飞机的机翼制造技术

一种用于飞机的机翼包括但不限于具有翼尖、前缘和后缘的翼体。翼尖包括翼体的最外侧部分。前缘沿着翼体的前部设置并且构造成当飞机以预定迎角亚音速飞行时使涡流在翼尖内侧的位置处从后缘延伸。后缘沿着翼体的后部设置并且在翼尖内侧的对应于涡流从后缘延伸的位置的位置处设置有最后区域。

Wings of Aircraft

A wing for an aircraft includes, but is not limited to, a wing body having a tip, a leading edge and a trailing edge. The wingtip includes the outermost part of the wing body. The leading edge is arranged along the front of the wing body and is constructed to extend the eddy current from the rear edge at the position inside the wing tip when the aircraft is flying at a predetermined angle of attack subsonic speed. The trailing edge is arranged along the rear part of the wing body and a final area is arranged at the position corresponding to the position of the eddy current extending from the trailing edge in the inner part of the wing tip.

【技术实现步骤摘要】
飞机的机翼
本专利技术一般涉及飞机，更具体地涉及飞机的机翼。
技术介绍
一些飞机机翼结构可以在某些飞行条件下或在飞行的某些阶段期间表现良好，但是在其他飞行条件下或在其他飞行阶段期间表现不合需要。例如，被设计为在超音速飞行期间使波阻最小化或使音爆最小化的超音速飞机的机翼在超音速时可以提供稳定性，但是在以相对较大的迎角飞行的亚音速飞行期间可能导致飞机上仰。如本文所用，术语“相对大”的迎角是指比飞机被设计为巡航时的迎角大的迎角。在一些实施例中，“相对大”的迎角落入大约十度到大约二十度的范围内。这种趋势在飞行的起飞和着陆阶段期间是不希望的，此时飞机将以比其他飞行阶段期间更大的迎角行进亚音速行进。因此，期望提供一种不呈现上述上仰趋势的机翼。此外，结合附图和前述
和背景，从随后的
技术实现思路
和详细描述以及所附权利要求中，其他期望的特征和特性将变得显而易见。
技术实现思路
本文公开了用于飞机的机翼的各种实施例。在第一非限制性实施例中，所述机翼包括但不限于具有翼尖、前缘和后缘的翼体。翼尖包括翼体的最外侧部分。前缘沿着翼体的前部设置并且构造成当飞机以预定迎角亚音速飞行时使涡流在翼尖内侧的位置处从后缘延伸。后缘沿着翼体的后部设置并且在翼尖内侧的对应于翼尖内侧的所述位置的位置处设置有最后区域。在另一非限制性实施例中，所述机翼包括但不限于具有翼尖、前缘和后缘的翼体。翼尖包括机翼的最外侧部分。前缘沿着翼体的前部设置并且构造成使得当飞机以第一预定迎角亚音速飞行时，涡流形成在前缘处并且在机翼的上表面上的第一位置处产生低压区域，而当飞机以大于第一预定迎角的第二预定迎角亚音速飞行时，涡流将被重新定位，导致低压区域移动到机翼的上表面上的第二位置，第二位置在第一位置的后方且内侧。后缘沿着翼体的后部设置并且在翼尖内侧的对应于第二位置的位置处设置有最后区域。在又一非限制性实施例中，机翼包括但不限于具有翼尖、前缘和后缘的翼体。翼尖包括翼体的最外侧部分。前缘沿着翼体的前部设置并且构造成使得当飞机以第一预定迎角亚音速飞行时，涡流形成在前缘处。所述涡流具有涡流轴线，当飞机以第一预定迎角飞行时，所述涡流的涡流轴线在与前缘基本对准的第一方向上向外延伸。当飞机以第二预定迎角飞行时，涡流轴线在相对于前缘和其后部倾斜的第二方向上向外延伸。第二预定迎角大于第一预定迎角。后缘沿着翼体的后部设置，并且在翼尖的内侧的与飞机以第二预定迎角飞行时的涡流轴线相对应的位置处设置有最后区域。