弯曲的机翼末梢的制作方法

专利名称：弯曲的机翼末梢的制作方法
弯曲的机翼末梢优先权本申请要求2008年6月20日递交的题为“弯曲的机翼末梢(Curved Wing Tip)，，的美国临时专利申请No. 61/074，395的优先权，所述申请通过引用被整体并入本申请。
背景技术：
由于穿过大气，所有飞行器的机翼经受阻力。所经受的阻力可以分解为三个组成 部分诱导阻力、寄生阻力以及压缩性阻力。诱导阻力取决于升力面带来的升力。寄生阻力 由移动面与流体之间的接触产生，并且包括这样的因素，如物体形状、表面摩擦以及干扰因 子。压缩性阻力是与较高的马赫数关联的阻力，所述压缩性阻力可以包括粘性和漩涡阻力、 激波阻力以及任何归因于冲击诱导分离的阻力，所有所述阻力可以随马赫数而变化。在这 些阻力中，诱导阻力已经在传统上表现出最大的使用小翼(winglet)或其他机翼末梢装置 进行改进的潜力。一般地，飞行器的机翼可以后掠以减少阻力对于高速飞机的影响。一般地，设计后 掠机翼(sw印t wing)使飞行器的主体与机翼之间的角度是倾斜的，并且具体地，是掠向所 述飞行器尾部的。机翼的前缘和后缘的后掠未必一定具有相同的角度。还可以加入机翼末 梢装置以进一步减少机翼上的阻力。一个选择是提供倾斜的机翼末梢。常规地，倾斜的机 翼末梢具有比所述机翼的其余部分更高的后掠程度。小翼同样是可选择的解决方案，所述 解决方案相比于增加翼展具有更小的结构影响，一般地用于提高机翼的有效展弦比。小翼 一般地靠近机翼末梢的垂直延伸部。机翼末梢装置可以提高在机翼末梢处产生的升力，并 且减少由翼尖漩涡导致的诱导阻力，改进升阻比。多种机翼末梢装置以及几何结构已被描述，例如，美国专利公开 No. 2007/0252031 (题为“机翼末梢装置”，2007年11月1日公开)、美国专利公开 No. 2007/0114327(题为“机翼负载缓和设备及方法”，2007年5月M日公开)、美国专 利No.6，722，615(题为“机翼的机翼末梢延伸部”，2004年4月20日授权)、美国专利 No. 6，827，314(题为“具有机翼翘曲主动控制的飞行器”，2004年12月7日授权)、美国专 利No. 6，886，778 (题为“有效的机翼末梢装置及将这样的装置结合到现有的机翼设计中的 方法”，2005年5月3日授权)、美国专利No. 6，484，968 (题为“具有椭圆小翼的飞行器”， 2002年11月26日授权)、美国专利No. 5，348，253 (题为“融合式小翼”，1994年9月20日 授权)，这些文献中的每个都通过引用被整体并入本申请，就像在本发明中全文阐述一样。

发明内容
在本发明中描述的实施方案可以应用于包括具有弯曲的前缘和弯曲的后缘的 末梢装置的机翼，以最小化针对给定机翼形式的诱导阻力。弯曲的前缘被设计来实现这 样的最优结果，例如，维持附着流，最小化流分离，以及最小化过早漩涡卷曲，而弯曲的 后缘被设计来实现这样的最优结果，例如，在翼面(planform)上保持翼弦分布(chord distribution)与椭圆负载(elliptic loading) 一致。前缘和后缘末梢部分的弯曲可以一般地被描述为抛物线的，并且优选为超椭圆的。有限末梢段可以具有近似于所述后缘掠角 的掠角。有限部分可以用于协助稳定末梢漩涡并维持在机翼最末梢附近的漩涡位置。气动负载对于实现最优机翼性能可能是重要的；然而，飞行中获得的在机翼末梢 处的实际负载的影响常常被忽略。未能实现最优椭圆负载，尤其在靠近机翼的末梢处，可能 导致过早末梢漩涡的形成及相应的诱导阻力的提高。这种特性还可以应用于平面翼，其中 所述机翼末梢内侧的过早末梢漩涡卷曲时常作为凝结尾迹(condensation trail)在飞行 中是可视的。在本发明中描述的实施方案还可以应用于平展翼的末梢或小翼。然而，设计的一 些方面可以一般地施加于升力面，并且具体地施加于动态升力面。可选择地，包括例如推进 器和直升机旋翼的航空推进系统可以可选择地同样从所述设计的一些方面受益并且附加 地被考虑为在本发明的范围内。在本发明中描述的实施方案还可以适用于使用静态或者动 态升力面的任何应用，如船用推进器。


