用于改进封闭机翼飞行器概念的方法以及对应的飞行器构造

摘要

在机身的两侧具有三个机翼的改进的封闭机翼飞行器的设计和构造，其中，通过使用至少一个支撑实体在第一机翼(65)和第二机翼(67)之间建立至少一个封闭框架。通过使用至少一个支撑实体在第二机翼(67)和第三机翼(71)之间建立单独的封闭框架。每个所述封闭框架限定其自己的空气动力学通道。框架结实而刚硬，相互支撑的零件使应力均匀平稳，每个机翼的负荷低。机身在三个点被提起。有可能建造非常大型的复合材料飞行器。展弦比高且翼展相对短，但是在一些实施例中，第三机翼具有延伸的折叠梢段。

说明书

相关申请的交叉引用

本申请涉及均于2014年9月25日提交的、具有OHIM/OAMI参考号“StratosLiner”的RCD EM 002544510-0001和002544510-0002；并且还涉及2015年3月16日提交的名称为“具有十边形盒式机翼构造的后掠和前掠的飞行器机翼段”的未决美国设计专利申请No.29520505。所述美国设计专利申请成为分案申请，US DIV 29584541。这些设计的两个不同实施例与申请PCT/SE2015/050349(申请日为2015年3月24日，公开号为W02016048211A1，也具有文件参考号“StratosLiner”)相关。其国家阶段为：EP15717275、US15512546、CN201580051870。

技术领域

本发明涉及封闭机翼飞行器设计领域，着重于一些特征的新颖的改进以及为在该领域中的现有技术增加新的元素。本发明构成在更宽的类别非平面飞行器机翼下的封闭机翼(盒式机翼、环形机翼、连接机翼)中的新的子类别。上述PCT申请也是封闭机翼中的一个新的子类别。然而，本发明与三个已建立的子类别和上述正在申请专利的发明都明显不同。

背景技术

常规的盒式机翼构造包括后掠前翼、前掠后翼和作为侧翼的无升力翼尖翼刀，在前翼和后翼的翼尖之间的结构互连支撑部分。前翼从机身的下部延伸，并且后翼从机身的上尾部延伸，或者使用竖直稳定器(vertical stabilizer，垂直尾翼)或两个V形尾翼(用于与机身的结构连接)将两个相连后翼的根部升高到机身的尾部上方。常规的连接机翼构造不具有上述翼尖翼刀，但是前翼和后翼的翼尖之间的结构连接更为直接，通常包括两个翼尖均附接到其上的空气动力学翼尖主体。应当提到的是，存在封闭的机翼构造，其中前翼位于比后翼更高的位置，但是在空气动力学上比上述相反的机翼布置差很多。

路德维特·普兰特(Ludwig Prandtl)的“最佳机翼系统”已有近100年的历史，但尚未实现。US3834654A是关于“盒式飞机机翼”的通常参考文献，强调了低诱导阻力和近距离战斗机动性。US4053126中所示的机翼是相似的，但是在翼尖之间没有相互连接的“翼片”，这种构造称为连接机翼。US4146199A具有盒式机翼结构，在末端结合处没有鱼雷形的空气动力学主体，并且它试图将机身成形为升力体。US4365773A提出了一种连接的机翼构型，在翼尖结合处有一个小翼，竖直向上和向下延伸。US D304821在两侧示出了三个机翼，每个机翼都有自己的翼尖延伸部分，在细长的纵向翼尖主体外部，将三个连接的翼尖相互连接。US D292911是具有三个机翼的简单构造，其中在俯视图中具有相等弦长的翼尖正好位于彼此下方。US6474604B1提出了几种翼尖实施例，试图消除尖端涡旋。

大多数具有追求良好空气动力学性能志向的盒式机翼飞行器设计具有细长的机翼，例如WO2004/074093A1或BG65998B1。一些设计者通过在根部使用较小的后缘掠角来加固薄而窄的前翼的根部，例如BG65998B1。其他设计者沿着前翼的内侧后缘的一半采用了这样一个额外的三角形机翼区域，以方便翼片的安装，例如DE20111224U1。WO2004/074093A1的权利要求着重于尾翼片和后翼之间的空气动力学通道。存在一种盒式机翼设计，其中后翼的内侧部分是下反角的而外侧部分是上反角的，即WO88/06551A1。另一种设计，WO03/059736A2，具有三对机翼，目的是利用柯恩达效应。在US D724001中引入了“连翼倾斜翼飞行器”，但是它是标准的盒式机翼构造，具有附加的较短的中翼，而没有与两个盒式机翼物理接触。盒式机翼之间的位置足够大，足以使螺旋桨部署在倾斜的中翼上，从而提供VTOL或STOL能力。

US5503352A是一种常规盒式翼飞行器，除了在几个方面例外，附接到低前部的小鸭翼，声称具有增强的稳定性，可控制性和运载性能的改善。相关特征之一是，鸭翼被部署在与盒式机翼的低位安装构件相同的竖直高度上。在US4541593A中提出了另一种具有附加的鸭翼的多面飞行器。在一些实施例中，该鸭翼被设置“在桅杆(mast)的末端”、在驾驶舱上方和前方。在其他实施例中，它被布置成非常靠近机身的鼻子，处于比其他机翼竖直稍低的位置。在一些实施例中，机翼结构是复杂的；它似乎是在尖端结合处之外带有额外的翼片的双连接机翼的变体。不管显示多少机翼，除了桅杆安装的鸭翼之外，所有机翼根部都是机身安装的。在一些实施例中，连接的翼尖连接到另一个尖端结合处。在相关图(图13)中，很明显它是大约两个分开的连接的机翼框架，其中所有机翼都从机身延伸。本发明的另一关联文献包括以下事实：在两个单独的机翼结合部之间没有结构互连部分(参见图13)。

关于多个机翼之间的干涉，某些引用的现有技术具有明显的问题。它们中的一些具有短而大的盒式机翼，这意味着低展弦比，即空气动力学性能差。连接的机翼构造会使连接的机翼的尖端部分彼此过于靠近，从而导致气流干扰。现有技术的许多盒式机翼结构的竖直间隔不足。多面机翼系统中涉及许多结合处，因此必须仔细设计它们。所引用的现有技术专利中，很少有人对结合部的空气动力学重要性给予足够的重视。它们中的一些利用部署在结合处的鱼雷形的空气动力学主体解决了这个问题，但是其中一些所示的方案通过将它们的多个外翼片连接到这些“鱼雷”而破坏了可能的优势。所引用的带有鸭翼的专利的主翼都可能会受到气流的干扰，因为主翼紧随鸭翼之后。例外是，鸭翼布置在“桅杆的末端”，显然容易受到振动的影响。

上面提到的三个相关设计，即EM 002544510-0001、EM 002544510-0002和美国设计申请号29520505是盒式翼型结构，着重于使用尽可能多的黄金分割率和金三角的角的实现方式，因为它们通常被认为是美丽的来源。这些设计的原因是要测试论点：如果飞机是漂亮的，它的飞行就是漂亮的。

这些设计的两个不同的实施例与未决申请W02016048211A1有关；但是，所述发明专利申请提出了几种空气动力学和结构特征，对工业实用具有很大的潜力，超出了所提到的美学装饰性外观。此外，所描述的特征通过引入如下元素解决了常规盒式机翼概念的几个问题：更多的机翼分离、提高强度和刚度、根部弯曲小的较短的翼展、与高展弦比(这是超大型飞行器没有解决的问题)结合的大的机翼面积、为改善空气动力学性能的多个空气动力学通道、为实现更好的截面积分布的不同的掠角、具有最小化颤动倾向的改进的封闭框架结构、为提供更好的可操纵性和更高的安全性等的冗余的空气动力学装置。这些特征、功能和质量未在相关设计申请的附图中披露。

