知情郎·眼｜

侃透天下专利事儿

上个月东航失事飞机的坠毁原因找到了吗？

官方还未给出消息。

只知道，东航失事航班的一个黑匣子已送往美国调取数据！

据彭博新闻社网站4月5日报道，未来几天，试图弄清其中原因的调查人员可能会从送到美国的飞机黑匣子中获得重要线索。

美国国家交通安全委员会说，它正在位于华盛顿的实验室协助中国民航局下载驾驶舱话音记录器的内容。

01设备因素导致失事？

一般来说，导致飞行事故的原因有三类，包括人为因素、自然因素、设备因素。

网民们推测，飞机失事最大的可能是波音飞机自身的设备因素。

设备问题有2种可能性，一个是飞控问题。

怀疑这个问题的原因是波音有前科，此前波音的另一个型号737MAX就因为飞控问题停飞。

所谓的“飞控问题”即在某种特殊情况下飞机会切断驾驶员的操作权限，进入自飞模式，甚至自主俯冲。当年埃航和狮航空难就是飞控问题导致。

第二可能是“拨叉”问题。

黄色的地方就是“拨叉”，它在飞机机翼的翼根和机身的连接处，属于飞机机翼和机身加强框，简单讲就是把机翼和机身连接起来的地方，有人也把它比喻成房子的承重墙。

为什么怀疑它，还是因为有前科。2019年波音开始对737NG展开大规模检查，在第一批接受检查的500架中，有25架发现裂纹，随后停飞，检出率为5％。

此前失事飞机如此急速地下坠（2分钟下坠8000米），也可能是飞机出现了结构损毁，比如机翼折断、机身断裂等。

这些也仅仅只是没数据的推测，要看美国国家交通安全委员会综合黑匣子数据分析后的认定。

今天，借着波音飞机这事儿，知情郎想聊聊飞机机翼的专利故事，飞行过程中，机翼折断是最惨烈的事故。

当然，战争中机翼被打断是经常事，在第二次世界大战时，很多战机就带着被打断的机翼安全返航。

比如1945年2月，一架TBM－3“复仇者”鱼雷攻击机就被日军防空炮命中，左侧机翼的一半被打飞，机身重创，依然成功飞回基地。另一架美国海盗战斗机被日军紫电改战斗机的20毫米航炮打断了右侧一半机翼，机身也是千疮百孔，垂尾断裂，依然返航。至于像轰炸机机翼被打出大洞的更是数不胜数。

02科普下飞机机翼

航空杂志曾科普过机翼的构造。

借花献佛，知情郎再唠嗑唠嗑！

机翼是飞机的重要部件之一，它就好比鸟儿的翅膀。

除了提供飞机升力，机翼其实还有许多辅助功能，比如悬挂发动机、存储燃油、控制飞机水平翻转、减速等。

03机翼如何产生升力？

机翼横截面的形状称为翼型，翼型上下表面形状是不对称的，顶部弯曲，而底部相对较平。当飞机发动机推动飞机向前运动时，机翼在空气中穿过将气流分隔开来。一部分空气从机翼上方流过，另一部分从下方流过。

由于机翼上下表面形状是不对称的，空气沿机翼上表面运动的距离更长，因而流速较快。而流过机翼下表面的气流正好相反，流速较上表面的气流慢。

根据流体力学中的伯努利原理，流动慢的大气压强较大，而流动快的大气压强较小，这样机翼下表面的压强就比上表面的压强高。

换句话说，就是大气施加于机翼下表面的压力（方向向上）比施加于机翼上表面的压力（方向向下）大，二者的压力差便形成了飞机的升力。

04机翼有多坚固？

机翼除了提供升力之外，还必须得承重。飞机在天上飞的时候，整个机身的重量几乎都是由机翼给“托”着的。飞机在地面上的时候，机翼还得悬臂“举”着重重的发动机，像A380、747这样的巨无霸飞机，单片机翼还得悬臂“举”起两个发动机，要知道A380的单台发动机自重就达8吨。因此，机翼必须得足够坚固。

要把机翼做得坚固，材料的选择也很重要，而且是多种层次的，比如机翼的骨架、蒙皮等等都采用了高比强度或者高比模量的材料。目前飞机机翼的设计趋势是大规模地采用复合型材料。

坐飞机的时候经常会遇到颠簸，望着窗外上下摆动的机翼，飞行恐惧症患者心理开始担忧起来了：“这翅膀上下晃得，是不是快要断了？”

一般来说飞机的机翼在设计时就必须考虑有一定的韧性，机翼在一定角度内弯曲其实是没有问题的，而且还可以承受3个G的过载，所以我们日常飞行环境的颠簸是无法对机翼造成损害的。

像是空客A350和波音787这样的飞机，由于机翼制造中使用了大量的复合材料，这为机翼的“逆天”弯曲变形提供了可能。

复合材料具有较高的比强度和比刚度，当它用作大展弦比机翼材料时，在满足强度要求、气动要求的前提下，综合考虑气动弹性和减重性能，可以使复合材料机翼比常规材料机翼变形更剧烈。因此复合材料机翼是现阶段实现上述“逆天”变形的前提条件。