附图说明在下文中将结合附图描述本专利技术，其中相同的数字表示相同的元件，并且图1是示出配置有现有技术的机翼的飞机的局部示意性俯视图；图2是沿着图1中的线2-2取得的剖视图，其示出以第一迎角飞行的机翼前缘的替代实施例；图3是沿着图1中的线2-2取得的剖视图，其示出以第二迎角飞行的机翼前缘的替代实施例；图4是沿着图1中的线2-2取得的剖视图，其示出以第三迎角飞行的机翼前缘的替代实施例；图5是示出图1的飞机的局部示意性俯视图，其以第一迎角飞行，所产生的涡流保持附着在现有技术的机翼的前缘；图6是示出图5的飞机的局部示意性俯视图，其以大于第一迎角的第二迎角飞行，第二迎角使涡流离开前缘并重新定位到现有技术的机翼上的后部位置；图7是示出图6的飞机的局部示意性俯视图，其以大于第二迎角的第三迎角飞行，第三迎角对应于设计条件迎角，其使涡流重新定位到现有技术的机翼上的更后部位置；图8是局部示意性俯视图，其示出配置有根据本专利技术的教导制造的机翼的非限制性实施例的飞机，该飞机以第一迎角飞行，其产生的涡流保持附着在前缘；和图9是示出以第三迎角飞行的图8的飞机的局部示意性俯视图，第三迎角对应于设计条件迎角并且使涡流离开前缘并且在翼尖内侧的位置处从机翼的后缘向后延伸。具体实施方式以下详细描述本质上仅是示例性的，并不意图限制本专利技术或本专利技术的应用和用途。此外，无意受前述
技术介绍
或以下详细描述中提出的任何理论的约束。本文公开了一种用于飞机的改进的机翼。在一个非限制性实施例中，机翼包括后缘，该后缘具有向后延伸超过翼尖后端的区域。换句话说，与翼尖是机翼最后部分的传统飞机不同，本公开教导机翼的最后区域位于翼尖内侧的机翼后缘上。在一个非限制性实施例中，最后区域的位置对应于飞机以预定的设计迎角亚音速飞行时前缘涡流延伸超过后缘的后端的后缘上的位置。在一个非限制性实施例中，预定的设计迎角可以对应于飞行的起飞或着陆阶段期间飞机飞行的迎角。前缘涡流在前缘涡流的正下方产生低压区域，其作用在机翼的上表面上(即，可以增加升力的吸力)。随着飞机的迎角增加，前缘涡流离开前缘并且沿着机翼上表面向后扫掠。低压区域与前缘涡流一起向后移动。在配置有传统机翼(即，翼尖是机翼的最后部分的机翼)的飞机上，当涡流沿着机翼的上表面向后扫掠时，涡流从机翼的后缘下降(即，延伸经过机翼的后缘)。当发生这种情况时，涡流的延伸超过机翼后缘的部分不能在机翼的上表面上施加任何吸力。通过形成包括位于翼尖后方且内侧的部分的翼体，当前缘涡流向后扫掠时，附加的机翼表面积位于前缘涡流的路径中。这允许机翼利用涡流下方的低压区域，否则该低压区域将延伸超过机翼的后缘。通过涡流在翼尖内侧的位置向机翼的后方延伸时将该附加的机翼部分置于涡流下方，本公开的机翼能够产生大量的方向向上的力。当该方向向上的力作用在位于飞机重心后方的飞机部分上时，该力在飞机上产生机头向下倾斜的力矩。机头向下倾斜的力矩提高飞机的稳定性。在一些实施例中，该机头向下倾斜的力矩抵抗配置有低音爆和/或低波阻机翼的飞机中固有的机头向上倾斜的力矩，因此提高飞机的整体稳定性。通过阅读本申请的附图以及对下面的详细描述，可以获得对上面讨论的机翼的更好理解。图1是包括机身21的飞机20的局部示意性俯视图，该飞机20配备有现有技术的机翼22。现有技术的机翼22具有前缘24、翼尖26和后缘28。现有技术的机翼22具有后掠结构，这意味着前缘24在向外侧和向后侧两个方向上延伸。在所示实施例中，前缘24具有扫掠角Λ。在其他实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，Λ可以具有更大或更小的幅度。后掠结构为超音速飞机提供了空气动力学优势。尽管包含在本文中讨论的背景是关于超音速飞机，但是应当理解，本文公开的教导不限于仅用于超音速飞机，而是可以由任何类型的固定翼飞机使用，包括但不限于设计为仅以亚音速飞行的飞机、设计为以跨音速飞行的飞机、设计为以超音速飞行的飞机和设计为以大于超音速飞行的飞机。此外，本文公开的专利技术不限于仅用于飞机，也可以适合并有利于用在其他类型的运载工具上。例如但不限于，通过飞行或滑行穿过地球大气返回地球的航天器也可以采用本文公开的教导。也可以应用于其他类型的运载工具。飞机20具有重心30，在所示实施例中，重心30穿过机身21和现有技术的机翼22的一部分。当飞机20飞过自由流时，它以相对于自由流的方向的迎角α定向。如下面更详细说明的，当飞机20以亚音速飞行时，当某些因素同时发生时，前缘24将产生前缘涡流(见图3-9)。有助于产生前缘涡流的因素包括前缘扫掠角Λ、前缘的厚度或曲率半径以及迎角α。这三个变量是相互关联的。例如，以预定迎角α，前缘厚度和前缘扫掠角Λ将协作以产生前缘涡流。如果迎角α保持恒定但是前缘扫掠角Λ要减小(这意味着机翼被移动使得翼尖更远离机身)，则前本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于飞机的机翼，所述机翼包括：具有翼尖、前缘和后缘的翼体，其中所述翼尖包括所述翼体的最外侧部分，其中所述前缘沿着所述翼体的前部设置并且构造成当所述飞机以预定迎角亚音速飞行时使涡流在所述翼尖的内侧的位置处从所述后缘延伸，其中所述后缘沿着所述翼体的后部设置并且在所述翼尖的内侧的对应于所述翼尖的内侧的所述位置的位置处设置有最后区域。