发明内容

本申请提出了对PCT申请W02016048211A1中提出的概念的独特改进。先前的概念基于带盒式机翼框架的盒式机翼飞行器，带或不带中翼。在该先前的概念中，以及在所有传统的盒式机翼构造中，前翼或第一机翼的翼尖和后翼或最后翼的翼尖通过翼尖翼刀(无升力侧翼)在结构上互连。这种翼尖翼刀是现有技术的盒式机翼概念的重要结构部件。如果在现有技术的盒式机翼构造中存在中间机翼，则它的翼尖或在分裂翼的情况下两个翼尖与所述翼尖翼刀连接。在现有技术的连接机翼构造中，前翼或第一机翼的翼尖与后翼或最后翼的翼尖之间的竖直间隔要小得多。所述的翼尖通常通过鱼雷形的空气动力学主体在结构上更直接地相互连接。如果在现有技术的连接机翼构造中存在中间机翼，则其翼尖连接到相同的公共尖端结合部。

本发明采用不同的方法。机身两侧有三个主翼。由于第二机翼和第三机翼的翼尖之间存在结构上的互连，因此第二机翼和第三机翼形成封闭框架，可以是盒式机翼也可以是连接机翼构造。第二机翼附接在机身的上中部上；在一些实施方式中，作为上翼，在其他实施方式中，作为高翼或伞翼。第三机翼的根部高于机身的尾部。所述第三机翼通过至少一个尾翼片在结构上互连至机身。在一些实施例中，所述三个机翼的翼展相等，而在其他实施例中则不同。

第一机翼是低位安装的，位于第二机翼的竖直下方和水平前方。所述第一机翼的翼尖与第二机翼具有至少一个结构互连部。所述互连的首要原因是支撑，即结构支撑，以减少变形、振动、颤动以及增加强度和刚度。

本发明的复杂机翼结构具有许多零件，并且它们之间有许多结合点。将形成两个相邻的主翼之间的结构互连部的部件称为实体更清楚。实体是飞行器零件或飞行器零件的一部分，参与两个相邻主翼之间的支撑结构互连，具有独特且独立的存在或(支撑)功能。

在一些实施例中，在第一机翼和第二机翼之间存在支撑互连部，该支撑互连部包括前掠的、下反角的、产生升力的支撑机翼实体，其根部附接至第二机翼的中部的下表面，并且其尖端附接至第一机翼的弯曲尖端。在一些实施例中，在第一机翼和第二机翼之间存在支撑互连部，包括翼尖栅翼尖实体、侧翼，其下前端附接至第一机翼的翼尖，并且其后上端附接至第二机翼的。在一些实施例中，所描述的两个不同的支撑实体都存在。

在第一机翼和第二机翼之间以及在第二机翼和第三机翼之间的支撑互连部可以在结合部中包括另外的实体，例如，翼尖翼刀，空气动力学主体，推进单元或推进单元的支撑实体。推进集成是本发明的一部分。提出了具有尖端引擎的几个实施例。存在使用现有技术的结合部的不同组合的实施例。使本发明的各种封闭机翼构造与现有技术不同的特征之一是，在第一机翼的翼尖和第三机翼的翼尖之间没有结构互连实体。

上述WO2016048211A1的方法和设备在本发明中得到了显著改进。在本发明中，第二机翼没有被分成多个部分，并且由此，对于第二机翼的整个长度，与空气动力学性能直接相关的展弦比被计算出来。对于本发明的未分开的翼展，展弦比值较高。第二机翼的上表面在根部和尖端之间没有附接部件，并且由此，从根部到尖端，在第二机翼的上表面上和上方的翼展方向的气流加速不被中断。

附图说明

图1是具有一个尾翼片的本发明的双盒式机翼实施例的正视图。

图2是具有V形尾翼构造的本发明的双封闭机翼实施例的正视图。

图3是本发明的实施例的正视图，其中在第一机翼和第二机翼之间具有两个支撑互连部。

图4是本发明的实施例的正视图，其中在第一机翼的翼尖和第二机翼的翼尖部之间具有翼尖翼刀实体。

图5是本发明的实施例的正视图，其中前引擎附接至第一机翼的翼尖，尾引擎附接至第二机翼的翼尖和第三机翼的翼尖以及两个引擎之间的侧翼实体。

图6是本发明的实施例的正视图，其中前引擎附接到第一机翼的翼尖，桥塔安装的尾引擎附接至第三机翼的翼尖部并且还附接至第二机翼的翼尖，其中实施例还包括两个引擎之间的支撑侧翼实体。

图7是本发明的实施例的正视图，其中前引擎附接到第一机翼的翼尖，桥塔安装的尾引擎附接到第三机翼的外侧部分并且还附接到第二机翼的翼尖，其中实施例还包括在前引擎和第二机翼的尖端部分之间的支撑侧翼实体，以及第三机翼的折叠梢段。

图8是本发明的V形尾翼实施例的正视图，其中前引擎附接至第一机翼的翼尖，桥塔安装的尾引擎附接至第三机翼的翼尖部，并且还附接至第二机翼的翼尖，其中，该实施例还包括在前引擎和第二机翼的尖端部分之间的支撑侧翼实体，以及在第二机翼的中部和前引擎之间的附加的前掠的下反角支撑机翼实体。

图9是图8的飞行器的透视图。

图10是图8的飞行器的俯视图。

图11是图8的飞行器的侧视图；右视图和左视图尾镜像图。

图12是图8的飞行器的后视图。

图13是图8的飞行器的仰视图。

具体实施方式

在解释附图并呈现本发明的不同实施例之前，应理解，所揭示的概念、原理、方法、解决方案和实施例并不旨在限于以上和以下描述或在附图中示出所呈现的布置和结构的细节。所公开的实施例应被认为是本发明原理的非限制性说明性示例。基于本呈现和权利要求书，以本领域技术人员所理解的方式，显而易见的修改、变型、其他实施例、设计、结构、方法和概念不脱离本发明的最广泛的形式的范围和精神。在本发明和所附权利要求的范围内可以进行各种改变和修改。与用于解释要求保护的发明和支持所提出的权利要求严格地必需的附图相比，附图描绘了并且说明书讨论了更多的实施例、更多的细节、方面、结构或组件。这些要素被认为是用于理解本发明要求保护的方法和装置的广泛适用性、在本发明范围内的变化的说明以及为并非完全精通本领域的读者讲解的信息。

本发明决不限于所呈现的实施例指示的那些类型或类别的飞行器。本发明的范围适用于任何大小、任何目的和用途、用于任何任务轮廓的有人值守或无人值守、以及针对不同飞行条件的任何类型的推进或不同推进系统的组合、对于速度、高度或功能没有任何限制的飞行器。本发明的范围不受材料的限制。可以使用允许本发明的构造和操作的任何材料。所呈现的结构和实施例的机翼、结合和其他细节以本领域技术人员可以理解的方式被确立。

使用术语“引擎”或更通用的术语“推进单元”是指产生推力的任何方法。选择这种设备的任何草图或描述作为原理或方法的说明，而不受特定实施例或结构的限制。推进单元的位置可能略有不同。它们的结合的设计和所呈现的推进集成通常不限于图示。在特定位置的多个引擎的描述也适用于分布式推进，而不限于所呈现的位置。为了说明原理而选择的在飞行器部件之间所呈现的结构连接不限制所呈现的实施例的范围的方面。

