的气动状态，与下文比较。Airbus A320是对于本发明熟知的并且经济上重要的模型飞机。

最有影响的参数是入射角γ和上反角δ(即相对于围绕平行于行进方向的轴线的旋转的倾斜)。在第一粗糙映射研究中，映射梯级是对于γ3°至5°并且对于δ10°。在该粗糙映射中，第一和第二小翼，但是没有第三小翼，已经被包括在模拟中以具有用于第三小翼的研究的基础。

图7图示了角度γ，即第一小翼小翼8的γ1和第二小翼小翼9的γ2，二者都被作为翼型(比较图2)示出并且具有它们的相对于主机翼翼型和其的翼弦线的翼弦线。图8在如在图5中的透视图中图示了角度δ，但是是较不示意性的。再次地，δ1与第一小翼8有关并且δ2与第二小翼9有关。在图8的左侧部分中的结构是如用于CFD模拟的瞬时的结构。这些结构不对应于小翼(在中部和右侧中的细的结构)必须被安装至其的实际的A320主机翼，而是它们定义实际的模型以使模拟成为可能。

图9示出了A320的主机翼的平面图，机翼尖部被向下地取向并且基部主体未示出但是将在顶部上。图9示出了实际上具有在机翼的端部的所谓的翼刀结构即竖直板的A320的主机翼20在此已经被省略，因为其将被根据本发明的小翼代替。

图10在前视图中示出了图9的主机翼20，图11在侧视图(垂直于行进方向x的透视图)中示出了主机翼20。A320的主机翼的在某种程度上倾斜V几何形状能够在图10和11中看到。

0.78马赫的典型的行进速度和35,000英尺的典型的行进海拔高度已经被选择，这意味着0.380kg/m³的空气密度(比较：在地面上1.125kg/m³)、23.842Pa的静压、218.8K的静温和231.5m/s的450kts的真实空速(TAS)。在此选择的速度是可压缩的模拟模型的原因，与对于低速度并且因此特别地对于较小的乘客飞机合适的更简单的不可压缩的模拟模型相反地。这意味着压力和温度是空气流动中的变量并且意味着出现具有高于1马赫的空气速度的局部区域，其被称为跨音速的流动。飞行器的总重量是约70吨。对于在飞行中形状中的主机翼端部典型的攻角α是1.7°。该值在图2中图示并且与在其的尖部的主机翼的翼弦线与实际的飞行方向之间的角度有关。其已经通过该角度的变化和两个主机翼的合力的总的升力的计算被确定。当它们等于所需要的70时，所提到的值是近似地正确的。

在该映射中，一定参数集合，在下文称为V0040，已经被选择作为最优并且已经是用于下文的更详细的比较的基础。

小翼8和9(“指状物1和指状物2”)的γ和δ值在表格I中列出，其示出了第一小翼8具有-10°的γ和-20°的δ(负号意指相对于图7和8的逆时针旋转)，而第二小翼9具有-5°的γ和-10°的δ。从其开始，在表格I的第三和第四行中，第一小翼8的γ已经被分别地减少和增加2°，并且在第五和第六行中，第一小翼8的δ已经被分别地减少和增加10°。之后的四个行重复用于第二小翼9的同一个程序。为了比较，第一行与没有小翼(并且没有翼刀)的主机翼有关。在从已经提到的γ和δ的值左侧的列中，列出了模拟的数目。V0040是第二个。

从第六列开始，即在γ和δ值右侧的，示出了模拟结果，即以N(牛顿，如所有的其他的力)计的在主机翼的向外的剖面上的X方向力(阻力)。在第七列中，示出了在该向外的剖面上的z方向力(升力)。向外的剖面被从在主机翼尖部的向内近似地4.3m的边界开始被定义。其在这些模拟中使用，因为该向外的剖面示出了小翼的清楚的影响，而向内的剖面和基部主体未示出小翼的清楚的影响。

下四个列示出了用于两个小翼的阻力和升力(“指状物1和2”是第一和第二小翼)。请注意，第一行中的用于“指状物1”的数据与所谓的翼尖(德语：Randbogen)有关，其是在主机翼的向外的界面和已经提到的翼刀结构之间的结构。该机翼尖部是更多地或更少地在某种程度上被倒圆的外机翼端部并且已经在此被作为“第一小翼”处理以作出公平的比较。其被安装至同一个界面的根据本发明的小翼代替。

下一个列示出了包括向外的和向内的剖面以及小翼的机翼的完全的升/阻比(除了第一行)。

下一列是被以关于阻力(“Δx力”)的各种配置的两个小翼实现的减少并且分别的相对值在倒数第二列中。

最终，示出了相对升/阻比改进。请注意，表格I包括四舍五入的值，而计算已经使用精确值进行，这解释了当检查表格I中的数字时的某些小的不一致。

能够容易地看到，V0040必须接近局部最优，因为分别地2.72％和6.31％的阻力减少和升阻比提高具有在整个表格中的最好的结果。第一小翼8的γ的小的减少(从-10至-8)导致第四行中的结果(V0090)，其甚至是更好的。其适用于第二小翼9的δ的从-10°至0°的减少，与倒数第二行中的V0093比较。此外，第一小翼8的δ的从-20°至-30°的减少使结果几乎未改变，与V0091比较。然而，所有的其他的结果是更多地或更少地显著地更坏的。

