TW201808726A - 飛機翼 - Google Patents

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TW201808726A
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漢斯 喬格 佩特契
沃爾克 卡瑟拉
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    • Y02T50/10—Drag reduction

Abstract

本發明係有關於一種具有兩個小翼之機翼及一種相應的飛機。上游小翼擴大了傾斜氣流的區域，而下游小翼則在其中產生推力貢獻。

Description

飛機翼
本發明係有關於一種飛機及一種用於飛機之機翼。
飛機係人和貨物以及軍事應用的最重要運輸工具之一，並且對於大多數長途旅行而言，飛機幾乎是沒有任何可供替代者。本發明係有關於在不包括直升機的意義上之飛機，並且本發明係有關於一種在不包括直升機之旋葉的意義上之用於飛機的機翼。具體地，本發明係有關於具有固定的機翼之飛機及這樣的固定機翼本身。
機動飛機及其機翼之基本功能係藉由推進發動機產生一定的速度，且藉由飛機之機翼在由速度所造成的氣流中產生所需之升力。這種功能係飛機之機翼的空氣動力設計之主題，例如，關於它們的尺寸、剖面等。
一般都知道在飛機之主機翼(亦即，主要或專門負責升力之那些機翼)的外端處使用所謂的翼尖裝置或小翼。這些小翼應該減少由機翼之上方區域與下方區域間的壓力差所產生之所謂的翼尖渦旋，該壓力差係預期升力的原因。因為機翼具有末端，所以，氣流傾向於補償會導致渦旋的壓力差。此翼尖渦旋降低機翼的上升效果、增加所產生的噪音、增加由於氣流中之耗散所引起的能量損失，且對於緊跟飛機之其它航空器可能不利。所述的小翼可以 說是翼尖渦旋的擋板。
本發明之議題係要提供一種具有小翼之改良的機翼及一種改良的各別的飛機。
為了解決此問題，本發明係有關於一種用於飛機之機翼，具有：一機翼長度，從該飛機之基體朝向一外翼端；以及，至少兩個小翼，位在該外翼端上而連接至此機翼，該等小翼之上游小翼在該飛機之飛行方向上係在該等小翼之下游小翼之前面，該上游小翼額外地產生一小翼尖端渦旋至由該機翼所產生的機翼尖端渦旋，該小翼尖端渦旋與該機翼尖端渦旋疊加在該上游小翼與該下游小翼之間且與該飛行方向垂直的平面上，其中，在該平面上之一氣流係相對於該飛行方向成傾斜，其中，該下游小翼在該氣流中適合於產生具有一正推力分量的升力；以及，係有關於一種具有兩個彼此相對之這樣的機翼之飛機，及有關於一種升級部件之用途，其升級部件包括用以安裝至一架飛機的各別的小翼，以便生產這樣的機翼或飛機。
本發明係有關於一種機翼，具有至少兩個小翼，其中，這些小翼固定至此機翼之外翼端。為了避免誤解，「機翼」可以是飛機之(主要)負責所需要的升力的主機翼；然而，它亦可以係通常亦是大致水平的水平穩定翼。再者，術語「機翼」應該是有關於像起源於飛機之基體且從那裡向外延伸的機翼。在此機翼之外翼端處，至少兩個小翼被固定且進一步(但非必定)朝同一方向延伸。如習知技藝所大部分知道，一個小翼可以相對於機翼傾斜及/或彎曲。然而，較佳地，該等小翼未從外翼端向內延伸。
本發明者的第一個想法係要在正面的意義上使用在機翼之尖端渦旋之區域中的傾斜氣流。另一個想法係要在此傾斜氣流中產生具有正推力分量(亦即，與飛機之飛行方向平行的向前分量)之氣動「升力」。在此，應該很清楚，「升力」係有關於小翼之氣動翼功能。然而，在此以向上方式最大化或甚至產生升力並不一定是重要的，但是，向前的推力分量係感興趣之所在。
本發明者的第三個想法可以說是為了小翼之此預期功能而調節其氣流。在這方面，本發明者發現到，「擴大」其傾斜氣流係有利的，以便改善其使用。這是有道理的，因為，翼尖渦旋係相當集中，以致於可以發現只有氣流方向之相當的傾斜角度(相對於飛行方向)相當接近翼尖。本發明者發現到，與此情況相比，使用比較長的小翼係有效的，因為，更長的小翼在空氣動力學的意義上具有更好的優化。因此，本發明提供至少兩個小翼，一個上游小翼用以「擴大」傾斜氣流之區域，而一個下游小翼用以從中產生推力分量。
上游小翼係用以藉由將機翼之翼尖渦旋的一部分「移位」至小翼尖端(亦即，向外)，來分裂機翼之翼尖渦旋。因此，導致小翼引起的尖端渦旋(小翼尖端渦旋)與該機翼之「其餘部分」的漩渦(該機翼在飛行方向上的縱深比小翼還深)疊加。根據具體例顯示，此疊加擴大了傾斜氣流的區域。因此，比較長的(在下面定義中的長)小翼可用以作為下游小翼，且會遭遇如此產生的傾斜氣流。
具體地，下游小翼應該具有比上游小翼為長的展向長度，較佳地，在上游小翼長度的105%與180%之間。在此，110%、115%、120%、125%、130%、135%及140%的下限係更佳的，而175%、 170%、165%及160%的上限係更佳的。更進一步，上游小翼應該具有在3與7之間的比較大的展弦比(長度與「深度」或「翼弦」的關係)。3.5、4、4.5的下限係更佳的，而6.5、6、5.5的上限係更佳的。
在此所使用的術語「長度」或「展向長度」描述在與飛行方向垂直之投影平面上小翼或機翼的長度。因為，機翼及特別是小翼在那個投影中不需要是筆直及/或水平的，所以，術語「長度」應該被定義為在如此投影的機翼或小翼之上限線與下限線的中間之中心線的長度。機翼之長度的原點應該是基體的中間，以及，機翼與任何小翼間之過渡應該是在(至少兩個)小翼開始分開之處。在此所提及的「展弦比」應該與這樣定義的長度有關。