任何机翼可以具有弯曲的前缘和后缘；特别是根部(root)和尖端部(tipportion)可能会出现急剧的三维弯曲。任何结构互连部都可以包含一个以上的部件，并且支持(bracing，支柱、支撑)/支撑部分不必是两点之间的直梁或根部和尖端(tip，梢)之间的直翼。两个机翼之间或除机翼以外的其他飞行器部件之间的结构连接或相互连接(互连)(两个词，用作同义词)也可以单独或与其他部件一起包括或由引擎壳体或其他空气动力学主体组成。所描绘和描述的实施例示出了实体和结合的各种和组合。将实体连接到机翼的翼尖与将实体连接到机翼的之间存在重要区别。在第一种情况下，结合位于机翼的最末端，即在翼尖，并且在所述末端结合部之外没有机翼的任何部分。当实体附接至时，在所述结合处之外，总是存在翼尖结构的一些不可忽略的外侧部分。至少一端与翼尖相连的侧翼也可以称为翼尖翼刀。

要强调的是，向准备好市场应用的飞行器的设计过程和开发是高度复杂的任务，包括许多重复的多学科步骤。对于具有复杂的多面机翼结构的新概念、没有充分研究空气动力学、气动力弹性学和其他航空学科的领域而言，这尤其重要。从+50摄氏度的飞机场起飞后数分钟，在-70摄氏度的跨音速飞行条件下，无法预测作用于如此大型复杂构架上的动载荷和共振频率。由于开发过程中的困难，即使是新的、基本上传统的悬臂飞行器原型，在最终测试中的表现也可能很奇怪。在首位乘客登机前，必须更改许多细节。因此，本专利申请的说明书、附图和权利要求书必须以其最广泛的形式、根据用于为实施例提供所描述的改进、特征和功能(而不是在全面开发过程中可能是必要的改变和偏离)的手段，而被宽泛地考虑。由本领域技术人员进行的包括空气动力学和结构优化在内的常规产品开发期间的几何修改和修改的方法步骤不限制本发明的范围。附图中所描绘的一些结合、实体及其组合也存在于其他实施例中，未描绘且未详细描述。这样的组合和变化在本发明的范围内。机翼的几何形状不是在石头中铸造的。

当设计本发明的实施例时，一个主要目的是在第一机翼和第二机翼之间建立主支撑结构互连，即构架，其包括至少一个封闭框架，并由此建立至少一个相应的空气动力学通道。另一个主要目的是建立另一个主支撑结构互连，在第二机翼和第三机翼之间形成封闭框架，并由此建立相应的空气动力学通道。这三个机翼是没有所述支撑互连的悬臂机翼。在第一和第二机翼之间的空气动力学通道是在第二和第三机翼之间的所述空气动力学通道竖直下方的框架。显然，所述空气动力学通道是分开的，并且不形成公共通道。两个连接的翼尖可以形成主互连，即直接连接，但是在大多数实施例中，两个翼机之间的主支撑互连的封闭框架包括至少一个支撑构架构件，称为实体或支撑实体，以阐明所述构架构件具有独特和独立的存在和/或支撑功能。在两个机翼之间只有一个支撑实体是一种情况，其仍然可以被认为是所述机翼之间的直接互连。一个实体不形成另一个实体的一部分。两个或多个结构上附接的实体不形成公共实体。在这种情况下，翼尖翼刀实体在其末端附接到另一个飞行器部件的地方结束。在两个主翼之间的所述互连(或互连部)可以包括一系列实体，它们在结构上彼此连接。所述一系列的每个实体具有与同一封闭框架的两个相邻部件、实体或机翼、构件结合的两个结合点。与所述两个相邻构架构件结合的所述两个结合点限定了所述实体的长度。所述实体的一端在其与构架的所述相邻构件之一的结合处，而所述实体的另一端在其与构架的所述相邻构件的另一个结合处。可以用一个例子来说明这一点的相关性：传统的盒式机翼飞行器的前翼FW和尾翼片TF并不是独立的分离部件，因为有一系列构架构件将所述FW和TF相互连接，包括翼尖翼刀WF和后翼RW。尽管上述所有部件(FW，WF，RW和TF)都是同一框架的成员，但我们并没有说FW和TF是相互连接的，因为这并不相关，并且因为将FW连接到TF不是设计人员的主要目的。主要目的是使用WF实体在主翼FW和RW之间建立(主)支撑结构互连。

这种推理很重要，例如当考虑涡轮风扇引擎(发动机)时，其中所述引擎的某些部分是封闭框架的参与构件，而所述引擎的其他部分不形成所述封闭框架的一部分。在一些实施例中，涡轮风扇尖端引擎的引擎壳体附接到三个飞行器零件A，B和C上，其中，引擎壳体的在A和B之间的一部分形成一个封闭框架的一部分，并且引擎壳体的另一部分(位于B和C之间)属于另一个封闭框架。在这种情况下，引擎壳体包括至少两个支撑实体：一个在A和B之间，意在成为一个封闭框架的一部分；另一个支撑实体在B和C之间，意在成为另一个封闭框架的一部分。两个相邻的封闭框架，它们是两个相邻但分开的空气动力学通道，不会形成公共或第三或新的封闭框架，因为所述两个框架也是两个分开的空气动力学通道，无法形成气流的公共通道。所述A和B之间的封闭框架是一个空气动力学通道，所述B和C之间的封闭框架是另一个空气动力学通道。因此，引擎壳体的两个相邻部分，即A和B之间的所述实体以及B和C之间的所述实体，不形成共同的实体。它们属于两个不同的框架，两个不同的空气动力学通道。在A和C之间存在空气动力学通道是不正确的，该通道包括引擎壳体在A和C之间的所有位置。在A和C之间形成封闭框架以及空气动力学通道并不是设计者的意图。

在以上推理中，建议的设计顺序是主要意图是在两个主翼之间设计构架，并且所得到的框架限定了空气动力学通道。相反的顺序不脱离本发明的范围：要求形成限定封闭框架的空气动力学通道的最初或主要意图是等效的。

在一些附图中，当清楚地指出被编号的物品具有相同的镜像对应物时，对称的飞行器部件，一个位于机身的一侧而另一侧位于相对的一侧，仅设有唯一的一个特定的附图标记。

图1示出了本发明的基本机翼构造，多封闭机翼飞行器，封闭机翼飞行器内的新子类别。有三对在结构上连接至飞行器机身1的主翼。低位安装的后掠的第一机翼2从机身1的下前部延伸。第二机翼3在结构上与机身1的上中部连接，在一些实施例中为高翼，在一些实施例中为上翼，在一些实施例中为与机身顶部具有足够结构连接的伞翼，如本领域技术人员所理解的。前掠的第三机翼4的根部被升高到机身1的尾部上方。在如图1的一些实施例中，第三机翼4和机身1之间的结构互连部包括单独的尾翼片，竖直稳定器5。在一些实施例中，如本领域技术人员所理解的，存在不止一个尾翼片，在一些实施例中为V形尾翼构造。在图1中，三个机翼的翼展基本相等的，但是存在翼展不相等的实施例。