图1是示例性飞机的立体图，所述飞机包括根据在本发明中描述的实施方案的机 翼末梢几何结构。图2A是根据在本发明中描述的实施方案的一些方面的示例性机翼末梢的放大的 顶视图。图2B是沿线P-P获得的图2A中机翼末梢的截面图。图3是根据在本发明中描述的实施方案的示例性机翼末梢的放大的后缘立体图， 所述机翼末梢包括展向弧(spanwise camber) 0图4A是根据在本发明中描述的实施方案的一些方面的另一示例性机翼末梢的放 大的顶视图。图4B是沿线M-M获得的图4A中机翼末梢的截面图。图5是根据在本发明中描述的实施方案的示例性机翼末梢的放大的后缘立体图， 所述机翼末梢包括展向弧。图6A是根据在本发明中描述的实施方案的一些方面的示例性小翼的立体图。图6B是图6A中小翼的后缘立体图，所述小翼包括展向弧。图7是具有根据在本发明中描述的实施方案的示例性推进器旋翼的飞机的立体 图。图8是具有根据在本发明中描述的实施方案的示例性旋翼的直升机的立体图。
具体实施例方式应参照附图阅读以下描述，其中不同附图中相似的元件被同一地标号。未必按比 例的附图描述所选择的实施方案并且并不意图限制本发明的范围。例如，在附图中显示为 点的缘实际上可能是圆的(例如，图2B、图3、图4B以及图5中的前缘)。所述描述以示例 性的方式而不是以限制性的方式说明本发明的原理。这样的描述将清楚地使得本领域技术 人员能够制造和使用本发明，并且描述数种本发明的实施方案、变通、变化、选择以及使用， 所述实施方案包括目前被认为是实施本发明的最佳方式。
在本发明中使用的，用于任何数值或数量范围的术语“约”或“大约”表明适当的尺 寸公差，所述尺寸公差允许组件的部分或结合出于在本发明中描述的预期目的而起作用。 在本发明中描述的实施方案包括针对机翼的最优机翼末梢几何结构。所描述的几何结构可 以减少与由次优气动负载形成的过早末梢漩涡关联的诱导阻力。末梢设计几何结构的实施 方案可以保留机翼的末梢的椭圆负载分布。另外，翼型剖面(airfoil sections)可以被拱 起(cambered)和扭转以避免沿大后掠前缘的流分离，从而维持最末梢的椭圆负载。升力面 的展向弧可以同样被结合以维持流附着并避免末梢漩涡的过早卷曲。基于包括本发明中描述的设计的一些方面的实施方案的气动分析，已表明相对于 在当前典型的末梢设计中存在的诱导阻力，诱导阻力的显著减少可被预计。这些结果可能 取决于界定机翼几何结构且随后被讨论的参数的适当选定。针对商用运输飞机结构的潜在 利益可以被预计为在约-1%至约-3%的范围内的诱导阻力减少。所述诱导阻力减少可以 与正常巡航速度时约0.7%至约2%的范围内的燃料效率的提高相对应。可以预计针对低 速操作的附加利益。虽然本发明的实施方案典型地就机翼末梢装置或小翼进行了描述，但本发明不局 限于此。本发明的一些方面可以一般地应用于升力面，并且具体地应用于机翼，并且更具体 地应用于飞行器，所述飞行器包括没有使用小翼的平面翼。包括例如推进器和直升机的航 空推进系统同样可以可选择地从本发明的一些方面受益并且附加地被考虑为在本发明的 范围内。本发明的实施方案还可以应用于使用静态或者动态升力面的任何应用，如直升机、 船用推进器等等。最后，可以从本发明的一些方面受益的其他应用包括意图移动空气或流 体的装置，如风扇。如在本领域中已知的，参考坐标系一般地用于确定所描述的方向，并且因此一般 地包括用于飞机的参考系统、用于所述飞机的机翼的参考系统以及最后用于机翼末梢装置 的参考系统。