如果受氣流衝擊，則本發明的一個小翼(具體地，所謂的下游小翼)產生升力，其中，該升力根據定義與在該小翼之上游的氣流之主要方向垂直。此升力可被視為兩個分量之疊加，一個分量與飛行方向平行，而另一個分量與飛行方向垂直。後者的分量可被視為一個正或負垂直分量的疊加，其增加或減少作用在飛機上的總升力，以及，另一個分量被飛機佔用且通常係以在飛機之兩側使用反對稱的(antisymmetric)機翼及小翼來補償(或以垂直尾翼來補償)。
本發明者已發現到，傾斜的氣流(相對於飛行方向)可以增加飛行方向平行分量。因為，機翼或小翼之尖端渦旋基本上係氣流與飛行方向平行流的偏差，所以，它可以以依據本發明之方式來使用。
如上所述，有利的是，為此目的擴大傾斜氣流的有效 區域，以便增加下游小翼的推力貢獻。注意到，這並沒有排除上游小翼本身的推力貢獻，然而，這通常小很多且完全不是必備的。上游小翼的擴大效果應該包括可以說藉由向外移位機翼的尖端渦旋之一部分(藉由將其轉變成上游小翼的尖端渦旋)來分裂尖端渦旋。然而，在此可以利用另外的效果，具體地，所謂的上游小翼之下洗流或上洗流，亦即，上游小翼因其翼動作所造成(且與渦旋無關)之主要氣流方向的改變可增加期望的傾斜。
至於分裂或擴大效果，可參考圖6。在那裡所示的情況下，擴大的氣流具有兩個最大值，一個最大值在小翼的起點(曲線圖的左側邊界)，而另一個最大值大約在上游小翼之外端的位置。與這些最大值的精確位置無關，後者「中間」最大值的存在對於所提及但不是必需的「渦旋分裂」機制來說是有些代表性的。如果例如上游小翼的尖端渦旋係非常小的，則中間最大值可能是不可見的或可能較不明顯，但是仍然會出現擴大效果。然而，在距外翼端的某一個距離處的中間最大值之存在係較佳的，並且進一步較佳的是，在此情況下，氣流速度角度的數值(如該圖式所示)在兩個最大值之間不低於某一限值，具體地，不低於該等最大值中之較小的最大值之25%，以及較佳地，甚至不低於較大的最大值之25%(因而，不低於該兩個最大值之25%)。再者，如圖所示，氣流速度角度的相依性應該維持25%以上的數值一直到機翼長度的至少5%處。25%的下限(兩個定義彼此係獨立的)較佳地可以是30%、35%及甚至40%。另外，5%的下限同樣較佳地可以是5.5%、6%、6.5%。
如上所述，下游小翼應該比上游小翼還長(在所定義的長度意義上)。另一方面，上游小翼較佳地可以具有在機翼長度 的3%與8%之間的長度。下限同樣較佳地可以是3.5%或4%，而上限同樣較佳地可以是7.5%、7%及6.5%。在具體例中，此實際上意味著，機翼長度為20m，上游小翼的長度為1m(5%)，以及下游小翼的長度為1.5m(上游小翼的長度之150%)。
如先前所述，下游小翼具有在3與7之間的展弦比。對於上游小翼，相同的展弦比係較佳的。在兩種情況下，3.5或4的下限及6.5或6的上限係更佳的，但是彼此係獨立的。上述展弦比已證實是在氣動效率(造成具有大的長度及低的深度或翼弦之細長形狀)與投影面積(判定氣動效應的數量，但亦增加阻力)之間的有利妥協。
再者，因為聚焦在下游小翼的推力貢獻，所以不對稱的(asymmetric)翼剖面在此可以是優選的，以增加氣動效率。上游小翼的不對稱翼剖面係可能的，但是不是那麼重要。
因為該等小翼在大部分情況下增加飛機的總體翼展，且因為推力貢獻的產生未證實意味著小翼方位的重要水平分量，所以，上游小翼及下游小翼較佳地相對於機翼成傾斜。發明者已發現到，具體地，相較於向下傾斜，向上傾斜係較佳的，因為，大的離地高度對於飛機(起飛及降落)可能是重要的。傾斜度可以判定該等小翼對飛機的總體升力之貢獻。
通常，第一小翼相對於第二小翼的向上傾斜係較佳的。
上游小翼及下游小翼不需要分別一定是最上游的小翼及最下游的小翼(但是，它們應該是鄰近的且沒有被另一小翼隔開)。可能例如有一個在「下游小翼」的下游之第三小翼。如關於 該「下游小翼」所述，此第三小翼可能以相似機制有助於推力貢獻。然而，通常不是較佳的是，此第三小翼係比前一個小翼長得多或係更長的。第一個原因是，對於具有機械穩定性的長度增加問題，增加了飛機的重量及總體翼展。第二個原因是，由於諸多前面小翼的適當設計，這個第三小翼「看到」的氣流之傾斜度不是那麼明顯，以致於無論如何，由此產生的推力貢獻不會占主導地位。
因此，在前面「下游小翼」的長度之60%與120%之間的第三小翼之長度係較佳的。下限較佳地亦可以是65%、70%，而上限較佳地亦可以是110%、100%、90%。
更進一步，亦構想出使用四個小翼，其中，基本上使用兩對小翼，每一對實施至目前為止所述的相似空氣動力機制。在此，可能較佳的是，以向上傾斜方式使用這些對中之一對，而以向下傾斜方式使用另一對。然而，兩個或三個小翼係較佳的。
再者，第二小翼相對於第三小翼的更向上傾斜係較佳的。
最後，甚至沒有排除在「該上游小翼」之上游的小翼。
如先前所述，本發明較佳地使用於同一架飛機之彼此相對的兩個機翼。具體地，在兩側之本發明的兩個各別的機翼及小翼相對於在飛機之基體中的中心垂直平面可以是反對稱的。在這個意義上，本發明亦是有關於整個飛機。