许多后掠的悬臂飞行器机翼具有在空气动力学上有效的上掠的翼尖，这利用了机翼上表面上的加速的翼展方向的流动，即朝向弯曲的翼尖的流动。前掠的第三机翼4的根部是弯曲的，这利用了机翼上表面上的加速的翼展方向的气流，即朝向弯曲的机翼根部的流动-这是相反的情况。在一些实施例中，如图1所示，在上根部结合处具有空气动力学主体6，其被设计成具有不干扰所述第三机翼4的根部部分上和上方的所述向内的展向流动的装置。还有其他实施例，其使用了现有技术的其他机翼-机翼结合部和机翼-翼片结合部，如本领域技术人员所理解的。

在图1中，在第二机翼3和第三机翼4之间存在支撑结构互连部，该支撑结构互连部包括支撑实体7，在该实施例中，该支撑实体是翼尖翼刀。所述结构互连部形成了盒式机翼构造8的特征性封闭框架，其包括所述第二机翼3(从根部到尖端)、所述翼尖翼刀7和所述第三机翼4。这种盒式机翼构造8的设计与现有技术的常规盒式构造在某种意义上不同，即常规盒式机翼框架的第一机翼被附接到机身的下部。将所述盒式机翼框架8放置在该升高的位置的原因包括在第一机翼2和所述盒式机翼框架8之间提供足够的竖直间隔。

在图1中，在第一机翼2和第二机翼3之间存在支撑结构互连部，该支撑结构互连部包括两个支撑实体：9和10。在该实施例中，支撑实体9是前掠下反角的升力翼，并且支撑实体10是无升力翼尖翼刀。所述结构互连部形成闭合框架11，其包括所述第一机翼2、所述翼尖翼刀实体10、所述支撑实体9和第二机翼3的内侧部分。没有所述支撑结构的相互连接，第一机翼2将是细长的、完全生长的鸭翼，严重地经受变形和颤动的困扰。

图2示出了本发明的另一个实施例，其中，机身12和第三机翼13之间的结构连接包括呈V形尾翼构造的两个尾翼片14。在该实施例中，支撑实体15比图1中的对应支撑实体9更长，因为所述支撑机翼实体15在更靠近第二机翼16的根部的位置附接到第二机翼16。存在具有不同比例的其他实施例。在图2的实施例中，非常短的翼尖-翼刀实体17附接到第一机翼18的弯曲翼尖上；空气动力学主体19将所述机翼-翼刀实体17连接至支撑实体15。第一机翼18、非常短的翼尖-翼刀实体17、空气动力学主体19、支撑实体15和第二机翼16的内侧部分形成闭合框架20。在图2的实施例中，存在由第二机翼16、翼尖-翼刀实体22、第三机翼13和V形尾翼片14形成的另一封闭框架21。由于两个V形尾翼片14之间存在内侧封闭框架，并且在两侧分别有两个外侧封闭框架20和21，所以封闭框架的总数为五个。

有意的是，所述翼尖-翼刀实体17在图2所示的实施例中非常短，以便示出可以被称为盒式机翼的封闭框架20，但是其实际上是连接的机翼构造。有意的是，没有可见的边缘、边界或指示，准确地显示出第一机翼18的弯曲翼尖在何处终止以及短翼尖-翼刀实体17在何处开始。在一些实施例中，对应于17的翼尖-翼刀实体如此短，并且其内部结构与第一机翼的弯曲翼尖集成在一起，以至于本领域技术人员不会将这样的非常短的翼尖-翼刀实体称为一个单独的实体，而是将相关结构称为第一机翼的弯曲翼尖的延伸部分。在这样的实施例中，支撑实体15直接附接至第一机翼18的翼尖，即连接机翼构造。在许多专利和许多研究出版物中，盒式机翼构造和连接机翼构造被作为同义词混杂或使用。现有技术的各种机翼-机翼结合部被在各种实施例中实施，而不限制本发明的范围的方面。最重要的事情是两个相邻主翼之间的支撑部，以避免变形、振动和颤动，以及重新分配过载零件的动力载荷和应力，从而提供强度、刚度和阻尼。为一个优选的实施例选择适当的结合部是一个细节，在该早期的设计阶段还没有决定；并且，本领域技术人员可以理解，这些细节的设计方案不脱离本发明的范围。

在一些实施例中，像图3中的机翼构造一样，在第一机翼23和第二机翼24之间有一个以上的支撑部。支撑实体25与上述图1中的支撑机翼9和图2中支撑机翼15相似。支撑实体26是无升力、基本竖直的侧翼，换句话说，是翼尖-翼刀实体，是第一机翼23和第二机翼24的翼尖部之间的第二支撑互连部。支撑机翼25附接在支撑实体26上，但在某些实施例中，第一机翼23的翼尖与所述两个支撑实体25和26在共同的结合点处都结合在一起，带有或不带有类似于图2中的27或28或19的空气动力学主体。在一些实施例中，支撑实体25直接附接至第一机翼23，在其结合处具有或不具有空气动力学主体，并且另一支撑实体26附接至支撑实体25的外侧部分，在其结合处具有或不具有空气动力学主体。也有一些实施例，在第一机翼和第二机翼之间只有一个支撑互连部，类似于图3中的侧翼实体26。重要的是，没有具有结构互连实体(没有翼尖翼刀)直接连接第一机翼23的翼尖和第三机翼29的翼尖的实施例，而那是现有技术的特征性特点。

图4示出了一个实施例，其中支撑实体30附接到第一机翼31和第二机翼32的尖端部分；但绝对不与第三机翼33附接。另一个支撑实体34在结构上将第二机翼32和第三机翼33的尖端部分互连，但是要强调的是，上述两个实体30和34，称为翼尖翼刀实体或侧翼实体，是彼此不同且彼此独立的实体；他们没有形成共同的实体；它们的内部结构不是彼此的延续。侧翼实体30是在第一机翼31和第二机翼32之间的构架的构件。侧翼实体34是在第二机翼32和第三机翼33之间的构架的构件。它们属于两个不同的空气动力学通道。

图5示出了具有四个推进单元和很少的构架构件的结构上具有挑战性的实施例。前引擎35附接到后掠的第一机翼36的翼尖。尾引擎37附接到前掠的第三机翼38的翼尖和第二机翼39的翼尖。第二引擎39和第三机翼38之间的有意的支撑互连部是主要的，包括尾引擎37的引擎壳体的内侧部分40，第二机翼39和第三机翼38之间的部分。所述三个部分(39、40、38)与尾翼片41形成上、尾封闭框架。另一设计意图是在第一机翼36和第二机翼39之间的主要支撑互连部，包括侧翼实体42，前引擎35和尾引擎37的引擎壳体的下部43，侧翼实体42和第二侧翼39之间的部分。所述五个部分(36、35、42、43、39)形成下、前封闭框架。尾引擎37的引擎壳体的所述内侧部分40和所述下部43是两个不同的支撑实体。它们属于两个不同的框架，两个不同的空气动力学通道。第一机翼36和第二机翼39如所期望地相互连接，并且在它们之间建立下封闭框架以及下空气动力学通道。第二机翼39和第三机翼38如所期望地相互连接，并且在它们之间建立上封闭框架以及上空气动力学通道。侧翼实体42比第三机翼更靠近第二机翼39；它们(42、39)之间的连接更为直接和主要；它们都是同一框架以及同一空气动力学通道的构件。因此，说第一机翼36的翼尖和第三机翼38的翼尖之间存在直接的结构连接是不正确的，而那是常规盒式机翼构造的特征性特点，在这里并非如此。在第一机翼36和第三机翼38之间有两个不同的、分开的空气动力学通道，所述通道由两个不同的框架组成，包括不同的支撑实体。