如在图1中所见的，飞机参考系统一般地用于相对于飞行器确定所描述的方 向。χ轴沿飞机的纵轴从机首到机尾。y轴垂直于χ轴并且从所述飞机水平地射出。最后， ζ轴与χ轴和y轴二者正交，定向于垂直方向上。当位于机翼的参考平面上时，还可以使用 与所述飞机参考系统不同的机翼参考系统。因此，如在图3和图5中所见的，参考系统可以 由迎角(incidence angle)、上反角(dihedral angle)以及掠角被转动。最后，对于本发明 中描述的实施方案，如在图2和图4中所见的，用于机翼末梢几何结构的参考系统的原点与 机翼末梢几何结构的起始点重合并且在所述机翼末梢处一般地位于所述机翼的平面内。然 而，这种关系在小翼应用的情况下(如，见图6)可能基本上从所述机翼参考系统改变。所 述机翼末梢装置参考系统在所述机翼末梢装置的缘、弯曲的前缘的起始或者弯曲的后缘之 中任何最靠近飞机的一处具有原点。于是，x' -I’轴在所述机翼末梢的原点处的所述机 翼的平面上。因此，所述机翼末梢几何结构可以由掠角、上反角、迎角以及小翼角从所述飞 机参考系统被转动，并且由所述机翼的长度从所述飞机参考系统被移动到所述机翼末梢。图1图示说明包括根据在本发明中描述的实施方案的机翼末梢部分100的示例性 飞机102。机翼末梢部分100可以被设计来通过保留椭圆负载分布而最小化诱导阻力。机 翼末梢部分100的前缘104可以是弯曲的以避免流分离。机翼末梢部分100的后缘106可 以是弯曲的以维持期望的弦变化(chord variation) 0后缘末梢段108可以具有小但有限 的尺寸和后掠。末梢段108可以以与所述后缘掠角大致相同或相似的角度后掠。该末梢段108可以协助稳定所述末梢漩涡并维持其在所述后缘的位置。机翼110具有前缘112和后缘114。前缘112可以基本上是直的，并且可以过渡到 机翼末梢100的弯曲的前缘104。后缘114在过渡到机翼末梢100的弯曲的后缘部分106 之前可以基本上是直的。前缘112和后缘114也可以后掠。然而，前缘112和后缘114可 以以不同的角度后掠。例如，前缘112可以具有比后缘114更大的后掠角。图2A是图示说明根据在本发明中描述的实施方案的示例性机翼末梢几何结构 200的顶视图。用于机翼末梢几何结构200的χ' -y'参考系统可以由平行于机身纵轴的 直线202和另一垂直于所述机身纵轴的直线204创建。该χ' -y'参考系统在机翼210的 平面内。在一个实施方案中，机翼210不垂直于所述机身，而是朝着飞机的后方向后掠。机 翼210还可以以一上反角被向上转动，或者围绕所述飞机的俯仰轴(pitch axis)被倾斜以 创建迎角。例如，前缘212可以以从所述y'-参考轴204测量的角度Am，214后掠。后 缘216也可以以同样从y'-参考轴204测量的角度Ate，218后掠。前缘214和后缘218 的后掠角可以具有相同的角度或不同的角度。优选地，前缘214的后掠角比后缘218的后 掠角更大。在一个实施方案中，机翼210的末梢具有使尾部弯曲的机翼末梢几何结构200。机 翼末梢几何结构200沿所述前缘起始于点2M并且沿所述后缘起始于点226。这些起始位 置未必一定远离机身相同的距离。例如，到弯曲的后缘222的过渡可以比到弯曲的前缘220 的过渡起始于更靠近机身处。弯曲的前缘220和弯曲的后缘222分别以与前缘212和后缘 216相切的方式起始，并且然后向后方弯曲。弯曲的前缘220和弯曲的后缘222分别从基本 上是直的前缘212和后缘216平稳地过渡，并且然后沿椭圆曲线向后方倾斜接近自由流速 率方向U 230。优选地，弯曲的前缘220在前缘末梢2 处可以比弯曲的后缘222在后缘末 梢232处更靠近接近自由流速率的方向U 230。在一个实施方案中，在前缘末梢2 和后缘末梢232之间的端段234可以位于弯 曲的后缘222的尾部。