再者，亦有鑑於用以升級現有的飛機之升級部分，構想出本發明。為了經濟原因，較佳的是，可以在一個傳統機翼(或兩個相對機翼)上加入包括至少兩個小翼之這樣的升級部分，而不是改變整個機翼或小翼。這是特別合理的，因為本發明之主要優點 無法增加可能超出現有機械結構的限制之機翼的升力。更確切地說，本發明較佳地致力於實質推力貢獻，以改善效率及/或速度。因此，本發明亦有關於這樣的升級部分及其用途，以便根據本發明升級飛機或機翼。
在下文將參考下面示例性具體例來進一步詳細說明本發明，該等具體例無意限制請求項之範圍，但僅用於說明目的。
1‧‧‧飛機
2‧‧‧(主)機翼
3‧‧‧(主)機翼
4‧‧‧水平穩定翼
5‧‧‧水平穩定翼
6‧‧‧垂直尾翼
7‧‧‧機身；基體
8‧‧‧(第一)小翼
9‧‧‧(第二)小翼
10‧‧‧(第三)小翼
11‧‧‧小翼
12‧‧‧小翼
13‧‧‧鏈線；(主機翼)翼弦線
14‧‧‧底線
15‧‧‧(機翼)外端；外翼端
16‧‧‧(氣流速度角度)最大值
17‧‧‧(外翼端)(氣流速度角度)最大值
18‧‧‧(中間)(氣流速度角度)最大值
20‧‧‧(主)機翼
B‧‧‧圓弧形
b‧‧‧(機翼/小翼)(展向)長度
b1‧‧‧(小翼)(展向)長度
b2‧‧‧(小翼)(展向)長度
b3‧‧‧(小翼)(展向)長度
cr‧‧‧(根部)(翼弦線)長度
cr1‧‧‧(翼弦線)長度
cr2‧‧‧(翼弦線)長度
cr3‧‧‧(翼弦線)長度
ct‧‧‧(尖端)(翼弦線)長度
ct1‧‧‧(翼弦線)長度
ct2‧‧‧(翼弦線)長度
ct3‧‧‧(翼弦線)長度
Dn‧‧‧阻力
Fxn‧‧‧推力分量
Fxn,D‧‧‧(負)推力分量
Fxn,L‧‧‧(正)推力分量
L‧‧‧前緣
Ln‧‧‧升力
r1‧‧‧半徑
r2‧‧‧半徑
ri‧‧‧半徑
R‧‧‧根部
V1‧‧‧頂點
V2‧‧‧頂點
x‧‧‧(座標)軸；方向
y‧‧‧(座標)軸；方向
z‧‧‧(座標)軸；方向
W‧‧‧小翼
δ、δ1、δ2、δ3‧‧‧角(度)
α‧‧‧角(度)
β‧‧‧角(度)
γ、γ1、γ2‧‧‧角(度)
η‧‧‧(距離)比值
ε‧‧‧角(度)
圖1顯示包括六個示意繪製的小翼之本發明的飛機之平面圖。
圖2係用以說明以一個小翼產生推力之示意圖。
圖3a及3b係在尖端渦流中之氣流速度分佈的示意圖。
圖4係本發明之機翼的示意立體圖。
圖5係包括兩個小翼之本發明的翼尖之示意前視圖。
圖6係顯示關於圖5之傾斜角對距離的相依性之兩條曲線的曲線圖。
圖7係用以說明一具體例之兩個小翼的γ(gamma)角之示意側視圖。
圖8係用以說明δ(delta)角之相同小翼的前視圖。
圖9係空中巴士A320主機翼之平面圖。
圖10係該機翼之前視圖。
圖11係該機翼之側視圖。
圖12係說明用於具體例中之模擬的參考線之側視圖。
圖13係說明相同參考線之上視圖。
圖14至17係說明具體例中之各種模擬的從主機翼尖端算起之 不同距離處的β(beta)角之曲線圖。
圖18係本發明之一具體例的三個小翼之前視圖，其顯示它們的雙面角。
圖19係用以說明一相對的雙面角之兩個小翼的另一前視圖。
圖20係用以說明第一小翼之彎曲的示意圖。
圖21係用以說明傾斜角度之一個主機翼及三個小翼的剖面之側視圖。
圖22組合用以說明一個小翼之後掠角的前視圖與上視圖。
圖23係用以說明其形狀的在一個平面上的三個小翼之上視圖。
圖24係本發明之整架飛機的立體圖。
圖25係在飛機之一個主機翼尖端處的三個小翼之上視圖。
圖26係圖25之三個小翼的側視圖。
圖27係其三個小翼之前視圖。
圖1係具有兩個主機翼2及3和兩個水平穩定翼4及5以及一個垂直尾翼6和一個機身或基體7之飛機1的平面圖。圖1應該表示一架具有四個推進發動機(在此未顯示)之空中巴士A320。然而，在圖1中，主機翼2及3之每一者分別具有三個小翼8、9、10。共用元件符號之兩個各別的小翼以類似方式彼此成鏡像對稱，因為，兩個主機翼2及3和基體7相對於通過基體之縱軸的垂直平面(垂直於繪圖平面)係鏡像對稱的。
再者，顯示與飛行方向相反及因而與主氣流方向相同之x軸及與其垂直之水平y軸。z軸係垂直且向上的。
圖2係主機翼2之翼形或剖面(在圖2中，對稱的標 準機翼翼形，而在A320之情況下，不對稱翼形)及僅用於說明用之示例性小翼W的翼形(例如，用於穿音速飛行狀態之NACA 2412標準不對稱機翼翼形或RAE 5214不對稱機翼翼形)之示意側視圖。
水平實線係已提及的x軸。鏈線13對應於主機翼2之翼弦線(連接剖面之最前點與終點)，其間的角度α(alpha)係主機翼之攻角。
另外，顯示小翼W(其示意性地表示小翼8、9、10中之一者)之剖面的底線14，以及此底線14與主機翼剖面之底線之間的角度為γ(所謂的傾角)。關於沿著機翼及小翼之各別的翼展的翼弦線之界定位置，參考以前說明過的內容。
圖3a及3b說明在飛行期間存在於任何一個翼尖的尖端渦旋。右側的箭頭場在繪製平面上表示關於方向及大小(箭頭長度)之氣流速度的分量。圖3a顯示x=2.5m之點(x=0對應於翼尖之前端)及圖3b係有關於x=3.4m之下游位置。可以看出，尖端渦旋「隨著x之增加而逐漸形成」，以及，渦旋完全集中在翼尖周圍且隨著距翼尖之距離的增加而快速消失。這個陳述幾乎涉及從翼尖開始的任何方向，不具有定性差異，但具有小的定量差異。
再者，圖3a及3b說明翼尖渦旋主要將一些向上分量與下區域中之一些向外分量及上區域中之一些向內分量一起添加至氣流速度。記住這一點，可了解到，圖2顯示相對於飛行方向x具有一個角度β之局部氣流方向。此局部氣流方向(與圖2之繪製平面垂直的被忽略之分量)衝擊象徵性的小翼W，且造成如箭頭所示之升力Ln。此升力被定義成與流動方向垂直。它可以被視為垂直向上分量與正推力分量Fxn,L的疊加。