图6示出了一个实施例，其中，尾引擎44和第三机翼45的尖端部通过支撑实体46互连，与图5中的实施例相比，在第二机翼47和第三机翼45之间提供了更大的竖直和水平间隔。在一些实施例中，所述互连实体46是短侧翼实体，在其他实施例中，它是桥塔结构。应当指出的是，这种桥塔的结构和在该位置的该侧翼的结构基本上是相同的支撑结构。这两个名称在上下文中用作同义词。该解决方案使得可以在所述第三机翼45和支撑实体46之间的结合处之外设计具有延长的梢段(tip section，尖端段)的第三机翼45；与图5中相应的第三机翼38相比，导致更长的固定翼；在一些实施例中，甚至比图6中的更长。还有一些实施例，其中第三机翼45在所述第三机翼45和支撑实体46之间的结合处之外没有翼尖延伸。在优选的实施例中，所述第三机翼45的上表面(在机翼-桥塔结合处的外部具有或不具有尖端延伸)无附接部件，并且因此在空气动力学上不受干扰，即从尖端到根部“干净”，为提高所述第三机翼45的上表面上和上方的向内展向气流提供了设计方案的可能性；空气动力学特性，其对于前掠机翼不是被彻底研究的领域。由于在第二机翼47和第三机翼45之间提到的增加的竖直间隔，所以第二机翼47比图5中相应的第二机翼39更不上反角。图5是另一个空气动力学改进。经由前引擎50附接到第一机翼49的支撑侧翼实体48类似于图5中对应的支撑实体42，但更短，这意味着重量更轻；结构上改进。第一机翼49和第二机翼47之间有意的主要结构支撑互连导致下封闭框架和下空气动力学通道，其包括49、50、48、51和47，其中51是支撑实体，尾引擎44的引擎壳体的下部。第二机翼47和第三机翼45之间有意的主要结构支撑互连导致上封闭框架和上空气动力学通道，包括47、52、46，45的大部分和单独的尾翼片53，其中52是支撑实体，尾引擎44的引擎壳体的内侧部分。侧翼实体48比第三机翼45更靠近第二机翼47；它们(48、47)之间的连接更为直接和主要。它们都是同一框架以及同一空气动力学通道的构件。因此，说第一个机翼49的翼尖和第三个机翼45的翼尖之间存在直接的结构连接是不正确的，而那是常规盒式机翼构造的特征性特点，本发明并非如此。

图7示出了修改的实施例，其中尾引擎54仅具有两个结构支撑构架构件，即第二机翼55的翼尖和支撑桥塔实体56,，后者还附接到第三机翼57。在如图7那样的一些实施例中，第三机翼57的展向比图6中相应的第三机翼45的展向延伸的多得多。在图7中，在第三机翼57和桥塔实体56之间的结合部的外侧，存在与第三机翼57的结构一体的铰链机构58。在所述铰链机构58的外侧，第三机翼57的外侧部分59是可折叠的，在图7的左侧示出折叠位置，在右侧示出非折叠位置。在图7中有一个支撑侧翼实体60，其上端在结构上连接到第二机翼55的翼尖部。否则，所述侧翼实体60类似于图6中的对应的支撑实体48，由于其前下端经由前引擎62附接到第一机翼61。下封闭框架和相应的下空气动力学通道由两个机翼61和55以及两个支撑实体62和60形成。上封闭框架和相应的上空气动力学通道由两个机翼55和57、两个支撑实体54和56以及一个单独的尾翼片63形成。与图6中的构造相比，图7中的该机翼构造比尾引擎54周围和下方的区域在空气动力学方面更好，其中三个支撑构架构件附接到尾引擎44上。

在一些实施例中，以上铰链机构58被实施在机翼-桥塔结合处。其他实施例使用现有技术的其他折叠机翼机构和折叠解决方案。图左侧所示的折叠机翼段59向下折叠，但是在一些实施例中，折叠机翼段可在向上的方向上折叠，在一些实施例中大于90度，以节省空间。第三机翼下方的桥塔安装的引擎不是折叠第三机翼的先决条件。图1-4中的任何构造都可以采用如上面描述的该特征。存在类似于图1-4中的实施例的实施例，其中第三机翼的翼尖结合部具有铰链机构，具有附接的外侧机翼段，如该特征在上面被描述那样地能够折叠。用于为第三机翼提供延伸的梢段的装置包括用于实现更高的展弦比的装置以及用于增加前掠的第三机翼上和上方的向内的翼展方向的气流的装置。为上述延伸的梢段提供折叠能力的装置包括用于减小翼展的装置，由于机场的限制，这一点很重要。在优选实施例中，折叠机翼段具有与第三机翼的其余部分相同的掠角。在其他实施例中，折叠机翼段具有不同的掠角。前掠的第三机翼的后掠的折叠梢段不脱离本发明的范围。专利预防：传统的盒式机翼或连接机翼飞行器的尾翼以及带有中部支撑的悬臂机翼也可以通过添加如上所述的折叠机翼特征来设计；如本领域技术人员所理解的，仅需要明显的修改。

图8示出了更坚固的构架，其中前引擎64具有三个支撑构架构件：第一机翼65的翼尖；支撑实体66，该支撑实体在该实施例中是前掠的下反角升力翼，其根部附接到第二机翼67的中部；支撑实体68，在本实施例中，其为无升力侧翼，其上端附接至第二机翼67的尖端部。尾引擎69由第二机翼67的翼尖和支撑实体70支撑，支撑实体在该实施例中是附接到第三机翼71的桥塔或短侧翼。有类似于图8的实施例，但是没有支撑机翼实体66。有类似于图8的实施例，但只有一个尾翼片而不是V形尾翼构造72。可以容易地预测，用一个竖直尾翼代替两个高上反角的翼片，空气动力学性能会更好，但是当两个构架构件(即两个尾翼片)由一个替换时，很难预测这种复杂构架的空气弹性行为和颤动趋势。图8中的V形尾翼构造72意在加强中部的第三机翼73，当尾引擎69仅具有两个支撑构架构件，即桥塔实体70和第二机翼67时。另一方面，所述第二机翼67的尖端部由侧翼实体68支撑。在一些实施例中，第三机翼71的翼尖终止于与支撑实体70的结合处。第一机翼65和第二机翼67之间的主支撑结构互连部是包括两个封闭框架和两个空气动力学通道的构架：一个封闭框架和相应的空气动力学通道包括65、两个支撑实体73、66以及67的内侧部分，其中73是前引擎64的下内侧部分；另一个封闭框架和相应的空气动力学通道包括三个支撑实体66、74、68和66和68之间的67的外部，其中74是前引擎64的上内侧部分。第二机翼67和第三机翼71之间的主支撑结构互连部是包括封闭框架和相应的空气动力学通道的构架，包括67、69、70，71的外侧部分(在72和70之间)以及V形尾翼片72。图8中的封闭框架的数量是7个，由于第二机翼71的内侧部分和其镜像对应部分以及两个V形尾翼片72一起形成后封闭框架。相应的空气动力学通道的总数也为七个。

有一些实施例，类似于图8中所呈现的稳固构造，具有所有上述形式的为第三机翼实施的折叠机翼技术。当第三机翼由三个点支撑，即在根部，在其中部由V形尾翼片支撑，并且在机翼的外部具有支撑互连部时，折叠第三机翼的尖端部是特别有利的。一个缺点是，细长延伸的前掠梢段的这种不受支撑的尖端会遭受变形、振动和颤动，特别是在结构可折叠时。在一些实施例中，前引擎具有如图8所示的三个支撑部件，后引擎也具有如图6所示的三个支撑部件。存在类似于图8的实施例，但是没有支撑实体66，还有其他没有支撑实体68的实施例。存在类似于图6或图5的实施例，具有如图8中的66的附加的支撑实体。添加和移除支撑实体和/或尾翼片以及结合所提供的结合部是在本发明的范围内的设计选择，但是如果没有所有相关实施例的全面的空气动力学和结构评估，就不可能为给定的任务轮廓选择优选的实施例。