该段234可以具有指定的长度并且可以以近似于或等于机翼后缘掠 角218的角度后掠。BD 234的优选长度为在0. 15 < BD/h < 0. 20的范围内，所述比率在较 高的末梢升力系数值下较高。据信，如BD 234的段有利于稳定所述末梢漩涡。机翼末梢部分200可以应用于常规的平展翼，其中弯曲的前缘220和弯曲的后缘 222可以位于所述机翼参考平面上，即所述χ' -y'平面。因此，从所述平面射出并且终止 于端段234的整个机翼基本上在同一平面内。在供选择的实施方案中，机翼末梢部分200可 以应用于常规的小翼，其中所述机翼端在所述ζ'方向上伸出所述χ' ’-y'参考平面。机 翼末梢部分200可以与机翼210的其余部分一起整体地形成，或者可以为附接或粘附到所 述机翼的末梢的单独的部分。所述机翼末梢部分可以通过螺栓连接、焊接或附接机翼段的 其他已知实践方式被附接。图2B是机翼末梢部分200在图2A的参考P-P处的截面图。以虚线236表示的弦 是从弯曲的前缘220到弯曲的后缘222的线，所述线可以相对于χ ’ -参考线202具有角度 θτ。弦分布符合所述机翼表面上的最优气动负载。在一个实施方案中，弯曲的后缘222被 设计来维持用于实现椭圆负载的期望的弦分布。翼型剖面还可以被包括在与局部弦线和扭 转角θ τ相对应的指定的位置y'。这些特征可以可选择地以数学术语描述，其中全部的尺寸可以相对于末梢延伸长度g250被标准化。末梢延伸长度g250是所述后缘的直线距离，所述后缘经过所述机翼末 梢几何结构的后缘的起始点。因此，该距离是所述机翼末梢沿后缘226的起始与弯曲的前 缘220的末端2 之间在χ'-方向上的差值。提供与延伸长度的高度相对应的另一参考 长度h252，所述长度是从弯曲的机翼末梢部分200沿所述后缘的起始，点226，到后缘端点 232的y'-距离。加入点A、B、C、D以及E用以参考位置。点A 2M是前缘212过渡到弯 曲的前缘220并且从与前缘212相切的线偏离的点。参考点C 2 是相应的沿后缘216的 点。点B 2 是弯曲的前缘220的端，而点D 232是弯曲的后缘222的端。段BD是端段 234。从点A到点C的弯曲的前缘220可以由x-x, = tanAi￡ yA)+M1 *(y-yA)m' +M2 *{y-yA；Γ界定。在一个实施方案中，所述弯曲的前缘参数M1和ffll、M2和m2被选定来界定可以维持 附着流并且避免流分离的翼面。因此挑选所述参数以创建从基本上是直的前缘212到点
上的期望的端切线斜率(slope)的平稳的椭圆过渡。所述期望的前缘切线斜率dy/dx， 在点B接近自由流方向U 230并且可以在约0. 0至约0. 1的范围内，并且优选地在约0. 03 至约0.07的范围内。在一个实施方案中，所述期望的前缘切线斜率接近约0.05。为提供 最优的性能特性，在xA、yA、g以及Λ m给定的情况下，M1在约0. 4至约0. 6的范围内，M2在 约0. 08至约0. 12的范围内，Hi1在约3. 6至约5. 4的范围内，并且m2在约5. 2至约7. 7的 范围内。优选地,M1为约0.5，M2为约0. Lm1为约4.5，并且m2为约6. 5。两个幂项的包括 是优选的以有效地提供对所述前缘在点B的切线斜率dy/dx的控制，并且匹配所述最优的 前缘曲线形状。所述设计包括至少一个幂项以创建从前缘到端点的所述平稳的椭圆过渡。 然而，幂项可以被移除或加入以进一步接近所述最优性能。从点C到点D的弯曲的后缘222可以由X-Xc = tanAre *{y-yc)+Nl *{y-yc)"' +N2*{y-yc广界定。在一个实施方案中，所述弯曲的后缘参数N1和Ii1A2和n2被选定来维持恰当的弦 变化和对所述后缘接近点D的切线斜率dy/dx的控制。挑选所述参数来提供从所述基本上 是直的后缘开始的平稳的抛物线过渡，以在所述机翼末梢形式上实现椭圆负载。