大部分同樣適用於小翼W之阻力Dn。阻力具有負推力分量，亦即，Fxn,D。在本說明書中較早提及的小翼W的推力貢獻因而是它們的差，亦即，Fxn=Fxn,L-Fxn,D，且是正的。這是本發明的意圖，亦即，小翼之正的有效推力貢獻。
圖4顯示圖2之主機翼2及兩個示例性小翼，亦即，8及9。主機翼2相對於y軸有點傾斜一個所謂的後掠角，且具有隨著距基體7之距離而從根部翼弦線長度cr減少至尖端翼弦線長度ct的翼弦線長度。在機翼外端15，安裝有小翼8及9，其亦與圖5作對照。
圖5顯示投影在y-z平面上之機翼2和小翼8及9，且顯示主機翼2之長度b(b係從在y=0的基體7之中心沿著前述的主機翼2之翼展來測量的)和小翼8及9之各別的長度b1及b2。為了簡單起見，機翼2和小翼8及9僅顯示為直線和水平。然而，相對於繞著與x軸平行的軸線的機翼2的傾斜，不會導致定性變化。
圖6顯示包含兩條曲線之曲線圖。垂直軸係有關於β(對照圖2)，亦即，投影在x-z平面上之局部氣流方向的傾斜角。
水平線顯示「η(eta)」，亦即，從機翼外端15算起的距離除以b(主機翼2之長度)。
具有十字記號之第一曲線係有關於沒有小翼8及9之狀況，因而在定性上對應於圖3a及3b。顯示圓圈記號之第二曲線係有關於第一小翼8之下游，且因而係有關於第二小翼9之上游的氣流分佈(第一曲線係有關於同一個x位置)。這些曲線係由氣流分佈(例如，圖3a及3b)之電腦模擬所產生。
可容易看出，第一曲線在接近機翼外端15顯示最大 值16，而第二曲線在那裡具有最大值17，在大約η=1.025處具有中間最小值，及在大約η=1.055處具有另一最大值18，以及從那裡向外遞減。再者，第二曲線下降至超過它的較小(左側)最大值之50%，且超過它的較大(右側)最大值之40%的數值，而它在大約η=1.1處(即，在距外翼端15約長度b的10%之距離處)下降至仍然超過它的較大最大值之25%的數值。對照圖2，這種角度分佈對於小翼9之已描述功能係良好的基礎。
已以飛機類型空中巴士A320為基礎進行模擬。下面將說明這些模擬。至目前為止，本發明者藉由小翼之推力貢獻及整體升力之小增加(在可能大約1%之升力的增加之範圍內)達成圖1所示之具有三個小翼的飛機之整體阻力的大約3%之減少。這種升力之增加使飛機能以稍低傾角(對照圖2中之α)飛行，造成整體阻力之進一步減少。這些模擬已以ANSYS之電腦程式CFD(計算流體動力學)來進行。
作為一般的基礎研究，具有標準NACA 0012主機翼翼形及NACA 2412小翼翼形且小翼相對於主機翼不具有任何傾斜(因而，具有圖4及5之設置)之一組兩個小翼(第一及第二小翼)的推力貢獻之最佳化的電腦模擬，已顯示展弦比為5係一個不錯的選擇。雖然較高的展弦比在空氣動力的意義上係更有效率的，但是它們具有較小的面積，因而產生較小的力(因而，產生較小的推力)。換句話說，在1.5m之長度b2(翼展)的限制(用於A320)內，相當的小翼面積係較佳的。另一方面，太低的展弦比增加阻力，且最後以增加的阻力減少有效推力而降低效率。總而言之，CFD模擬反覆地顯示大約5的最佳數值。
在這個基礎上，再次對照圖4及5之設置及圖6之結果，A320之上游第一小翼8長度b1被選為2/3，亦即，1m，以便使下游第二小翼9能利用擴大的渦旋區域之主要部分。
平均翼弦長度係由指狀翼之長度及固定的展弦比所產生。對於飛機機翼，翼弦線長度通常朝向外方向減小。對於上游第一小翼8，在根部處的翼弦線長度為400mm及在尖端處的翼弦線長度為300mm，而對於下游第二小翼9，根部翼弦長度為600mm及尖端翼弦長度為400mm。這些數值係直覺且任意地選擇。
對於小翼，取代上述(可輕易取得的)初步模擬之NACA 2412，已選擇穿音速翼形RAE 5214，其為標準穿音速翼形，且很適合於A320在它的典型飛行速度和高度下之空氣動力狀態，其將在下面作比較。空中巴士A320係用於本發明之文件齊全且在經濟上重要的模範飛機。
大部分有影響的參數為傾角γ及雙面角δ(亦即，關於繞著與飛行方向平行之軸線旋轉的傾角)。在第一粗糙映射研究中，映射步驟為3°至5°的γ及10°的δ。在此粗糙映射中，在模擬中已包含第一及第二參數(但是沒有第三參數)，以便具有三個小翼之研究的基礎。
圖7說明角度γ，亦即，小翼8(第一小翼)之γ1及小翼9(第二小翼)之γ2，兩者以翼形來顯示(對照圖2)，它們的翼弦線係相對於主機翼翼形及其翼弦線。圖8以圖5之視角說明角度δ，但為較少示意性的。再者，δ1係有關於第一小翼8，而δ2係有關於第二小翼9。在圖8之左側部分的結構係用於CFD模擬的瞬時結構。這些結構未對應於必須安裝有小翼(在中間及右側的細長結構)之實 際A320主機翼，但是他們定義了一個實用模型來實現模擬。
圖9顯示A320之主機翼的平面圖，翼尖向下，以及，基體未被顯示出來，但是將會是在上方。圖9顯示A320之主機翼20，其在末端處實際上具有所謂的翼刀(fence)結構，亦即，垂直板，這種翼刀結構在此被省略，因為它將被本發明之小翼所取代。
圖10以前視圖顯示主機翼20，圖11以側視圖(垂直於飛行方X的透視圖)顯示主機翼20。在圖10及11中可以看出A320之主機翼的稍微傾斜V形幾何形狀。