图9-13是图8的飞行器的不同视图，本发明的优选实施例之一。相比于图10、11和13分别示出的俯视图、侧视图和仰视图的尺寸，图8和图12的前视图和后视图以放大比例示出。图8-13中的附图标记是相同的。

提出的实施例是若干方法步骤的结果，其被应用以改进封闭机翼飞行器概念，与悬臂概念相比，这是空气动力学和结构上的改进。包括三对主翼的多封闭框架结构提供了结构强度和刚度，无论它是盒式机翼还是连接机翼构造。标准悬臂机翼的无支撑尖端会在位置、机翼扭曲和形状方面发生变形。它也会振荡，因为在飞行过程中力永远不会恒定。两个机翼之间的结构支撑互连确实最小化了与预先计算的几何形状以及与为任务优化的相应空气动力学值之间的偏差。在设计过程的开始选择三对机翼是一个方法步骤，使用空气动力学上优选的薄而窄的机翼提供足够的机翼面积，同时由于机场的限制，减小了超大型飞行器所需的翼展。选择三对机翼是一个方法步骤，减少每个机翼的负载和应力，使得使用更多的复合材料成为可能。与具有相似机翼面积的悬臂概念相比，使用三对机翼提供每个机翼三分之一的负载。长机身(大多数飞行器中最重的部分)在前部附近，后部附近和中部被提起。具有所述三点提升的设计可以制造更轻的机身，也可以使用更多的复合材料。旨在在整个结构中使用更多复合材料的设计也意味着更好的热弹性行为，因为当温度变化时，由复合材料制成的三维多元素封闭构架的变形远小于金属结构。对于这种复杂的构架，具有低热膨胀系数的复合材料是一个较小的问题。如图示和描述的，在前部附近设计低位安装的第一机翼，顶位安装的第二架机翼以及定位第三架机翼的根部的原因是，可以将所有三对机翼构造成贯穿梁(carry-through beam)，其结构比在机翼-机身结合处使用螺栓更坚固。

将第二机翼设计成从根部到尖端的连续机翼而不将任何飞行器部件附接到所述第二机翼的上表面的方法步骤，与上述W02016048211A1相比是一种改进，其中相应的“中翼”被分为后掠的根段(root section)和两个梢段，其中两个梢段均连接至翼尖翼刀，将“前翼”的翼尖和“后翼”的翼尖互连的实体。由此，所述“中翼”的根段具有与后掠的梢段的升高的上表面分离的上表面。在所述根段的所述上表面上和上方有沿翼展方向向外运动的空气，并且在所述后掠的梢段的上表面上和上方有另一种单独的向外运动的空气。所述“中翼”的另一个梢段是前掠的，从而在所述前掠的梢段上和上方存在气流的沿翼展方向的向内运动，从尖端朝向所述梢段的根部。所述前掠的梢段和后掠根段的结合区域具有空气动力学问题，因为在根段上和上方的翼展方向向外的气流以及汇合的在前掠的梢段上和上方的翼展方向向内的气流会导致前缘震动。本发明的不分开的连续的第二机翼的原因是要提供不间断的、全长的翼展方向向外的运动，在所述第二机翼的上表面上和上方加速，从根部一直到尖端。如本领域技术人员所理解的，该翼展方向流动与所测量的(全长)翼展方向直接相关，其与展弦比直接相关；并且展弦比越高，空气动力学性能越高。

展弦比与跨度的平方成比例。必须为所述WO2016048211A1的“中翼”的根段计算一个展弦比值，并且必须为所述WO2016048211A1的所述向后掠的梢段计算另一个展弦比值。如本领域技术人员所理解的，对于本发明的情况，两个分开的机翼段的展弦比的总值总是低于为(相同长度)整个翼展计算的展弦比。因此，与WO2016048211A1相比，将本发明的第二机翼设计为从根部到尖端的不分开的连续机翼的方法步骤是空气动力学的改进。

本发明的几个实施例的所图示和描述的机翼具有弯曲的尖端和/或根部。该设计方法步骤部分地意味着作为实现平滑连接的一般方法，但是也意味着在机翼上和上方增加上述翼展方向流动的方法，这是空气动力学改进的来源。在后掠的机翼的向上弯曲的翼尖上的升阻比要高得多，这是众所周知的特点。鲜为人知的是，这种现象也适用于前掠的机翼的向上弯曲的根部。在一些实施例中，这就是设计具有弯曲根部的前掠第三机翼的方法步骤的原因。许多实施例被设计成具有结合部，其中框架的一个构件，通常是具有弯曲的根部或尖端的机翼，被垂直地附接到另一飞行器部件的表面。至少在某些航空应用中，这种设计方法也被称为是空气动力学的改进。关于两个前掠的第三机翼的根部结合部，在所有实施例中，如本领域技术人员所理解的，这是两个向内的翼展方向气流碰撞而导致前缘震动的地方。不幸的是，在现有技术中很难找到好的空气动力学解决方案。形状优化可以导致改进的根部翼型的几何形状，并且在结合部中的在空气动力学上设计良好的多余主体也可以减少问题。

构架中的支撑实体或构件越多，则结构越坚固、越硬，但空气动力学损失也越高。达到低空气动力干扰的意图与减小湿润面积和重量的意图与实现结构强度的意图相矛盾。设计具有如图8中的几个封闭框架的实施例的一个方面是：给气流更多的空气动力学通道；所述图8中是7个，因为封闭框架的数量是7。空气动力学通道以及封闭框架的最小数量是四个，如图6或图7那样。在单独的尾翼片和两个V形尾翼片之间进行选择的意义远大于空气动力学通道的数量和结构方面。V形尾翼片的作用类似于升降舵和方向舵。它们在空气动力学设备上有额外的位置，这意味着冗余。它们对失速恢复具有明显的颠簸效果(pitcheffect)；并且它们提供额外的升力，尤其是在起飞和爬坡时。另一方面，两个V形尾翼片的润湿面积较大，它们扰乱了第三对机翼上的进气流。它们也具有空气动力学性能差的翼片-机身结合部。

至少一个桥塔安装的涡轮风扇引擎的明显而传统的地方将是第二机翼的中部。然而，设计新颖的发明也激发了推进单元的非常规布置，如图5-图8那样。这种设计解决方案(即在全展向位置上部署引擎)的原因包括：减少飞行过程中的根部弯曲；最小化机舱噪声；在偏航方面增加有效的机动性；而且，由于强大的进气口吸力和高速的出口气体加快了引擎壳体周围的气流，因此有可能提高周围翼尖上和上方的气流速度。存在在两侧仅具有一个尖端引擎的实施例，但是由于更高的冗余度，因此具有四个尖端引擎的实施例是更安全的设计解决方案。现代的引擎壳体和相邻的封闭框架是足以抵抗鸟的撞击或爆裂的结构，但是如果引擎出现问题/当引擎出现问题时，可以进一步加强机翼和引擎的集成结构，以避免崩解和机翼损失。可以仔细选择金属和复合材料的组合，以实现最佳的强度、刚度以及阻尼引擎的振动。所图示的引擎和附接的构架构件相互支撑，作用在所述附接构件上的力矢量指向不同的方向；一种有效的设计解决方案，可以平衡或重新分配动力载荷和应力。