图12示出了在图11的透视图中的侧视图，但是具有被加入至图11中的主机翼的两个小翼，并且此外具有两个剖面线用于下文的基准(用于空气速度角度的基准线)，并且图13示出了主机翼尖部和两个小翼的平面图，具有与在图12中相同的基准线。两个基准线二者都在小翼的分别的前缘的上游10cm并且平行于前缘。

图14是与图6可比较的图解，即示出了在竖轴上的角度β和沿着刚才解释的基准线的距主机翼尖部的距离。基本的参数集合和模拟V0040被圆形代表，V0046被三角形代表，并且V0090被菱形代表。实线与在第一小翼8的上游的基准线有关并且虚线与在第二小翼9的上游并且在第一小翼8的下游的基准线有关。表格I明确了V0046具有第一小翼8的减少的γ并且V0090具有第一小翼8的增加的γ，使用2°的步长。

首先，图表示出了第一小翼8产生显著地“加宽”的涡流区，甚至在第一小翼8的上游，如被实线示出的。与图6相反地，不具有良好的第二最大值(在图6中18)，但是具有在0.5m和约1.2m之间的更多的或更少的恒定的β角。主机翼的分别的长度是16.35m，这意味着例如近似地对于1.5m的1.031的η和对于1.2m的1.07的η(与图6比较)。

该β值在9°的区中，其在0°的最大值的70％的区中(二者都对于两个小翼之间的基准线，即虚线图表)。此外，使用减少的γ值，V0046(三角形)显示出在第一小翼8的上游的增加的β和在其的下游的减少的β。与其相反，使用增加的γ，V0090显示出在第一小翼8的下游的增加的β和在其的上游的减少的β。因此，倾斜γ(入射角)能够增强在小翼之间的空气流动的向上的倾向，特别是对于比1m更靠近主机翼尖部的地点，与图14比较。在这种情况下，高于1m的距离的β值不由此被劣化。表格I中的结果显示出该参数集合的综合性能甚至比V0040更好。这明显地是由于减少的总的阻力(虽然入射角已经被增加)，即通过对总的推力的更强的贡献。

在另一个方面，γ值的从10°至8°以及因此从V0040至V0046的减少清楚地导致实质上劣化的结果，与表格I比较。因此，在进一步的优化的步骤中，较高的，但是不小于10°，并且可能地甚至小于12°的γ值可以被分析。

此外，图15示出了类似的图示，但是用于V0040，与V0092和V0091比较。在此，第一小翼8的角度δ已经被从-20°变化至-10°并且至-30°，与表格I和图8比较。明显地，这具有对在第一小翼8的上游的空气速度角度(β)分布的很小的影响(实线)，但是其具有对在其的下游的空气流角度的影响(虚线)。再次地，β值对于低于1m的距离通过增加δ值即对于V0091很少地增加。表格I中的分别的性能结果是与V0040以及明显地图15中的β值的那些几乎相同的。

在另一个方面，将δ值减少至-10并且因此使两个小翼成一直线(如在飞行方向看到的)定性地改变图15中的虚线图表。β值被减少高至约1m，即第一小翼8的长度，并且清楚地被增加至高于该距离值。表面上，第二小翼9在某种程度上在第一小翼8背后(经历其的下洗)高至1m并且在高于1m的距离“看到”其的小翼尖部涡流。概括地说，这不改进结果，但是导致某种劣化，如表格I显示出的。发明人假定，在高于1m的距离的β增加不补偿在较小的距离的β减少。

图16示出了另一个类似的图示，现在与第二小翼9的γ角的变化有关。再次地，这明显地不具有对第一小翼8的上游的β值的很多的影响(实线)，但是具有对两个小翼之间的β值的实质性的影响(虚线)。在此，β值随着γ的从5°至3°的小的减少增加，并且，相反地，它们随着γ的从5°至7°的增加减少。中与图14中的实线相似的方式，小翼的向空气流中的转弯明显地使在小翼的上游的空气流的倾斜下降。表格I中的结果清楚地显示出两个变化V0038和V0042减少性能结果。具体地，两个小翼之间的β的通过第二小翼9的γ的增加的减少实质上劣化升力/阻力改进。此外，小翼的过于强的倾斜产生更多的升力，而且产生超过比例的更多的阻力并且因此导致劣化。

明显地，使用下一个优化的步骤，下游小翼的γ值应该在5°。

最终，图17涉及第二小翼9的δ角的变化并且导致与图15相似的结果：对于V0094，两个小翼二者的δ值是-20°，并且再次地第二小翼9看上去在上游小翼的背后并且显示出其的小翼尖部涡流的强的影响，这导致相对地坏的结果，特别是关于升阻比。将两个小翼之间的δ差异增加V0093不很多地改变β值并且导致与表格I中的相似的(在某种程度上改进的)结果。再次地，使用下一个优化的步骤，对于第二小翼9的δ的在0°和-10°之间的范围是感兴趣的。

基于上文的结果，再次地基于已经在上文关于A320解释的内容的对三个小翼的进一步的研究已经被进行。因为全部的可行的模拟的数目是有限的，所以发明人集中于对于两个小翼已经发现的。因此，基于关于多于2.7％的阻力减少和对于整个机翼的升/阻比的可比较的结果(比较表格I中倒数第四和倒数第二列)，在V0040、V0090、V0091和V0093底层的参数被特别地考虑。因此，使用对于第三小翼的入射角γ和上反角δ的变化的值的模拟基于这四个参数集合被进行并且以如上文对于第一和第二小翼解释的相似的方式被评价。