已選擇0.78馬赫的典型飛行速度及35,000英尺之典型飛行高度，此表示0.380kg/cm3的空氣密度(相較下：在地面為1.125kg/cm3)、23.842Pa的靜態壓力、218.8K的靜態溫度及450kts(231.5m/s)的實際空速。相較於適用於較低速度及因而特別適用於較小的客機之不壓縮模擬模型，在此所選擇的速度對可壓縮模擬模型來說係有道理的。這意味著，壓力及溫度係氣流中的變數，且出現具有1馬赫以上的氣流速度之局部區域(稱為穿音速流)。飛機的總重量係約70噸。處於飛行中的形狀之主機翼端的典型攻角α為1.7°。這個數值被描述於圖2中，且係有關於主機翼在它的尖端處的翼弦線相對於實際飛行方向的角度。它已由這個角度的變化及所得到的整體升力的計算來決定。當等於所需要的70時，所提及的數值大致是正確的。
在這個映射中，某一參數組(隨後命名為V0040)已被選為最佳值，且作為用於下更詳細比較的基礎。
小翼8及9(指狀翼一及指狀翼二)的γ及δ值被列在表I中，表I顯示出，第一小翼8具有-10°的γ角及-20°的δ角(負優先 級意味著關於圖7及圖8之逆時針旋轉)，而第二小翼9具有-5°的γ角及-10°的δ角。從此開始，在表I之第三及第四列中，第一小翼8的γ角分別減少及增加有2°，以及，在第五及第六列中，第一小翼8的δ角分別減少及增加有10°。對於第二小翼9，下面四列重複相同的排程。為了比較，第一列係有關於不具有小翼(且不具有翼刀)之主機翼。在已提及的γ及δ值左側的行中，列出模擬號。V0040係第二個。
從第六行開始，其在γ及δ值的右側，顯示模擬結果，亦即，以N(如同所有其它的力，牛頓)為單位之在主機翼的外側部分上之X方向上的力(阻力)。在第七行中，顯示在此外側部分上之Z方向上的力(升力)。這個外側部分從主機翼尖端向內約4.3m的界線開始界定。它可以被使用在這些模擬中，因為，此外側部分顯示小翼之明確影響，而內側部分及基體則沒有。
下面四行顯示兩個小翼的阻力及升力(「指狀翼一及二」為第一及第二小翼)。請注意，在第一列之「指狀翼一」的資料係有關於所謂的翼尖(德語：Randbogen)，翼尖係在主機翼之向外界面與已提及的翼刀結構間之結構。這個翼尖係多少有點圓的外翼端且在此被視為「第一小翼」，以進行公正比較。它可由安裝至相同界面之本發明的小翼來取代。
下面一行顯示包含外側部分及內側部分以及小翼之機翼的整個升力/阻力比(第一列除外)。
下一行係由兩個小翼以各種構形所達成之關於阻力(「δ X方向的力」)的減少，以及各別的相對值係在倒數第二行中。
最後，顯示相對升力/阻力比改善。請注意，表I包 括捨入值，而計算係由精確值來完成；當檢查表I中的數字時，這說明了一些小的不一致性。
可輕易地看出，V0040一定近似於局部最佳值，因為，分別為2.72%及6.31%的阻力減少及升力阻力比改善在整個表中係最佳結果。第一小翼8之γ的小減少(從-10至-8)造成第四列(V0090)之大致好的結果。同樣適用於第二小翼9之δ從-10°至0°的減少，對照倒數第二列的V0093。再者，第一小翼8之δ從-20°至-30°的減少幾乎沒有改變結果，參照V0091。然而，所有其它結果多少有點顯著惡化。
圖12顯示以圖11之視角來觀看的側視圖，但是具有兩個小翼被添加至圖11中之主機翼，此外，具有兩條紋線，供以後參考(用於氣流速度角度的參考線)，以及圖13顯示具有相同於圖12之參考線的主機翼尖端及兩個小翼的平面圖。兩條參考線在小翼之各別的前緣上游10cm處，且與該前緣平行。
圖14係與圖6相當的曲線圖，亦即，在垂直軸上顯示角度β(beta)，且顯示沿著剛剛說明的參考線之距主機翼尖端的距離。基本參數組及模擬V0040係以圓圈記號來表示，V0046係以三角形記號來表示，以及，V0090係以菱形記號來表示。實線係有關於在第一小翼8上游的參考線，以及，虛線係有關於在第二小翼9上游且在第一小翼8下游之另一參考線。表I闡明V0046的第一小翼8具有減少的γ角，以及，V0090的第一小翼8具有增加2°步階的γ角。
首先，曲線顯示，如實線所示，甚至在第一小翼8上游，第一小翼8產生顯著「擴大」的渦旋區域。相較於圖6，沒 有明顯的第二個最大值(在圖6中的18)，但是，在0.5m與約1.2m之間具有大致固定的β角。主機翼之各別長度為16.35m，此意味著，例如，大致上，1.5m有1.031的η，而1.2m有1.07的η(對照圖6)。
這個β值係大約9°，其為在0°處的最大值之大約70%(兩者適用於兩個小翼之間的參考線，亦即，虛線曲線)。再者，具有減少的γ值，V0046(三角形記號)顯示在第一小翼8上游有增加的β，而在其下游有減少的β。與此相反，具有增加的γ值，V0090顯示在第一小翼8下游有增加的β，而在其上游有減少的β。因此，對照圖14，傾角γ可增強小翼間(特別是，對於靠近主機翼尖端1m內的位置)之氣流的上升趨勢。在此情況下，1m距離以上的β值不會因此而惡化。表I中之結果顯示，此參數組之整體表現甚至比V0040好一點。這顯然是由於整體阻力的減少所引起(但是已增加傾角)，亦即，因對整體推力之更大貢獻所造成。
另一方面，對照表I，從10°至8°(因而，從V0040至V0046)之γ值的減少明顯造成大幅度惡化的結果。因此，在進一步的優化步驟中，可以分析更高的γ值，但其不小於10°且可能甚至比12°小一點。