可以附加 地挑选所述参数来控制所述后缘在点D的切线斜率以接近所述自由流方向。例如，所述后 缘在点D的切线斜率可以落入约0. 0至约2. 0的范围内。在一个实施方案中，所述后缘接 近点D的切线斜率在约0. 06至约0. 15的范围内，并且优选地为约0. 10。为提供最优的性 能特性，在&、yc、段BD、h以及Ate给定的情况下，N1在约0. 08至约0. 12的范围内，N2在 约1. 6至约0. 24的范围内，H1在约2. 8至约4. 2的范围内，并且n2在约3. 6至约5. 4的范 围内。更具体地，N1为约0. 1，N2为约0.2，Ii1为约3.5，并且n2为约4. 5。两个幂项的包括 是优选的以有效地控制所述机翼末梢上的负载并维持恰当的弦变化。然而，更少的或附加 的幂项可以被移除或加入以更具体地控制这些特征。至少应保留一个幂项以实现从后缘到 末梢的所述抛物线过渡。端段BD可以具有小但有限的尺寸并且可以以接近后缘角度Ate，218的角度后掠。 该部分可以协助稳定所述末梢漩涡并且维持非常靠近在点B处的最末梢的漩涡位置。段BD 的长度可以从已经描述的其他参数确定。翼型剖面可以被拱起或扭转以维持所述机翼末梢的椭圆负载并且避免沿弯曲的前缘220的流分离。所述翼弦(wing chord)，即在弯曲的前缘220和弯曲的后缘222之间 的参考线，可以根据以上参数被设计以维持期望的弦分布。所述翼型可以附加地被扭转，从 而使所述弦相对于所述自由流方向成角度θτ。翼型扭转可以由翼型弦(airfoil chord) 围绕所述末梢后缘CDB相对于机翼参考平面(即χ' -y'平面)的转动角界定。在供选择 的实施方案中，所述翼型形状可以是基本小翼翼型的修改形式。图3是机翼310从所述后缘的外形视图，根据在本发明中描述的实施方案的一些 方面图示说明典型的包括展向弧的机翼末梢部分300。所述展向弧可以由在ζ'-方向上 的机翼末梢部分300的弯曲的后缘322从机翼参考平面，即χ' -y'开始的位移形成。在 一个实施方案中，位于y' -ζ'平面的该弯曲在点3 处从机翼后缘316正切射出并且以 抛物线的方式偏离到在后缘端点332的终点。因此，机翼末梢部分300的端从在点326的 弯曲的后缘322的起始点开始弯出χ' -y'参考平面外。在y' -ζ'平面内一般地是抛物 线的所述后缘在所述参考平面外的轨迹(path)形成机翼末梢表面，所述机翼末梢表面直 到所述后缘终止于点332时才可以基本上是圆柱形的。在另一实施方案中，所述展向弧创 建圆柱形表面的一部分，所述部分可以通过翼型拱起和扭转的叠加而增扩。根据在本发明中描述的实施方案的一些方面的包括展向弧的机翼的典型外形可 以可选择地以数学术语描述。所述机翼可以包括从水平面352随所述机翼接近机翼末梢部 分300的微小倾角θ D，即上反角350。在一个实施方案中，机翼末梢部分300还可以，或者 可选择地结合展向弧以维持流附着，减少流分离，以及最小化沿所述末梢设计的外缘的过 早卷曲。所述弧可以依据所述弯曲的后缘CD从所述机翼后缘的直线延伸即y ‘-轴的垂直 位移ζ界定，并且可以由Z-Zc = -P* (y-yc)P 界定，其中 yc<y<yD。在一个实施方案中，参数P和ρ与所述机翼倾斜和扭转组合着被选定以界定先前 界定的弯曲的前缘和弯曲的后缘之间的升力面。为提供最优的性能特性，在&、ye、段BD、h 以及Ate给定的情况下，P在约0. 12至约0. 18的范围内，并且ρ在约2. 0至约3. 0的范围 内。优选地，P为约0.15，并且ρ为约2. 5。可选择地，所述设计可以包括根据相同的原理 在相反的方向或在正向的ζ方向上弯曲的机翼末梢部分300。用于维持所述末梢的椭圆负载和附着流的上述参数组合可以关于机翼翼面(即 后掠和锥形)和气动负载被界定。所述设计参数可以在恰当的限制内被指定以提供最优的 性能特性。