同时地，关于A320的主机翼的飞行中形状的数据是可用的，具有主要的影响即在主机翼的机翼端部的翼弦线被从在上文解释的计算底层的所谓的型架外形旋转约1.5°。这可以通过在下文解释的略微地修改的γ值被看到。再进一步地，然后，与对于其的不同的倾斜的整个飞机的阻力有关的数据是可用的，使得由于飞机的倾斜的变化导致的总的升力的改进(通过小翼的升力贡献以及通过由于涡流感应损耗的限制导致的主机翼的升力的增加)对总的阻力的影响能够被评价。

结果(在此未详细地示出)显示出V0091基础被证明是有利的。分别的实施方式将在下文解释。

图18示出了本实施方式的小翼8、9、10的前视图，如在x方向看到的，并且图示了三个小翼的上反角δ1、2、3。最上的小翼是第一个，中部小翼是第二个，并且最低的小翼是第三个下游一个。图18定性地示出了在后继的小翼之间的实质性的但是有限的相对上反角已经被证明对于三小翼实施方式也是有利的。

利用这个机会，图19解释了在权利要求中的相对上反角的定义。在与图18相同的透视图中，第一和第二小翼被共同地示出为具有不同大小的两个半径r1和r2。竖直和水平线的相遇点是示出的等腰三角形的根部R(水平地在分叉点并且竖直地在前缘的相遇处)和一个顶点，等腰三角形的其它的两个顶点在两个小翼的前缘上并且被称为V1和V2。线R-V1和线R-V2之间的角度是相对上反角，如果被视为在两个小翼中的较短的一个即第一个内可能的所有的半径ri的平均数的话。

线R-V1与第一小翼的前缘之间的可见的差异与第一小翼的折曲有关，其在下文解释，其也是图18中的用于δ1的线和第一小翼之间的偏差的背景。

图20图示了上文提到的第一小翼的折曲，其类似于上反角的一部分的沿着翼展方向长度的一定部分的分布。实际上，在图20中，前缘L被示意性地示出为从根部R开始并且被沿着圆形的拱形形状B折曲，圆形的拱形形状B延伸经过其的长度的三分之一(330mm)，具有750mm的半径和-15°的拱形角度。在R的开始第一小翼的前缘已经具有-20°的上反角。这意味着在折曲部的向外，对于第一小翼的长度的二分之一和三分之一的上反角实际上是-35°。沿着第一小翼的从R至其的向外的端部的整个翼展方向长度，平均地，得到约-30°的平均上反角，其中的-15°已经被沿着拱形“分布”，如描述的。

原因是，在本具体实施方式中，具有-30°的上反角的第一小翼的笔直的前缘已经使提供前缘的向主机翼端部中的该一个的平滑的过渡部(在所谓的整流罩区中)是在某种程度上困难的，而使用-20°上反角，平滑的过渡部尚未导致任何问题。因此，为了使-30°的平均值成为可能，图20的技术方案已经被选择。

大体上，在本发明的教导内的是使用不沿着翼展方向笔直的小翼形状，例如在图20中示出的。它们甚至可以是沿着整个长度的拱形形状的，如上文指出的。按照发明人的观点，最相关的是在平均意义上的相对上反角。例如，如果第一和第二小翼将以相似的方式二者都是拱形形状的，使得上文解释的具有在根部的固定涡流的等腰三角形构造将由于小翼前缘的曲率随着其的相等的边的增加长度被越来越多地倾斜，那么根据该构造的相对上反角可以甚至沿着前缘保持几乎恒定。此外，在沿着例如第二小翼的翼展方向长度的一定部分，沿着第一小翼的翼展方向长度的近端部分将被相对于第二小翼以通过相对上反角良好地描述的(记住在机翼端部的涡流的在某种程度上旋转对称的形状)并且通过三角形构造良好地描述的方式定位。

第二和第三小翼的绝对上反角在本实施方式中是δ2＝-10°和δ3＝+10°，其中本实施方式的这两个小翼不具有拱形的形状，如在图20解释的。因此，第一和第二小翼之间的相对上反角是20°，是与第二和第三小翼之间的相对上反角相同的，并且第一小翼是比第二小翼更向上地倾斜的，第二小翼是比第三小翼更向上地倾斜的，与图18比较。在图18中示出的角度δ1是在第一小翼的根部开始的上反角，即-20°，代替-30°的平均值。

关于入射角，参考图21，图21示出了侧视图和经过三个小翼8、9、10和主机翼2的剖面。剖面平面自然地是不同的，即从分别的分叉部位置的小翼的翼展方向长度的向外10％，以及在主机翼2的情况下向内10％，如上文解释的，以提供不受干扰的翼弦线。翼弦线和分别的角度γ1、2、3在图21中示出。角度是对于第一小翼γ1＝-9°，对于第二小翼γ2＝-4°并且对于第三小翼γ3＝-1°，全部相对于在所描述的向外位置并且在小翼和主机翼的飞行中形状中的主机翼翼弦线被定义(所有的对于本实施方式解释的参数与飞行中形状有关)。