再者，圖15顯示類似曲線圖，但是用於V0040與V0092及V0091作比較。在此，對照表I及圖8，第一小翼8之角度δ從-20°變化至-10°及變化至-30°。明顯地，這對第一小翼8上游的氣流速度角度(β)分佈幾乎沒有影響(實線)，但是它對第一小翼8下游的氣流角度有影響(虛線)。再者，β值對於1m以下的距離因δ值的增加而增加一點點，亦即，針對V0091。在表I中之各別的表現結果與V0040的那些幾乎相同，且在圖15中的β值亦明顯是如此。
另一方面，減少δ值至-10，因而使兩個小翼並排(如朝飛行方向看)，會定性地改變在圖15中之虛線曲線。對於高達至1m(亦即，第一小翼8之長度)，β值減少了，而對於那個距離值以上，β值明顯增加了。似乎，第二小翼9係有些在第一小翼8之庇護下有高達1m，且在1m以上距離處「看到」小翼尖端渦旋。綜上所述，如表I所示，這沒有改善結果，但是造成一些惡化。本發明假定在1m以上距離處的β值增加沒有補償在較小距離處的β值減少。
圖16顯示另一個類似曲線圖，現在係有關於第二小翼9之γ角的變化。再者，此顯示未對第一小翼8上游的β值有太大的影響(實線)，但是對兩個小翼間之β值有重大影響(虛線)。在此，β值係隨著γ從5°減少至3°而增加，而且，相反地，它們隨著γ從5°增加至7°而減少。以相似於圖14之實線的方式，進入這個小翼之氣流，明顯減少在該小翼之上游的氣流之傾角。表I中之結果清楚地顯示兩種變化V0038及V0042降低表現結果。特別地，兩個小翼間之β因第二小翼9之γ的增加而減少，使升力/阻力改善顯著惡化。再者，這個小翼的之太大傾角確實產生更大的升力，但是亦超過比例地產生更大的阻力，因而造成惡化。
明顯地，關於下一個優化步驟，下游小翼的γ值應該保持在5°。
最後，圖17係有關於第二小翼9的δ角之變化，且產生相似於圖15之結果：對於V0094，兩個小翼的δ值為-20°，再者，第二小翼9似乎在上游小翼的庇護下，且顯示受會造成比較差的結果(特別是關於升力阻力比)之其小翼尖端渦旋的影響。V0093增加 兩個小翼間之δ差，沒有改變δ值太大，且在表I中產生相似(有些改善的)結果。此外，關於下一個優化步驟，第二小翼9的δ在0°與-10°之間的範圍係令人感興趣的。
以上述結果為基礎，進行關於三個小翼且再次基於有關A320之上面已說明內容的進一步研究。因為可行的模擬總數係有限的，所以，本發明人專注於針對兩個小翼所已經發現的內容。因此，根據關於整個機翼之2.7%以上的阻力減少及升力/阻力比的可比較結果(對照表I之倒數第四行及倒數第二行)，特別考量在V0040、V0090、V0091及V0093下之參數。結果，關於傾角γ及雙面角δ之不同數值的模擬係根據這四個參數值來實施，且以上面對於第一及第二小翼所述之相似方式來進行評估。
同時，關於A320之主機翼的飛行中形狀之資料可用於主要影響：在主機翼之翼端處的翼弦線從在上述計算下之所謂的型架形狀旋轉約1.5°。這可以由下述稍微修改的γ來看出。更進一步，關於整個飛機之不同傾角的阻力之資料係可利用的，以致於，可以評估整體升力之改善(藉由小翼之升力貢獻，及藉由因渦旋引起的損失之限制所造成的主機翼之升力的增加)對因飛機之傾角的變化所引起之整體阻力的影響。
結果(未詳細顯示於此)顯示V0091基準證實係有利的。下面將說明各別的具體例。
圖18顯示朝x方向看到之此具體例的小翼8、9、10之前視圖，並且描述這三個小翼之雙面角δ1、δ2、δ3。最上小翼係第一小翼，中間小翼係第二小翼，以及最下小翼係第三下游小翼。圖18定性地顯示在接連小翼間之相當的但有限的相對雙面角證實 為對於三個小翼的具體例係有利的。
藉此機會，圖19說明相對的雙面角之界定。在與圖18相同之視角下，第一及第二小翼顯示有不同大小之兩個半徑r1及r2。垂直與水平線之會合點係為根部R，且係所示等腰三角形之頂點，等腰三角形之其它兩個頂點係在兩個小翼之前緣上且稱為V1及V2。如果採取可能在兩個小翼中之較短的小翼(亦即，第一小翼)內之所有半徑ri的平均，線R-V1與線R-V2間之角度係相對的雙面角。
線R-V1與第一小翼之前緣之間的可見差異，係與下面所要說明的第一小翼之彎曲有關，此彎曲亦是在圖18中之δ1的線與第一小翼間之偏差的遠因。
在這方面，本發明者已發現到，在一般意義上且亦獨立於具體例，關於第一小翼與第二小翼，及關於該第二小翼與該第三小翼(如果有的話)，具有7°、9°、11°、13°及15°之更佳下限、及33°、31°、29°、27°及25°之更佳上限的從5°至35°之平均相對雙面角係較佳的。可以維持該等小翼間之一定的協同作用，而可避免下游小翼有太多位置「處於庇護(in the lee)」。
圖20說明上述第一小翼之彎曲，其可以說是沿著展向長度之某一部分的雙面角之一部分的分佈。實際上，在圖20中，前緣L被示意性地顯示成從根部R開始且沿著圓弧形B彎曲，圓弧形B在750mm之半徑及-15°之弧形角度下延伸有其長度之1/3(330mm)。在從R處開始時，第一小翼之前緣具有-20°之雙面角。此意味向外彎曲，第一小翼之長度的第二及第三部分之雙面角實際上為-35°。在從R沿著第一小翼之整個展向長度至它的外端之平均 中，約-30°之平均雙面角係由沿著上述弧形「分佈」之-15°所產生。
理由是這樣的，在此特別具體例中，具有-30°之雙面角的第一小翼之筆直前緣，對於提供前緣至主機翼端之前緣(在所謂的整流部(fairing)區域中)的平滑過渡係有點困難的，然而，具有-20°之雙面角，平滑過渡沒有造成任何問題。因此，為了實現-30°之平均值，已選擇圖20之解決方式。