在一些实施例中，所选择的推进单元具有针对整个机翼结构计算的、适合于优化的应力分布的不同特性。该方法的一个示例是类似于图5的实施例，其中选择前引擎以产生比后引擎更大的推力，具有用于确保引擎之间的长而窄的侧翼实体42仅暴露于拉伸应力的装置。为了在飞行期间更好地重新分配动力载荷和变形，存在在机翼框架中具有静态嵌入应力(例如内建张力)的实施例。给出许多不同结合部的原因之一是，表明设计光滑的结合部不足以实现良好的空气动力学性能，但还必须在考虑结构强度和重量的同时找到平衡点。当要开发某个任务轮廓(mission profile)的最终设计时，所给出的结合部提供(非排他性的)多种选择，以在每个位置选择最合适的版本。一般而言，如果考虑到所选的任务轮廓，如果考虑结构或空气动力学原因，则机翼几何形状在不同实施例中可以不同。平面形状，翼展，上反角/下反角和掠角以及所有其他机翼几何参数应被视为设计变量，在上述综合多学科过程中要优化的目标，这在飞行器开发的后期阶段是绝对必要的。

还有一些实施例也具有传统的桥塔安装的引擎，并且附接到第二机翼的桥塔安装的引擎仍然比附接到下机翼的桥塔安装的引擎更高。如图所示将尾引擎放置得如此高的方法步骤背后的原因之一是，提升了机场人员和机场车辆的危险区域，因为两个上引擎单独地就足以滑行了。这些高位安装的引擎使设计重量更轻的下起落架组件成为可能。在此位置放置尾引擎的另一个原因是为飞行员或自动驾驶提供了一个强大的工具，可以利用上引擎的更大功率从失速中恢复过来，从而产生俯仰力矩，将机头向下推。典型的故障是，悬臂飞行器的低位安装的机翼上的升力在失速后崩溃时，飞行员试图用更大的动力以及来自位于重心下面的低位安装的引擎的额外动力来补偿速度损失和高度损失，提供额外的扭矩，从而进一步提升机头。当额外的推力来自高位安装的引擎时，情况将会相反。尖端引擎也可作为方向舵的补充甚至替代，增加操纵飞行器的冗余度。设计具有四个尖端引擎而不是两个尖端引擎的实施例的原因是，当另一侧的另一个故障时，仅一侧的一个尖端引擎可能是不够的，因仅来自一个距离重心一定翼展距离的工作引擎的扭矩/偏航很难与空气动力学装置保持平衡。在紧急着陆时，在一侧工作的两台引擎和在另一侧工作的一台引擎可以提供足够的机动性。机腹着陆可能并不一定会伤害引擎，因为飞行器在其腹部和第一上反角机翼中的一个的襟翼导轨整流罩上滑动得相对平稳。由于没有引擎撞击表面，因此在水面上的降落也很平稳。当引擎离机身尽可能远时，紧急疏散会更安全。所描述和图示的尖端引擎的一个缺点是，每个引擎上附接有至少两个支撑实体或机翼，这使维护变得困难，但是存在现有的顶位安装引擎，其中引擎壳体与机身和竖直稳定器都集成在一起，因此基本解决了可及性问题。还存在类似于图5-8的实施例，具有比所示出的推进单元更多的推进单元，分别沿着侧翼实体42、48、60和68的结构部署或与侧翼实体42、48、60和68集成。推进单元的位置不限于所图示和描述的位置。

所呈现的实施例在本发明的范围内提供了支撑、结合和其他细节的多种选择。这样做的原因，以及应以其最广泛的形式理解和解释本发明以及权利要求的范围和精神的原因是，这种非常复杂的机翼概念处于早期设计阶段。这里介绍的方法和设备有很长的研究和开发之路，以便作为载人飞行器实施，其是我们基础设施公认的一部分。与国际规定、安全程序，乘客接受度等有关的义务要少得多的较不复杂的发明应具有比本发明更窄的范围和更窄的权利要求。从事进一步开发工作的工程师必须处理的一个例子是关于维护保养可及性的机翼引擎结合处。另一个例子是飞行员的能见性规定，尽管打算将第一机翼尽可能地置于前方以实现更高速度的更高扫掠和获得更好的横截面分布，上述规定可能迫使开发者将第一机翼向后移动，而且还因为机翼更加水平分开。单引擎故障的设计是必要的，并且结构上的后果可能要求必须放弃每个引擎仅具有两个连接的支撑构件的实施例，并且机翼引擎的结合处必须坚固得多(第三个示例)。着陆距离的限制可能导致重新设计更小掠角的机翼，从而提高高升力设备的效率(第四个示例)。第五示例是美学方面，其对乘客的接受度和可销售性具有巨大的影响，这是无法预料的并且不能包含在本说明书中。深领域专业知识必须来自许多学科，并且必须达成完全共识，包括与该早期设计阶段最相关的分析专业知识。

应该简要地提及本发明的许多品质和益处，其中本发明的区别特征改善或显著改善了这样的封闭机翼飞行器。空气动力学仿真(巡航状态下的CFD)表明，与参考飞行器(超大型跨音速客机)相比，其性能极其优越，尽管缺乏机翼几何形状的全面优化。这个空气动力学的优越性和相应的良好燃油效率意味着更低的环境影响，更低的噪音，更大的有效载荷，更长的续航里程以及更低的每座千米燃油消耗。横截面分布也比参考悬臂飞行器的横截面分布好得多。一些改进的特性和功能是：放置货物的灵活性；减少对失速的担忧；在困难的飞行条件下具有良好的机动性和稳定性；许多地方的冗余空气动力学装置也可提高安全性；在水平飞行中较低的迎角；以及降低的速度和更少的引擎功率，其中起飞和降落时的噪音更少。三对主翼为贯穿式结构，将重机身在三点上提起。这种三点提起功能可以显著减轻超长机身的重量。本发明使得有可能建造具有相对短翼展的超大型飞行器，对于我们的机场而言是可管理的。三个纤细且相对较短的机翼可以同时提供大机翼面积和高展弦比。在所述相对短的封闭机翼上的分配/再分配载荷提供了强度和刚度，这打开了在机翼中使用更多复合材料的可能性。互连的部件的封闭框架形成坚固的和刚性的构架结构，具有对可接受的空气动力干扰来说足够的间隔。所有翼尖相互支撑；应力、变形和颤动被最小化。弯曲的机翼部分改善了局部升阻比，并且尖端引擎加快了附近机翼部分周围的局部气流。尖端引擎的重量减少了飞行过程中的根部弯曲。当每个引擎由指向不同方向的两个或三个结构支撑部件支撑时，来自尖端引擎的振动会得到有效阻尼。所有这些新颖的特征和改进意味着所提出的新概念具有更高的工业适用性。因此，已实现的应用的可行性阈值越来越接近。多封闭框架很复杂，但是今天昂贵的材料、制造方法和工艺明天就会便宜。因此，在工业上可应用但是今天昂贵的某些实施例不排除在本发明的范围之外。具有沿着至少一个机翼的一部分或整个长度部署的电推进、火箭推进、分布式推进以及变形翼的自适应控制的实施例不脱离本发明的范围。改善封闭机翼结构的一长串方法还包括变形机翼技术，该技术易于实施(弦向的)，因为封闭框架整体的变形有限，这归功于具有支撑翼尖的机翼结构的刚性核心。在一些实施例中，至少对于一个机翼实施变形机翼技术。