图4A表征供选择的实施方案并且图示说明包括根据在本发明中描述的实施方案 的机翼末梢部分400的机翼410的顶视图。机翼410包括以角度Λ014向后方后掠的基本 上是直的前缘412和后缘416，后缘416同样基本上是直的并且以角度Λ 2418向后方后掠。在一个实施方案中，机翼末梢部分400沿前缘412起始于点424，沿后缘416起始 于点426。起始点4Μ和4 可以如所示的出现在远离机身相同的距离处，或者可以出现在 不同的距离处。例如，过渡点4M可以如所示的出现，但沿后缘416的过渡可以离所述机身 更远。机翼末梢部分400包括弯曲的前缘420和弯曲的后缘422。弯曲的前缘420从与前 缘412相切的线射出并且沿椭圆曲线平稳地过渡到端点428，其中接近点4 的切线斜率接 近所述自由流方向U。相似地，弯曲的后缘422以相切的方式从后缘416射出并且沿椭圆曲线向后方弯曲到端点432，其中接近端点432的切线斜率也是接近所述自由流方向U。沿弯 曲的前缘420和弯曲的后缘422的接近所述机翼末梢的所述切线斜率未必相同。在一个实施方案中，前缘末梢4 和后缘末梢432之间的端段434可以位于弯曲 的后缘422的尾部。该段434可以具有指定的长度并且可以以近似于或等于所述机翼后缘 的掠角418的角度后掠。CE 434的优选长度在0.15 <CE/h< 0.20的范围内，所述比率在 较高的末梢升力系数值下较高。据信，如CE434的段有利于稳定所述末梢漩涡。该实施方案还可以用数学术语描述以界定维持附着流并避免过早漩涡卷曲的最 优设计。点A、B、C、D以及E连同长度ci、c2、g以及h已被包括用以参考。点A4M和 分别是弯曲的端部分400沿前缘412和后缘416的起始点。点C 4 和E 432分别是弯 曲的前缘420和弯曲的后缘422的各自的端末梢位置。点B是对应于与弯曲的后缘422的 点E相同的y'-距离的沿弯曲的前缘420的点。参考长度C1是沿参考点A和D之间的 x'-方向的距离；而参考长度C2是沿点B和E之间的χ'-方向的距离。参考高度h是 从沿所述后缘的起始点(即点D)到所述弯曲的机翼末梢最末端(即点C)的y'-方向的 距离。参考距离g是从与参考距离h相同的起始点(即点D)到所述弯曲的前缘端点C的 X'-方向的距离。从点A到点C的弯曲的前缘420可以由[\-([y-yA]/^ _1 界定。在一个实施方案中，所述弯曲的前缘几何结构参数^ipbpm1以及Ii1被选定以界定 维持附着流并减少流分离的翼面，同时最小化过早漩涡卷曲的翼面。包括了这四个参数对 于提供所述前缘靠近点A的曲率以及点C处的轮廓切线斜率的控制以界定最优的前缘轮廓 是充足的。然而，附加的幂项可以被加入或移除以进一步改善所述最优参数。尺度参数(sizingparameter) (g/Cl)、(h/Cl)、(dy/dx)c 以及(c2/Cl)涉及总体的 翼面比例并且提供用于前缘和后缘两者的最优轮廓的架构。为提供令人满意的性能水平， (g/c^在约0. 50至约0. 80的范围内，(Vc1)在约0. 60至约1. 00的范围内，(dy/dx) c ^ 约0. 03至约0. 07的范围内，并且(C2/Cl)在约0. 60至约0. 70的范围内。在一个实施方案 中，(g/q)为约 0. 60，(h/Cl)为约 0. 70，(dy/dx)。为约 0. 05，并且(c2/ci)为约 0. 65。前缘轮廓参数(ai/Cl)、(b/q)、Hi1以及Ii1在所述尺度构架内界定所述前缘轮廓。 为提供令人满意的性能水平，(B1Zc1)在约1. 50至约2. 50的范围内，(Vc1)在约0. 60至 约0. 90的范围内，Hi1在约2. 0至约4. 0的范围内，并且Ii1在约1. 50至约3. 0的范围内。在 一个实施方案中，(B1Zc1)为约2.0，(Vc1)为约0.70，Hi1为约3.0，并且Ii1为约2.0。从点C到点E的弯曲的后缘422可以由