通常，使用像圖20所示之沿著展向方向不是筆直的小翼形狀，係在本發明的教示內。他們甚至可以像以前指出的那樣沿著整個長度形成弧形。在發明人的觀點中最相關的是平均的相對雙面角。如果，例如第一及第二小翼係以相似方式形成弧形，以致於，在根部具有一個固定頂點之先前所述的等腰三角形構造，會隨著由小翼前緣的曲率所引起之其等邊長度的增加而越來越傾向，則依據此構造的相對雙面角甚至可能沿著前緣幾乎保持不變。然而，在沿著例如第二小翼之展向長度的某一個部分處，沿著第一小翼之展向長度的最近部分，係以相對雙面角(記住，在翼端之渦旋的有些旋轉對稱形狀)及三角形構造所充分描述之方式相對於第二小翼來定位。
在此具體例中之第二及第三小翼的絕對雙面角為δ2=-10°及δ3=+10°，其中，此具體例之這兩個小翼不具有圖20所述之弧形。因此，第一與第二小翼間之相對雙面角為20°，其係相同於第二與第三小翼間之相對雙面角，並且，對照圖18，第一小翼比第二小翼更向上傾斜，第二小翼比第三小翼更向上傾斜。圖18所示之角度δ1係在第一小翼之根部的起始雙面角，亦即，-20°，而非-30°之平均值。
關於傾角，參考圖21，其顯示通過三個小翼8、9、10及主機翼2之剖面的側視圖。這些剖面當然是不同的，亦即，小翼之展向長度從各別的分裂位置算起的向外之10%處，而在主機翼2之情況下為向內之10%處，以提供未受干擾的翼弦線。翼弦線及各別的角度γ1、γ2、γ3被顯示於圖21中。對於第一小翼，角度γ1=-9°，對於第二小翼，角度γ2=-4°，對於第三小翼，角度γ3=-1°，這些全部係相對於在所述外側位置的主機翼翼弦線及處於小翼和主機翼之飛行中形狀(針對此具體例說明之所有參數係有關於飛行中形狀)來界定。
圖21亦顯示在主機翼2之翼弦線上及在各別的小翼8、9、10之翼弦線上的各別的旋轉點。就小翼之各別的翼弦線長度方面來說，旋轉點大約在其1/3處。就主機翼2之翼弦線長度方面來說，第一小翼之旋轉點係在16.7%處(0%為翼弦線上之最前面的點)，第二小翼之旋轉點係在54.8%處，以及，第三小翼之旋轉點係在88.1%處。
圖22說明代表性小翼9之後掠角ε，亦即，在其前緣與一與飛行方向成垂直之水平方向(在圖22中之y)之間的角度。在此，小翼9被認為是水平的(δ及γ在虛構方式中為零)。或者，可以使用小翼9之展向長度來取代它在被投影至水平面的y方向上之實際延伸。請注意，圖22所述之小翼8的弧形將被視為展開的。換句話說，展向長度包含弧形的長度。
在本具體例中，主機翼2之後掠角為27.5°。從這個數值開始的變化顯示，對於小翼，32°之增加的後掠角係優選的，換句話說，4.5°的後掠角係相對於主機翼的後掠角。在此具體例中 這適用於第二及第三小翼9、10，然而，對照下面所述之圖25的上視圖，對於第一小翼8，後掠角已稍微增加至34°，以便保持至第二小翼9之前緣有一定的距離。
圖23係三個小翼8、9、10之虛構上視圖，以便說明它們的形狀。虛構的原因是，雙面角及傾角在圖23中為零且第一小翼8之弧形係展開的。圖23因而顯示各別的展向長度b1、b2、b3。進一步顯示在展向長度在分裂位置(這些係在圖23之底部)向外的10%處之翼弦線長度cr1、cr2、cr3，及在展向長度在小翼尖端向內的10%處之尖端翼弦線長度ct1、ct2、ct3。
實際的數值係(依第一小翼、第二小翼及第三小翼的順序)：0.4m、0.6m、0.4m的根部翼弦線長度ct；0.3m、0.4m、0.25m的尖端翼弦線長度cr；1m、1.5m、1.2m的展向長度b。這些根部翼弦線長度cr分別對應於主機翼在其端部處的翼弦線長度之約25%、約37%及約25%；這些尖端翼弦線長度分別對應於該等根部翼弦線長度的75%、67%及63%；這些展向長度分別對應於主機翼的展向長度(16.4m)之6.1%、9.2%及7.3%。
請注意，圖23所示之後掠角非為旋轉運行結果。這可以看出，翼弦線長度cr及ct保持不變且保持在x-z平面上，換句話說，在圖23中之水平面上。這是必要的，以便不會因後掠角之採用而干擾翼形。
更進一步，圖23顯示小翼之形狀的各別的外前角之圓角化。這個圓角化係涉及在展向長度的90%與100%之間的區域，其中，翼弦線長度從展向長度之90%至100%持續減少了翼弦線長度之50%，以致於在圖23之上視圖中產生弧形。通常的作法 係在機翼之外前角處使用圓角化，以避免在銳角形狀處的紊流。藉由剛剛所述之在展向長度的外10%內之翼弦線長度的減少，可以保持翼形的定性本質。
在此所使用之翼形適合於A320在其典型飛行速度及飛行高度下之主機翼處的穿音速狀態且被命名為RAE 5214。如剛才所述，此翼形在小翼之展向長度的外10%內仍然是有效的。
更進一步，為了製造和穩定性原因，藉由在所有小翼之各別的翼弦線長度的98%處作切割，小翼的後緣(與前緣相對)係鈍的。
圖23所示之形狀至實際3D幾何的轉換係如下：首先，採用圖23所示之後掠角。其次，採用第一小翼之具有半徑750mm及角度15°的沿著其展向長度之內1/3的彎曲。然後，藉由傾角γ的旋轉使小翼傾斜。接著，亦即，藉由使第一小翼向上傾斜20°(另外，在彎曲中係傾斜15°)、使第二小翼向上傾斜10°及使第三小翼向下傾斜10°，以調整雙面角。
請注意，上述轉換程序係無關於型架形狀及稍微不同且取決於主機翼和小翼之彈性的製造幾何形狀。這些彈性係主機翼和小翼之機械結構的主體，這個主體不是本發明之一部分，且會因不同情況而有所不同。然而，機械工程師的通常作法是藉由例如有限元素計算來預測在空氣動力負載下的機械變形。實際電腦程式的一個範例係NASTRAN。