【技术特征摘要】
2017.10.25 US 15/793,6821.一种用于飞机的机翼，所述机翼包括：具有翼尖、前缘和后缘的翼体，其中所述翼尖包括所述翼体的最外侧部分，其中所述前缘沿着所述翼体的前部设置并且构造成当所述飞机以预定迎角亚音速飞行时使涡流在所述翼尖的内侧的位置处从所述后缘延伸，其中所述后缘沿着所述翼体的后部设置并且在所述翼尖的内侧的对应于所述翼尖的内侧的所述位置的位置处设置有最后区域。2.根据权利要求1所述的机翼，其中所述预定迎角包括设计条件迎角。3.根据权利要求2所述的机翼，其中所述设计条件迎角包括在飞行的着陆阶段期间由所述飞机飞行的迎角。4.根据权利要求1所述的机翼，还包括翼根，所述翼根沿着所述机翼的内侧部分设置，其中所述最后区域设置在所述翼根的外侧。5.一种用于飞机的机翼，所述机翼包括：具有翼尖、前缘和后缘的翼体，其中所述翼尖包括所述机翼的最外侧部分，其中所述前缘沿着所述翼体的前部设置并且构造成使得当所述飞机以第一预定迎角亚音速飞行时，涡流形成在所述前缘处并且在所述机翼的上表面上的第一位置处产生低压区域，而当飞机以大于所述第一预定迎角的第二预定迎角亚音速飞行时，所述涡流将被重新定位，导致所述低压区域移动到所述机翼的上表面上的第二位置，所述第二位置在所述第一位置的后方且内侧，并且其中所述后缘沿着所述翼体的后部设置并且在所述翼尖的内侧的对应于所述第二位置的位置处设置有最后区域。6.根据权利要求5所述的机翼，其中所述前缘具有横截面半径和扫掠，所述横截面半径和扫掠协作使得所述飞机以所述第一预定迎角飞行时所述前缘产生所述涡流。7.根据权利要求5所述的机翼，其中所述第二预定迎角包括设计条件迎角。8.根据权利要求7所述的机翼，其中所述设计条件迎角包括在飞行的着陆阶段期间所述飞机飞行的迎角。9.根据权利要求5所述的机翼，还包括翼根，所述翼根...

【专利技术属性】
技术研发人员：乔治·希克斯，唐纳德·豪，格雷戈瑞·豪，乔·加文，
申请(专利权)人：湾流航空航天公司，
类型：发明
国别省市：美国,US