05机翼也带油箱！

机翼内部是由梁和肋就组成的骨架结构，骨架的中间其实是空的，这点空间如果用来装货物的话稍微偏小了一些，而且装卸困难。但浪费了这点空间又有些可惜，要知道飞机上的空间可是寸土寸金的。于是飞机的设计师们就想出了一个办法，把燃油给装到机翼中去。

利用机翼来作为飞机的油箱还有几个好处：1． 油箱不占机身容积，这样机舱可以腾出更多的空间用来装货物；飞行时机翼由于受到升力的缘故，会向上弯曲变形，从而损失升力。燃油的重量正好可以抵消一部分机翼向上弯曲的变形； 在燃料消耗的过程中，飞机重心位置移动量较小，利于飞机的飞行平衡与安全。

06机翼辅助配件

襟翼

襟翼是安装在机翼后缘靠近机身的翼面，可以绕轴向后下方偏转。襟翼主要是靠增大机翼的弯度来获得升力增加的一种增升装置。

襟翼的主要作用简单来概括：一是提高失速迎角使飞机更不容易失速；二是使飞机获得更大的升力。

前缘缝翼

前缘缝翼是安装在机翼前缘的一段或者几段狭长小翼，它的主要作用就是将机翼下表面的气流引导到上表面，吹散因增大迎角或打开襟翼而在机翼后缘产生的涡流，保证机翼能提供足够的升力，使飞机不容易失速。因此，前缘襟翼一般配合着襟翼一块儿打开。

现代客机的前缘缝翼没有专门的操纵装置，一般随襟翼的动作而随动，在飞机即将进入失速状态时，前缘缝翼的自动功能也会根据迎角的变化而自动开关。

副翼

在机翼后缘外侧有一小块可以上下摆动的翼面，这就是副翼。

副翼是飞机的主操作舵面，飞行员操纵左右副翼差动偏转所产生的滚转力矩可以使飞机做水平横向滚转。

扰流板

当扰流板打开时，流过机翼的气流被改变，卸除飞机机翼的升力，同时阻力增加，配合发动机反推（就是听到的巨大轰鸣声，实际上飞机落地后的减速几乎都要靠发动机反推）和刹车一起帮助飞机快速减速。

翼梢

飞机飞行时机翼下表面的高压区气流会绕过机翼末端的翼尖流向上翼面，形成强烈的旋涡气流，当飞机飞得越快，所产生的涡流也越强，这种气流含有很大的能量，不但对增加飞行升力和推力没有作用，反而会增加飞行时的阻力和燃料的消耗。

翼梢的作用就像一堵垂直竖起的墙，阻碍了上下表面的空气绕流，从而减小涡流的强度，有效减少飞行时的阻力和燃料消耗。

一张图来总结！

07国内谁在研究机翼

科普完整个机翼的构造。

谈谈国内哪些公司在研究机翼，国外就不聊了，大飞机制造是波音空客的天下。

以机翼为关键词，在德高行全球专利数据库（德高行是全球专利分析及国内外专利申请服务的专家，有专利问题找德高行）检索得出，关于机翼的中国专利有23950件，包括发明公开10690件、发明授权2964件、实用新型10296件。

国内企业专利申请量排名如下：

佛山市神风航空科技有限公司专利排名第一，这家公司哪路神仙？

这家公司成立于 2013 年，位于佛山市高明区科技孵化中心，法定代表人是王志成，公司注册资本才246万。

王志成曝光不多，但在接受采访时曾坦言，虽然获得了不少专利，但除了样机，很少做成产品，他认为这样很可惜。

他说：“专利是有时限的，我希望在专利到期之前可以找到风投公司、企业，实现专利的成果转化，使这些发明专利最终产生社会和经济效益。”

总体看，这公司专利多，成品少，量产少，更多停在纸上谈兵画图纸实验室样品阶段。

从专利布局看，这公司是做无人机飞行器、飞机起降装置、垂直升降特种飞机、旋转翼较多，至于含金量，较低吧！

珠三角无人机生产基地，很多公司都靠这吃饭。

至于排名第二的中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所和排名第三的波音公司。

大家都耳熟能详了，行业重量级机翼制造选手。

以中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所为例，他家关于机翼的专利分布在机翼参数估计、机翼活动翼面变大时的试验载荷施加方法、多段折叠机翼组件、机翼弯曲刚度分布计算方法、颤振模型等。

波音公司关于机翼的专利分布在机翼组件结合系统、机翼组件制造方法、机翼尖端设备、机翼主体结合方法、复合机翼、分布式后缘机翼襟翼系统、机翼的整体式翼梁、控制机翼漩涡的主动系统等。

国内研究机翼的主力机构在于科研院校单位。

以机翼为关键词，在德高行全球专利数据库检索得出，国内科研机构专利申请量排名如下：

科研机构里南京航空航天大学排第一，快速阅览了下人家关于机翼的专利，多数落在扑翼飞行器的机翼、高超声速飞行器机翼颤振损伤估计方法、形状记忆合金拉线驱动的变弯度机翼及其设计方法、机翼起飞辅助装置、机翼自动防除冰装置、机翼结构全局灵敏度分析方法等。

知情郎分享几个波音、西安飞机设计研究所的最新机翼专利。

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。