因此，根據實際的實施，型架形狀會變化，但是飛行中形狀可能不會改變。當然是飛行中形狀負責本發明之空氣動力性能及經濟優勢。
表II顯示剛才所述之三個小翼的具體例之一些定量結果。其係與沒有本發明但相較於表I包含有所謂的翼刀之A320進行比較。此翼刀係類似小翼的結構，以及，像表I中之翼刀的省略，係有關於藉由添加本發明之(兩個)小翼的構造至無小翼的飛機之改善，而表II顯示本發明(亦即，它的三個小翼的具體例)相對於實際上使用之包括翼刀的實際A320之改善。這個被命名為B0001。
兩種情況之升力與阻力比(L/D)被顯示在第二及第三行中，以及，本發明之相對改善以百分比值被顯示在第四行中。這是在55t與80t之間的飛機之六個不同總質量的情況，而表I只是有關於70t。質量間之差異主要是由於油箱容量及因而由於飛行距離所造成。
表II清楚顯示本發明相對於實際A320之升力與阻力比的改善為在輕的情況中之近2%與在重的情況中之近5%之間。這顯示出，本發明越有效，主機翼所產生之渦旋越顯著(在重的情況下，所需的升力當然大得多)。相較於表I，升力與阻力比的改善係較小的(在表I中，最佳情況為約6.3%)。這是由於在表II中所包含之傳統翼刀的正面效應及由於主機翼之飛行中變形(亦即，會減少渦旋至一定程度的主機翼之一定的扭曲)所造成。對於70t的典型情況，包括本發明之三個小翼的具體例之A320相較於包括翼刀之傳統A320的阻力減少，目前為約4%(只有機翼)及3%(整個飛機)。這種改善主要是由於第二小翼之推力貢獻、且亦是由於小翼之有限升力貢獻、及主機翼藉由渦旋之減少而改善的升力所造成。如先前所述，升力貢獻允許整個飛機在飛行狀態下的較小傾角，因而可被「轉換」成阻力減少。結果為剛才所述的約3%。
為了說明，圖24至27顯示A320及三個小翼之3D形狀，亦即，圖24之整個飛機的立體圖、圖25之主機翼端及諸小翼的上視圖(朝負z方向)、圖26之側視圖(朝y方向)及最後的圖27之前視圖(朝x方向)。
這些圖式顯示在主機翼端與小翼間之整流部區域中的平滑過渡，且亦顯示在第一及第二小翼之後緣的向內部分之一些增厚。這些構造可直覺得知且意在避免紊流。

Claims (15)

  1. 一種用於飛機之機翼，具有：一機翼長度(b)，從該飛機(1)之基體(7)朝向一外翼端(15)；以及至少兩個小翼(9-12)，位在該外翼端(15)上而連接至此機翼(2、3)，該等小翼之一上游小翼(9、11)在該飛機(1)之飛行方向上係位在該等小翼之一下游小翼(10、12)之前面，該上游小翼(9、11)額外地產生一小翼尖端渦旋至由該機翼(2、3)所產生的機翼尖端渦旋，該小翼尖端渦旋與該機翼尖端渦旋疊加在該等上游與下游小翼(9-12)之間且與該飛行方向垂直的平面上，其中，在該平面上之一氣流係相對於該飛行方向成傾斜，以及其中，該下游小翼(10、12)在該氣流中適合於產生具有一正推力分量(Fxn)的升力。
  2. 如請求項1之機翼，其中，氣流速度角度對距離的相依性在距該外翼端(15)的某一距離處具有一中間最大值(18)，而且，在該中間最大值(18)與一外翼端最大值(17)之間，不低於該等最大值(17、18)中之較小者的25%，較佳地，亦不低於該等最大值(17、18)中之較大者的25%。
  3. 如請求項1或2之機翼，其中，該上游小翼(9、11)具有在該機翼長度(b)之3%與8%之間的長度(b1)。
  4. 如前述請求項中任一項之機翼，其中，該上游小翼(9、11)具有在3與7之間的展弦比。
  5. 如前述請求項中機翼，其中，該下游小翼(10、12)具有在3與7之間的展弦比。
  6. 如前述請求項中任一項之機翼，其中，該下游小翼(10、12)具 有用以增加該推力分量(Fxn)之不對稱的翼剖面。
  7. 如前述請求項中任一項之機翼，其中，朝該飛行方向所見，該等上游及下游小翼(9-12)相對於此機翼(2、3)具有向上的定向。
  8. 如前述請求項中任一項之機翼，其中，該下游小翼(10、12)具有在該上游小翼(9、11)之展向長度(b1)的105%與180%之間的展向長度(b2)。
  9. 如前述請求項中任一項之機翼，其中，由於所疊加的渦旋，在該平面上之傾斜的氣流具有相對於該飛行方向之氣流速度角度對於相距在該外翼端(15)處之最大氣流速度角度(17)之區域的距離之相依性，該相依性維持該最大氣流速度角度的至少25%之數值一直到該機翼長度之至少5%的距離之數值處。
  10. 如前述請求項中任一項之機翼，其中，第一小翼相對於第二小翼向上傾斜，而該第二小翼相對於如果有的第三小翼向上傾斜。
  11. 如前述請求項中任一項之機翼，其中，在該下游小翼的下游處具有第三小翼。
  12. 如請求項11之機翼，其中，該第三小翼適合於產生具有正推力分量之升力。
  13. 如請求項11或12之機翼，該第三小翼具有在該第三小翼的上游處之該下游小翼的60%與120%之間的長度。
  14. 一種飛機，具有兩個彼此相對立的前述請求項中任一項之機翼(2、3)。
  15. 一種升級部分之用途，其升級部分包括用於安裝至一飛機(1)之至少兩個小翼(9-12)，以便生產請求項1至13中任一項之機翼(2、3)或請求項14之飛機(1)。
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