图21还示出了在主机翼2的翼弦线上的以及在分别的小翼8、9、10的翼弦线上的分别的旋转点。在小翼的分别的翼弦线长度的方面，旋转点近似地在其的三分之一。在主机翼2的翼弦线长度的方面，第一小翼的旋转点在16.7％(0％是翼弦线上的最前的点)，第二小翼的旋转点是在54.8％，并且第三小翼的旋转点是在88.1％。

图22图示了代表性的小翼9的后掠角ε，即在其的前缘和水平的并且垂直于飞行方向的方向(在图22中y)之间的角度。在本文中，小翼9被认为是水平的(δ和γ是零，以假想的方式)。可选择地，小翼9的翼展方向长度可以代替其的在y方向的实际的延伸被使用，当被投影至水平平面上时。请注意，如在图22解释的小翼8的拱形的形状将也被认为被铺开。换句话说，翼展方向长度包括拱形的长度。

在本实施方式中，主机翼2的后掠角是27.5°。从该值开始的变化显示出32°的增加的后掠角是对于小翼优选的，换句话说相对于主机翼的后掠角4.5°后掠角。这在本实施方式中适用于第二和第三小翼9、10，而对于第一小翼8，后掠角已经被略微地增加至34°以保留在x方向的距第二小翼9的前缘的一定距离，与在下文解释的图25中的俯视图比较。

图23是三个小翼8、9、10的假想的俯视图，用于解释它们的形状。其是假想的，因为上反角和入射角在图23中是零并且第一小翼8的拱形的形状被铺开。因此，图23示出了分别的翼展方向长度b1、2、3。其还示出了在分叉点向外的翼展方向长度的10％的翼弦线长度cr1、2、3(在图23的底部)以及在小翼的尖部的向内10％的尖部翼弦线长度ct1、2、3。

实测值是(以第一、第二、第三小翼的顺序)：0.4m、0.6m、0.4m的根部弦长度cr；0.3m、0.4m、0.25m的尖部弦长度ct；1m、1.5m、1.2m的翼展方向长度b。这分别地对应于在其的端部的主机翼弦长度的近似地25％、近似地37％和近似地25％的根部弦长度cr(如定义的)；相对于根部弦长度的75％、67％和63％的尖部弦长度；以及相对于翼展方向主机翼长度(16.4m)的6.1％、9.2％、7.3％的翼展方向长度。

请注意，如在图23中示出的后掠角不是旋转操作的结果。这能够在以下看出来：翼弦线长度cr和ct在图23中保持为未改变的并且保持在xz平面中，换句话说，水平的。这是必需的，以不通过后掠角的引入干扰翼型。

再进一步地，图23示出了小翼的形状的分别的外向前角落的倒圆。该倒圆与在翼展方向长度的90％和100％之间的区有关，其中翼弦线长度被从90％至100％翼展方向长度连续地减少翼弦线长度的50％，使得在图23的俯视图中拱形的形状被产生。普遍的做法是使用在机翼的外向前角落的倒圆以避免在尖锐的角落形状的湍流。通过刚才解释的在翼展方向长度的外10％中的翼弦线长度的减少，翼型的定性的本质能够被保留。

在此使用的翼型被改造为在A320的主机翼的在其的典型的行进速度和行进海拔高度的跨音速条件并且被称为RAE 5214。如刚才解释的，该翼型在小翼的翼展方向长度的外10％中仍然是有效的。

再进一步地，小翼的该后缘(与前缘相反)是钝的，由于制造和稳定性原因，通过对于所有的小翼在分别的翼弦线长度的98％切割其。

在图23中示出的形状向实际的3D几何形状的转换是如下的：首先，后掠角被引入，其已经在图23中示出。第二，第一小翼的沿着其的翼展方向长度的内三分之一的以750mm的半径和15°的角度的折曲被引入。然后，小翼通过旋转被倾斜入射角γ。然后，上反角被调节，即通过将第一小翼向上地倾斜20°(进一步的15°是在折曲中)，将第二小翼向上地倾斜10°并且将第三小翼向下地倾斜10°。

请注意，上文的转换程序不与型架外形有关并且不与制造的几何形状有关，制造的几何形状是略微地不同的并且取决于主机翼和小翼的弹性性质。这些弹性性质取决于机翼和小翼的机械结构。机械工程师通常的做法是通过例如有限元计算预测在空气动力负荷下的机械变形。一个用于实际的计算机程序的实施例是NASTRAN。

因此，取决于实际的实施，型架外形可以变化，虽然飞行中形状可能不改变。自然地，飞行中形状对空气动力性能和经济优势负责。

表格II示出了刚才解释的三小翼实施方式的某些定量结果(P0001)。其被与没有本发明的A320比较，但是与表格I相反地，包括所谓的翼刀。该翼刀是小翼状的结构，并且省略翼刀，如在表格I中的，与通过将根据本发明的(两)小翼构造加入至无小翼飞机的改进有关，而表格II示出了本发明即其的三小翼实施方式的相对于如实际上使用的包括翼刀的实际的A320的改进。这被称为B0001。

对于两个情况的升阻比在第二和第三列中示出(L/D)并且本发明的相对的改进在第四列中作为百分数值示出。这是飞机的在55吨和80吨之间的六个不同的总的质量的情况，而表格I仅与70吨有关。质量之间的差异主要地是由于油箱内容物以及因此行进距离。