权利要求书(按照条约第19条的修改)

1.用于改进常规的封闭机翼飞行器概念的设计方法，包括机身和封闭机翼结构，其中封闭机翼结构包括一对低位安装的后掠前翼、一对升高的前掠后翼、在每侧的两个翼尖之间的主结构互连部、以及所述后翼和机身之间的结构连接部；其中，改进包括以下步骤：

a)设计飞行器机身，并在机身的每一侧上设计三个主翼，其中第一机翼(65)向后掠并从机身的下前部延伸；第二机翼(67)在水平方向上位于第一机翼(65)的后面，并且在竖直方向上位于第一机翼的上方，并在结构上连接到机身的上中部，作为上翼、高翼或伞翼；第三机翼(71)向前掠，在水平方向上位于第二机翼(67)的后面，并且在竖直方向上位于第二机翼的上方，并通过包括至少一个尾翼片(5或72)的方式在结构上与机身互连；

b)设计第一机翼和第二机翼之间的结构互连部，形成第一机翼和第二机翼之间的支撑构架，支撑构架包括封闭框架，形成相应的空气动力学通道，其中所述封闭框架包括C形小翼，所述C形小翼为第一机翼的尖端部，所述C形小翼为所述构架的将第一机翼和第二机翼互连的元件；

c)设计第二机翼和第三机翼之间的结构互连部，形成第二机翼和第三机翼之间的支撑构架，所述支撑构架包括封闭框架，形成相应的空气动力学通道，其中，所述封闭框架包括混合小翼，所述混合小翼为第二机翼的尖端部，所述混合小翼为所述构架的将第二机翼和第三机翼互连的元件。

2.根据权利要求1所述的方法，还包括以下步骤：

设计具有弯曲根段的前掠的第三机翼(71)。

3.根据权利要求1所述的方法，还包括以包括以下步骤中的至少一个的方式设计所述第一机翼和所述第二机翼之间的结构互连部：

a)设计包括支撑结构件(25)的构造，其中，所述支撑结构件(25)的一端与第二机翼的中部连接，并且所述支撑结构件的另一端直接地或者通过包括空气动力学主体的方式与第一机翼的C形小翼连接；

b)设计包括前推进单元(35)的构造，所述前推进单元与第一机翼的C形小翼连接，所述C形小翼附接在尾推进单元(37)上，其中，所述尾推进单元(37)还附接在第二机翼的翼尖上；

c)设计包括推进单元(62、64)的构造，所述推进单元与第一机翼的C形小翼连接，所述C形小翼附接在第二机翼的尖端部上；

d)设计包括推进单元(64)的构造，所述推进单元与第一机翼的C形小翼连接，并且还附接在支撑结构件(66)上，所述支撑结构件还附接在第二机翼的中部上。

4.根据权利要求1所述的方法，还包括以包括以下步骤中的至少一个的方式设计所述第二机翼和所述第三机翼之间的结构互连部：

a)设计包括第二机翼的混合小翼(7、22、34)和空气动力学主体(27)的构造，将第二机翼的翼尖和第三机翼的翼尖或翼尖部互连；

b)设计包括推进单元(37)的构造，其中，所述推进单元附接在第二机翼的翼尖以及第三机翼的翼尖上；

c)设计包括推进单元(69)的构造，所述推进单元与第二机翼的混合小翼连接，所述混合小翼与第三机翼连接，其中，在一些实施例中，第三机翼具有在与第二机翼的所述混合小翼的结合部之外的固定的翼尖延伸部，而在一些实施例中，所述第三机翼的翼尖终止于与第二机翼的混合小翼的结合部。

5.根据权利要求1所述的方法，还包括以下步骤：

以包括折叠外侧段(59)的方式设计第三机翼(57)，所述折叠外侧段位于与第二机翼的混合小翼的结合部的外侧；其中，第三机翼(57)的结构以包括铰接机构(58)的方式被设计，所述铰接机构位于与第二机翼的所述混合小翼的结合部处，或者位于所述结合部的外侧。

6.有人或无人飞行器，包括：

a)机身；

b)在所述机身的每一侧上的机翼构造，包括：(i)从机身的下前部延伸的后掠的第一机翼(65)；(ii)第二机翼(67)，所述第二机翼水平地位于第一机翼(65)的后面，并且竖直地位于第一机翼的上方，并在结构上连接到机身的上中部，作为上翼、高翼或伞翼；(iii)前掠的第三机翼(71)，所述第三机翼水平地位于第二机翼(67)的后面，并且竖直地位于第二机翼的上方，并通过包括至少一个尾翼片(5或72)的方式在结构上与机身互连；

c)第一机翼和第二机翼之间的结构互连部，形成第一机翼和第二机翼之间的支撑构架，支撑构架包括封闭框架，形成相应的空气动力学通道，其中所述封闭框架包括C形小翼，所述C形小翼为第一机翼的尖端部，所述C形小翼为所述构架的将第一机翼和第二机翼互连的元件；

d)第二机翼和第三机翼之间的结构互连部，形成第二机翼和第三机翼之间的支撑构架，所述支撑构架包括封闭框架，形成相应的空气动力学通道，其中，所述封闭框架包括混合小翼，所述混合小翼为第二机翼的尖端部，所述混合小翼为所述构架的将第二机翼和第三机翼互连的元件。

7.根据权利要求6所述的飞行器，还包括以下特征：

前掠的第三机翼(71)具有弯曲根段。

8.根据权利要求6所述的飞行器，其中第一机翼和第二机翼之间的所述结构互连部的构架还包括以下中的至少一个：

a)包括支撑结构件(25)的构造，其中，所述支撑结构件(25)的一端与第二机翼的中部连接，并且所述支撑结构件的另一端直接地或者通过包括空气动力学主体的方式与第一机翼的C形小翼连接；

b)包括前推进单元(35)的构造，所述前推进单元与第一机翼的C形小翼连接，所述C形小翼附接在尾推进单元(37)上，其中，所述尾推进单元(37)还附接在第二机翼的翼尖上；

c)包括推进单元(62、64)的构造，所述推进单元与第一机翼的C形小翼连接，所述C形小翼附接在第二机翼的尖端部上；

d)包括推进单元(64)的构造，所述推进单元与第一机翼的C形小翼连接，并且还附接在支撑结构件(66)上，所述支撑结构件还附接在第二机翼的中部上。

9.根据权利要求6所述的飞行器，其中第二机翼和第三机翼之间的所述结构互连部的构架还包括以下中的至少一个：

a)包括第二机翼的混合小翼(7、22、34)和空气动力学主体(27)的构造，将第二机翼的翼尖和第三机翼的翼尖或翼尖部互连；

b)包括推进单元(37)的构造，其中，所述推进单元附接在第二机翼的翼尖以及第三机翼的翼尖上；

c)包括推进单元(69)的构造，所述推进单元与第二机翼的混合小翼连接，所述混合小翼与第三机翼连接，其中，在一些实施例中，第三机翼具有在与第二机翼的所述混合小翼的结合部之外的固定的翼尖延伸部，而在一些实施例中，所述第三机翼的翼尖终止于与第二机翼的混合小翼的结合部。

10.根据权利要求6所述的飞行器，其中，

第三机翼(57)包括：(i)折叠外侧段(59)，所述折叠外侧段位于与第二机翼的混合小翼的结合部的外侧；(ii)铰接机构(58)，所述铰接机构位于与第二机翼的所述混合小翼的结合部处，或者位于所述结合部的外侧。