08波音经典机翼专利
背景技术
商用运输飞机制造商处于连续的压力下，以提高客机和货机的运行效率。运行费用的主要部分是燃料并且飞机燃料消耗的两个主要因素是气动阻力和飞机重量。制造商已寻求减小阻力同时保持临界载荷并且不增加重量的技术和设备。
一种技术是保持减小阻力的机翼上的层流边界层流。
空气动力面上的层流控制通过延迟朝着表面上的边界层中的湍流的转变而减小阻力并且提高燃料效率。可通过对空气动力面进行轮廓成型以促进层流来延迟转变。在机翼的设计过程中，增大层流的程度的改变和导致性能低效的其他因素（诸如，空气动力抗冲强度和飞机／机翼重量）的增加保持平衡。
一个设计因素是确保增加层流的程度不会使机翼的重量因必须使机翼更强固以考虑极端载荷条件而增加。
层流的程度与极端载荷条件下（或更广泛地，非巡航条件下）机翼上过载的可能性平衡。设计机翼时考虑到的机翼上过载的可能性要求机翼能够经受住极端或最坏的情形。换言之，机翼要足够强固以足以应对极端载荷条件。使机翼更加强固或增强增加了飞机的重量，这很快地抵消了由层流中的阻力减小得到的任何优点。
因此，需要通过在应对最坏条件的同时保持巡航条件下的层流而不增加机翼的重量来提高空气动力效率。还需要能够在层流机翼的地面风洞试验期间收集更准确的载荷，操纵有效性，以及操作性能数据。该数据可用于在飞机的飞行测试之前的飞机设计。
发明内容
公开的一个实例是一种操作具有机翼的飞机的方法，该机翼在沿着机翼的翼展的固定位置处具有扰流（trip）装置。飞机在飞行中并且机翼移动通过跨音速气流时，流经越过机翼表面的空气形成层流边界层。
当气流在扰流装置的下游时，形成湍流边界层。扰流装置前面的层流边界层延伸某一长度并且湍流边界层延伸另一某一长度。扰流装置在跑道位置，即，层流边界层的尾部，因此该跑道位置启用该长度的层流边界层的层流以增加气动效率并且启用该长度的湍流边界层的湍流，从而减少机翼上的载荷并且提供从层流边界层到湍流边界层的转变上的固定后极限。
公开的另一实例是制造具有扰流装置的机翼的方法。沿着翼型件表面的弦向方向识别出在正常巡航条件下自然出现的目标转变位置。预测各种设计条件下的多个目标转变位置。识别出目标转变位置，即，多个目标转变位置的最后部或下游。因而，机翼上发生的冲击在所识别的最下游的目标转变位置沿着机翼的翼弦的下游。在最下游的目标转变位置的尾部处以选择的长度沿着机翼的翼展方向结合扰流装置。
公开的另一实例是具有沿着机翼的翼展的扰流装置的飞机机翼。装置以选择的长度位于目标转变位置沿着机翼的翼型件的翼弦的尾部处。
扰流装置防止从层流转变到湍流的下游移动和机翼上的冲击位置的关联移动。机翼的翼型件上的扰流装置位置沿着机翼的翼展变化。
09西安飞机设计研究所的专利
技术背景
在飞机的方案设计阶段，需要对飞机机翼进行气动外形、结构布置、强度刚度的综合优化设计，而机翼重量是用于多方案评价对比的极其重要的指标。通常采用有限元模型方法以及模型与真实结构间的折算系数，对不同方案的机翼重量进行预估。
但是，机翼的设计参数众多，需要对比的可能方案则更多，方案阶段对所有的结构方案采用有限元法，虽然可以取得较高的估算精度，但是周期长、经济性差，且无法给出机翼重量与敏感参数的连续变化规律。
发明内容
发明目的：对于大展弦比机翼，为了实现方案阶段不同方案间的快速评价与对比，并给出机翼重量与敏感参数间的连续变化规律，提出了一种基于工程梁理论的机翼重量快速估算方法。可借助目标机翼与参考机翼间各几何参数、载荷等的相对关系，采用简单的估算公式来预估目标机翼的重量。
技术方案：
一种大展弦比机翼重量的估算方法，包括：
将需要估算重量的大展弦比目标机翼，等效为一端固支的等剖面“工”型悬臂梁，确定等剖面“工”型悬臂梁的长度和平均化高度；等剖面“工”型悬臂梁展向各剖面参数完全相同；
将预设的参考机翼同样等效为一端固支的参考等剖面“工”型悬臂梁；确定参考等剖面“工”型悬臂梁的长度和平均化高度；
获取大展弦比目标机翼的等效总弯矩载荷和参考机翼的等效总弯矩载荷；
根据等剖面“工”型悬臂梁的长度和平均化高度、参考等剖面“工”型悬臂梁的长度和平均化高度、大展弦比目标机翼的等效总弯矩载荷、参考机翼的等效总弯矩载荷、大展弦比目标机翼的材料密度和材料许用应力水平、参考机翼的材料密度和材料许用应力水平、参考机翼的重量，估算出大展弦比目标机翼的重量。
根据等剖面“工”型悬臂梁的长度和高度、参考等剖面“工”型悬臂梁的长度和高度、大展弦比目标机翼的等效总弯矩载荷、参考机翼的等效总弯矩载荷、大展弦比目标机翼的材料密度和材料许用应力水平、参考机翼的材料密度和材料许用应力水平、参考机翼的重量，估计出大展弦比目标机翼的重量，包括：
W＝αWR，其中
W为待估算的大展弦比目标机翼的重量，WR为参考机翼的重量，α为重量比例系数；M为大展弦比目标机翼的等效总弯矩载荷，MR为参考机翼等效总弯矩载荷，αM为等效总弯矩载荷比例系数；L为大展弦比目标机翼的长度，LR为参考机翼的长度，αL为长度比例系数；H为大展弦比目标机翼的平均化高度，HR为参考机翼的平均化高度，αH为平均化高度比例系数；ρ为大展弦比目标机翼材料密度，ρR为参考机翼材料密度，αρ为材料密度比例系数；σ为大展弦比目标机翼的材料许用应力水平，σR为参考机翼材料许用应力水平，ασ为材料许用应力比例系数。
悬臂梁的长度为机翼各顺气流剖面50％弦长位置的连线长度。
机翼的平均化高度为悬臂梁上下缘条各自中心面之间的高度，即机翼的外形所围成空间的体积与机翼在弦平面的投影面积之比。
获取机翼等效总弯矩载荷，包括：
将已有的机翼的气动与惯性总弯矩载荷包线，进行平均化处理，即画出总弯矩随相对展长的变化曲线，之后获得该曲线与横轴所围成的面积作为机翼等效总弯矩；
或，若没有机翼的气动与惯性总弯矩载荷包线，则将估算所得的翼根剖面最大弯矩作为机翼等效总弯矩。
变化曲线中Y轴为总弯矩、X轴为相对展长。
估算的参考机翼需选择总体布局相近、起飞重量大致相当的一个参考飞机的机翼。
一种计算机可读的存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述方法。
有益效果：本发明方法采用简单的估算公式，可对大展弦比机翼的结构重量进行快速估算，缩短了方案评价周期、节约了设计成本，并且可给出机翼重量与敏感参数间的连续变化规律。
原文标题 : 机翼断了飞机也能安全返航？波音飞机机翼技术含金量高！