表格II清楚地示出了，本发明的相对于实际A320的升阻比提高在轻的情况中约2％和重的情况中约5％之间。这显示出如果本发明越有效，那么由主机翼产生的涡流越良好(在重的情况中，所需要的升力自然地是更大的)。与表格I比较，升阻比提高是较小的(对于表格I中的最好的情况约6.3％)。这是由于在表格II中包括的常规的翼刀的积极的效果并且由于主机翼的飞行中的变形，即主机翼的一定扭曲，其减少涡流至一定程度。对于70吨的典型的情况，包括本发明的三小翼实施方式的A320的阻力减少，与包括翼刀的常规的A320比较，目前是约4％(仅机翼)和3％(整个飞机)。这种改进主要地是由于主要地第二小翼的推力贡献并且此外由于小翼的有限的升力贡献和主机翼的借助于涡流的减少的改进的升力。升力贡献允许在行进飞行条件下的整个飞机的较小的倾斜并且可以因此被“变形”为(估计1％的)阻力减少。结果是约3％，如刚才声称的。

为了图示，图24至27示出了A320和三个小翼的三维形状，即在图24中整个飞机的透视图、在图25中主机翼端部和小翼的俯视图(逆着z方向)、在图26中侧视图(在y方向)以及最终地在图27中前视图(在x方向)。

图示出了在主机翼端部和小翼之间的整流罩区中的平滑的过渡部以及此外在第一和第二小翼的后缘的向内部分的一些变厚。这些结构是直观的并且意图避免湍流。

在下文，上文解释的用于高负荷条件的变形和失速构思基于刚才描述的三小翼实施被示例。图28是三个小翼8、9、10的示意性的和简化的平面图，其为简单起见在共用的平面中示出。图28示出了三个小翼的相对大小以及特别地长度，如已经详细地讨论的。此外，图28在翼梁和肋部的方面指示小翼的内机械结构。

具体地，上游小翼8具有在其的近端部分31中的单一的翼梁30并且中部小翼9以类似的方式具有在近端小翼部分33中的单一的翼梁32。内小翼部分31和33被以剖面线与小翼8和9的分别的其余的远端小翼部分34和35相反地示出。近端部分31和33不是按比例示出的，而是实际上意图包括分别的上游和中部小翼8和9的总的翼展方向长度的近端6％。

可见，在从每个近端部分31和33向分别的远端部分34和35的过渡部，分别的翼梁30和32被分割为用于上游小翼8的两个翼梁36和37和用于中部小翼9的翼梁38和39。总体的翼梁结构具有在某种意义上的y形状并且看上去有点相似于图28的平面图中的音叉。

在分别的远端部分34和35中，两个翼梁被在飞行方向沿着小翼延伸的肋部40至43互相连接。这些肋部仅被象征性地示出。肋部的精确的数目和位置可以在分别的情况中被确定。在此的基本的构思是在分别的远端部分中的至少一个肋部起作用以将至少两个翼梁互相连接以增加分别的小翼8或9的扭转刚度。在近端部分31和33中，图28不示出任何肋部(由于这些近端部分的非常有限的大小)，但是肋部将在此也是可能的。因为在近端部分中的仅一个翼梁30或32，扭转刚度是低得多的，甚至使用在近端部分中的一个或多个肋部。

图28还示出了具有三个翼梁44、45、46和相对地许多肋部47至51(在此五个)的下游小翼10。再次地，这是更象征性的以示出常规的和相对地刚性的实施，特别是关于扭转自由度。

明显地，小翼8和9意图显示出实质性的扭转弹性响应，其的大部分在分别的近端部分31或33中出现，而小翼10意图是扭转地刚性的。本实施方式的扭转响应是由于相应于如上文描述的上反角的小翼的至某种程度的不可避免的折曲(在图中未示出)。因为小翼8至10具有实质性的掠过，所以阵风或其他的重负荷条件将不但具有将小翼向上地折曲的倾向，而且因为升力的中心将在这样的情况下位于分别的扭转轴线后方，所以每个小翼的后缘将显示出比前缘更强的向上地折曲的倾向。小翼8和9适应于通过它们的扭转弹性(或软性)利用其，使得在折曲期间，小翼的扭转变形出现。

这种折曲不被沿着翼展方向长度均匀地分布，而是主要地在近端部分中出现以达到小翼的倾斜(基本上γ，如上文解释的)的对负荷变化的相对大的响应。实际上，上游和中部小翼的局部攻角与其的非扭曲的或更硬的实施比较被实质上减少。

图29是与图25可比较的三个小翼的透视图，但是示出了在两个位置中的上游和中部小翼8和9。较低的一个对应于飞行中形状并且较上的一个对应于在2.5G情况中的变形形状。能够容易地看到，两个小翼二者都被向上地折曲(在上反角δ的意义上)。在某种程度上更难以看到的是后缘(在图29中在右)被比前缘(在左)在某种程度上更强地折曲。这导致沿着翼展方向长度的γ的绝对值的增加(减少，考虑到γ是负的)。这种影响的主要的部分在非常靠近分别的小翼的根部出现，与图28比较，并且因此具有对于几乎整个小翼长度的影响。

然而，图29未示出主机翼的扭曲和折曲，然而其在计算中被考虑在内。主机翼扭曲在某种程度上减少小翼集合的在重负荷条件下的有效的升力贡献，但是和本发明的另外的措施没有很大关系。

图30和31示出了用于上游小翼和中部小翼的图表，即小翼的沿着相对翼展方向长度(0-100％)的实际的扭曲和折曲。可见，在翼展方向长度的近端6％内，对于上游小翼约2°和对于中部小翼约4.8°作为靠近根部的变形扭曲角出现，而另外的约1.5°-2°沿着翼展方向长度的其余部分出现。

在上游小翼的情况下，示出的2°的约1.75°是由于在近端部分中的实质上减少的扭转刚度。换句话说，约0.25°扭转变形将在近端部分中出现，如果图表，如对于小翼的其余部分示出的，将被类似地外推下至0％翼展方向长度的话。在同样的意义上，上文提到的对于中部小翼的4.8°的约4.5°是由于靠近根部的减少的扭转刚度。

对于上游小翼的扭曲图表的在80％和100％翼展方向长度之间的减少能够在图30中看到。这是真实的结果但是不是意图的。因为上文解释的小翼飞行中形状已经被优化和模拟而没有小翼的沿着它们的翼展方向长度的特意的扭曲，所以至今，型架外形必须被扭曲至某种程度(在与在此的变形解释相反的意义上)以补偿在型架外形和飞行中形状之间出现的弹性变形。靠近上游小翼的尖部这已经被做得过分至某种程度。

自然地，这可以在另外的步骤中被补偿。此外，因为在主机翼的尖部涡流中的空气流动倾斜是随着距主机翼的尖部的增加的距离越来越弱的，所以在飞行中形状中的小翼的一些扭曲是合理的并且可以被包括在另外的步骤中。那么这种扭曲将是对于高负荷情况对于上游小翼和中部小翼甚至更良好的。类似地，因为下游小翼将是扭转地更硬的，所以结果型架外形和飞行中形状之间的差异将在此是更小的。

此外，图30和31示出了关于在右侧的分别的竖轴的图表，示出了前缘的z位移以及因此上文提到的折曲。分别的后缘被在某种程度上更强地折曲，这导致扭转变形，如解释的。

这些结果已经通过组合上述的计算机流体动力学计算(CFD)和有限元法计算(FEM)被计算。前者能够产生在飞行中形状中的空气动力负荷。在这基础上，使用后者，型架外形(没有空气动力负荷并且没有重力)能够在一个方向被计算并且用于变形重负荷形状(2.5G)的第一途径能够在另一个方向被计算。对于重负荷形状，空气动力负荷能够通过CFD被再计算，并且通过迭代，收敛被用于确定足够地精确的结果。

重负荷情况在某种程度上更确切地如下地描述：待被限定或固定的飞行包线的恶劣的测试情况中的一个被称为严重湍流爬坡并且其已经在此假设。速度已经是在60吨的整个飞机质量在国际标准大气压(ISA±00)在10,000英尺的海拔高度和0.905kg/m³的密度317节(真实空速)。

表格III示出了用于飞机的8°的(球形的)攻角的各种数字数据。

在此，编码P2165是指具有已经解释的飞行中形状的完全地刚性的结构并且编码PC165是如解释的变形结构。可见，在两个情况下升力是在约150吨(2.5×60吨)并且扭矩能够被减少，对于上游小翼约25％，对于中部小翼约38％并且对于下游小翼(仅)7％。扭矩与平行于飞机纵向轴线的轴线和A320飞机的标准的主机翼的最外肋部即所谓的“肋部27”的位置有关。该肋部用于固定根据本发明的小翼集合，使得在该位置的扭矩是结构上相关的。

此外，表格III还示出了小翼集合(机翼尖部)的作为整个单元的扭矩的29％的总的减少。该值不但涉及三个小翼的加入，而且包括在已经提到的最外肋部27和小翼本身之间的外主机翼部分的贡献。

非常清楚地，对于中部小翼的扭矩的强的减少可以归因于在此实现的相对强的扭曲。这种强的扭曲或变形效果也是中部小翼的相对大的空气动力效应的结果，首先由于其的大小并且第二由于其的在空气流动中的位置，如被上游小翼调节的。

相应地，对于上游小翼的扭矩减少是很大的但是较不良好的。

对于下游(第三)小翼，有限的扭矩减少能够被实现。然而，由于第一和中部小翼的高度地减少的下洗，第三小翼的实质性的扭矩增加将出现，而没有已经描述的失速机制。

图32-35通过示出图32和33中的流线和图34和35中的等压线给出了第三小翼的失速的可视化。图32和34示出了一个刚性的(假想的)实施方式，而图33和35示出了上游小翼和中部小翼的变形状态，所有的图示出了重负荷条件。

首先，图33非常清楚地示出了沿着几乎下游小翼的整个翼展方向长度的实质上扭曲的流线，具有在尖部的非常小的例外。类似地，图35中的等压线被严重地扭曲，与用于刚性的情况的图34比较。

此外，在图34和35中靠近它们的分别的前缘的上游和中部小翼的区的比较显示出从分别的前缘至下一个等压线的距离在图35中是更小的并且此外以下的等压线出现为更靠近前缘。这意味着在分别的小翼上方的压力不足区在图35中的变形情况下是更小的并且较不良好的。结果是这些小翼的分别地减少的升力。

图36示出了与图28比较的一个可选择的实施方式，其中上游小翼8和中部小翼9的结构尚未被改变，但是下游小翼10的结构被改变。具有在近端6％部分(剖面线)中的单一的翼梁52与从其向外(并且因此y形状)的双重翼梁53和54的相似的组合。此外，具有两个(更象征性的)肋部55和56作为在中部小翼8、9的上游的肋部。然而，翼梁更靠近下游小翼10的后缘。再次地，这不是按比例的而是将指示，通过将结构元件迁移至靠近后缘，扭转弹性性质能够被确定并且下游小翼能够被以与上游和中部小翼相反的意义变形。

图37示出了经过如图28或图36中的翼梁的典型的剖面。翼梁由双重竖直结构57和在其的底部和顶部的分别的水平结构58组成。这些零件可以通过碳纤维增强的塑料制造，如本领域的技术人员已知的。在此的空间能够被轻重量和硬的泡沫材料填充，例如EVONIK的“ROHACELL HERO”，一种轻重量的封闭电池飞行器泡沫，或被本领域的技术人员熟悉的另一个已知的飞行器泡沫填充。

相似的泡沫可以在外使用以填充小翼的残留体积。小翼的外覆层可以通过例如玻璃纤维增强的塑料的两个层、碳纤维增强的塑料的二十个层的组合或通过铝板被生产。

图38示出了气动升力(竖轴)对攻角(水平轴线)的大体的依赖性的图表。在其中，即使在为零的攻角，一些升力被产生(对于不对称翼型)。使用增加的攻角，升力近似地以线性的方式被增加高至某个饱和区，在饱和区图表是圆形的。在该圆形的饱和区中，升力到达宽的最大，具有分别的翼型能够产生的最大升力，并且随着甚至更增加的攻角被减少。这种减少是由于开始和增加失速。

因此，从在图表中的更多地或更少地在线性区的端部的保守的操作点例如点2，升力能够通过减少攻角并且因此下降图表的线性部分例如至位置1被减少。这为了小翼8和9进行。然而，因为这些小翼的减小的下洗毕竟增加了小翼10的攻角，所以其可以被带入失速中，例如在位置3中。在此，升力被减小至少至最大的可能的升力。

此外，所考虑的2.5G情况的150吨值非常接近飞机的主机翼的最大升力。

图39示出了两个翼型的剖面的前导部分。被倒圆的剖面60是不对称翼型的典型的前缘。尖锐的剖面是类似于集成的失速条，即在或靠近前缘的尖锐的边缘。这样的尖锐的翼型边缘61或失速条(加入的带结构)已经被证明是对于增强在小翼10处的失速的发生有价值的。因此，这样的尖锐的边缘是对于该小翼优选的。

再进一步地，翼型的形状对失速的发生的具有一些影响。因此，可以是合理的是使用与上游小翼和中部小翼(如果有的话)比较的较薄的翼型用于下游小翼。

表格I

表格II

表格III

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Claims (20)

1.一种用于飞机(1)的机翼(2)，

从用于被安装至所述飞机(1)的基部主体(7)的内机翼端部朝向外机翼端部延伸

并且具有在所述外机翼端部处的至少两个小翼(8、10)，所述小翼中的上游小翼(8)在飞行方向(x)在所述小翼的下游小翼(10)前，

所述上游小翼(8)具有对于其的纵向轴线的扭转弹性性质，使得在所述上游小翼(8)的翼弦线和在所述上游小翼的前缘处的空气流动方向之间的在平行于所述飞行方向的平面(xz)中的局部攻角在高空气动力负荷条件下被减小，

其中在所述下游小翼(10)的翼弦线和在所述下游小翼(10)的前缘处的空气流动方向之间的在平行于所述飞行方向(x)的平面(xz)中的局部攻角在所述高空气动力负荷条件下被增加，使得失速在所述下游小翼(10)处出现。

2.根据权利要求1所述的机翼(2)，其中所述下游小翼(10)具有对于其的纵向轴线的扭转弹性性质，使得在所述下游小翼(10)的翼弦线和在所述下游小翼(10)的前缘处的空气流动方向之间的在平行于所述飞行方向(x)的平面(xz)中的局部攻角在高空气动力负荷条件下被增加。

3.根据权利要求1或2所述的机翼(2)，其中至少所述上游小翼(8)的空气动力外壳在所述高空气动力负荷条件下由于至少所述上游小翼(8)的扭转弹性响应沿着至少所述上游小翼(8)的翼展方向长度可扭转地变形。

4.根据权利要求3所述的机翼(2)，其中至少所述上游小翼(8)外壳的所述扭转变形在至少所述上游小翼(8)的在所述机翼(2)的近端处的部分(31)中比在至少所述上游小翼(8)的远端部分(34)中更大幅度，所述近端部分(31)包括至少所述上游小翼(8)的翼展方向长度的至多50％并且所述远端部分(34)包括所述翼展方向长度的其余部分。

5.根据权利要求1所述的机翼(2)，其中至少所述上游小翼(8)包括在其的空气动力外壳内的沿着至少在所述机翼(2)的近端处的部分(31)的单一结构构件(30)，所述单一结构构件沿着至少所述上游小翼的翼展方向，为单一的且为扭转弹性的。

6.根据权利要求5所述的机翼(2)，其中所述单一结构构件构造为翼梁。

7.根据权利要求5所述的机翼(2)，其中所述单一结构构件(30)被分割为至少两个零件(36、37)，所述结构构件(30)的所述两个零件(36、37)排列在至少所述上游小翼(8)的远端部分(34)中并且在至少所述上游小翼(8)的翼弦线的方向互相间隔以减小至少所述上游小翼(8)的在所述远端部分(34)中的扭转弹性。

8.根据权利要求7所述的机翼(2)，其中所述上游小翼(8)的远端部分(34)中的所述至少两个零件(36、37)被至少一个肋部(40、41)互相连接。

9.根据权利要求1所述的机翼(2)，其中所述上游小翼(8)的所述局部攻角在2.5g的高空气动力负荷与1g的正常飞行条件比较沿着所述上游小翼(8)的翼展方向长度被减少平均至少0.5°。

10.根据权利要求1所述的机翼(2)，其中不具有用于所述小翼(8、9、10)的主动变形致动器。

11.根据权利要求1所述的机翼(2)，具有对于所述飞行方向相继地排列的至少两个并且至多三个小翼(8、9、10)，其中所述上游小翼(8)在翼展方向长度方面比后继的小翼(9)短，并且其中，在三个小翼的情况下，所述下游小翼(10)比中部小翼(9)短。

12.根据权利要求10所述的机翼(2)，具有三个小翼(8、9、10)，所述小翼(8、9、10)中的中部小翼(9)也具有对于其的纵向轴线的扭转弹性性质。

13.根据权利要求1所述的机翼(2)，其中所述下游小翼(10)包括失速条或尖锐的前缘(61)。

14.根据权利要求1和5-13中任一项所述的机翼(2)，其中所述下游小翼(10)适配为在所述高空气动力负荷条件下不显示出扭转弹性变形。

15.根据权利要求11所述的机翼(2)，其中所述上游小翼(8)和毗邻的小翼(9)是如逆着所述飞行方向(x)看到的，以在从5°至35°的区间内的相对上反角(Δδ)互相倾斜，所述相对上反角(Δδ)被定义为在等腰三角形中的所述小翼的根部的开度角，所述等腰三角形具有在所述根部上的一个顶点(R)，所述根部上的顶点(R)为所述两个小翼(8、9)的在水平方向(y)的分叉点并且在竖直方向(z)在所述小翼(8、9)的前缘的位置的中部中，所述等腰三角形的另一个顶点(V1)在所述上游小翼(8)的所述前缘上，所述等腰三角形的再一个顶点(V2)在所述毗邻的小翼(9)的所述前缘上，如在逆着所述飞行方向(x)的投影中看到的，所述三角形的两个相等的三角形边(RV1、RV2)具有可变长度，所述可变长度受所述上游小翼(8)和所述毗邻的小翼(9)中的较短的一个的限制，所述相对上反角(Δδ)区间对于所述相等的边(RV1、RV2)的长度的至少70％有效，

在两个小翼的情况下，所述毗邻的小翼是所述下游小翼，

并且在三个小翼(8、9、10)的情况下所述毗邻的小翼是中部小翼(9)并且所述中部小翼(9)和所述下游小翼(10)是如逆着所述飞行方向(x)看到的以相同的相对上反角区间互相倾斜的。

16.根据权利要求11所述的机翼(2)，其中所述小翼(8、9、10)的各自的小翼翼弦线，围绕垂直于所述飞行方向(x)的水平轴线(y)，相对于在所述机翼的从所述小翼的分叉部向内的所述机翼的主机翼长度的10％的位置的所述机翼的主机翼翼弦线，以以下的入射角倾斜：

在所述小翼的各自的从所述小翼的分叉部向外的所述小翼的长度的10％的位置的根部，

所述上游小翼(8)的所述入射角在从-15°至-5°的区间内，并且

毗邻的小翼(9)的所述入射角在从-10°至0°的区间内；

并且

在所述小翼的各自的尖部，

所述上游小翼(8)的所述入射角在从-13°至-3°的区间内，并且

所述毗邻的小翼(9)的所述入射角在从-8°至+2°的区间内；

并且在三个小翼(8、9、10)的情况下，所述下游小翼(10)的所述入射角在其的根部在从-7°至+3°的区间内，并且在其的尖部在从-5°至+5°的区间内；

所述入射角区间在所述各自的小翼的根部和尖部之间被线性地插值，

其中正入射角意指如从所述飞机的左侧看到的所述小翼的顺时针旋转，

所述入射角区间对于沿着所述各自的小翼(8、9、10)的翼展方向长度的至少70％有效。

17.根据权利要求1所述的机翼(2)，其中所述上游小翼(8)相对于所述下游小翼(10)如逆着所述飞行方向(x)看到的向上地倾斜并且，在三个小翼(8、9、10)的情况下，中部小翼(9)如逆着所述飞行方向(x)看到的相对于所述下游小翼(10)向上地倾斜并且相对于所述上游小翼(8)向下地倾斜。

18.一种飞机(1)，具有在相反的侧部的至少两个根据权利要求1至17中任一项所述的机翼(2、3)。

19.一种小翼集合(8、9、10)的作为加入零件以被安装至飞机(1)的机翼(2)以生产权利要求1-17中任一项所述的机翼(2)或权利要求18所述的飞机(1)的用途。

20.根据权利要求19所述的用途，其中所述小翼集合(8、9、10)待被安装至已有的飞机以代替所述已有的飞机的另一个机翼结构。

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