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!-([7-^0]/ )"2)界定。在一个实施方案中，为提供最优的性能特性，界定靠近点D的所述后缘曲率和在 点E的所述轮廓切线斜率，来实现在所述翼面上与椭圆负载一致的弦分布以最小化阻力。尺度参数(g/Cl)、(h/Cl)、(dy/dx) E以及(C2/Cl)涉及总体的翼面比例并且提供用 于前缘和后缘两者的所述最优轮廓的架构。如以上依据所述弯曲的前缘几何结构所讨论 的，除了(dy/dx) E，这些尺度参数已被先前地选定。尺度参数(dy/dx) ￡在约0.06至约0. 15的范围内是令人满意的，并且优选地为约0. 10。因此，轮廓参数( /Cl)、(b2/Cl)、m2以及n2 仍是要选定的。后缘轮廓参数( /Cl)、(b2/Cl)、m2以及 在所述尺度构架内界定所述后 缘轮廓。为提供令人满意的性能水平，(Vc1)在约0. 80至约1. 50的范围内，(b2/Cl)在约 0. 30至约0. 60的范围内，m2在约1. 50至约2. 50的范围内，并且n2在约1. 50至约2. 50的 范围内。在一个实施方案中，(a2/Cl)为约1.0，(b2/Cl)为约0.40，m2为约2.0，并且n2为约 2. 0。在一个实施方案中，所述端部分(即段CE)具有小但有限的尺寸并且可以以后缘 角度A2后掠。该部分可以协助稳定所述末梢漩涡并维持靠近所述最末梢(即点E)的所 述漩涡位置。段CE的长度由尺度和轮廓参数确定。图4B图示说明从图4A中的M-M截切的典型的翼型剖面。所述翼型剖面可以被拱 起和扭转以维持到所述最末梢的椭圆负载并避免沿所述大后掠的弯曲的前缘420的流分 离。翼型扭转可以由翼型弦围绕末梢后缘CED相对于机翼参考平面χ' -y'的转动角界定。 翼型形状也可以是基本小翼翼型的修改形式。图5根据包括典型的展向弧的设计的一些方面，图示说明如朝后缘516看去所见 的机翼510的典型的外形。所述机翼可以包括从水平面552随所述机翼接近弯曲的末梢部 分500的微小倾角91)，即上反角阳0。在一个实施方案中，机翼末梢几何结构500还可以， 或者可选择地结合所述机翼升力面的展向弧以维持流附着，减少流分离，并且最小化沿所 述末梢设计的外缘的过早卷曲。所述弧可以依据弯曲的后缘552(即CD)从机翼后缘516的直线延伸的侧向位移 ζ界定，并且可以由z/Cl = -P* ([y-yD] /h_l)P 界定。在一个实施方案中，参数P和ρ与所述翼型拱起和扭转组合着被选定并且界定先 前界定的弯曲的前缘和弯曲的后缘之间的升力面。为提供最优的性能特性，在如上所述的 尺度参数给定的情况下，P在约0. 10至约0. 25的范围内，并且P在约2.0至约4.0的范围 内。更具体地，P为约0.15，ρ为约2. 5。所述展向弧可以可选择地在所述相反的或正向的 ζ方向上弯曲。用于维持在所述最远末梢的椭圆负载和附着流的上述参数组合可以关于机翼翼 面(即后掠和锥形)和气动负载被界定。所述设计的参数可以在恰当的限制内被指定以提 供最优的性能特性。图6A图示说明被应用于小翼660时的具有根据在本发明中描述的实施方案的机 翼端部分600的典型的机翼610。如在图6B中被更加充分地说明的，所述机翼的端在小翼 形式660中可以向上翻转。小翼660被附接在机翼610的端并且可以具有任何常规的设计。 例如，如图所示，小翼660于垂直方向上在机翼610的平面外过渡662。过渡部分662可以 是如图所示的连续过渡，如沿恒定半径、抛物线或椭圆曲线；所述过渡可以可选择地是非连 续的。小翼660的端在过渡部分662之后可以基本上是直的。机翼610可以具有从水平面 652起的角度θ D 650。前缘612和后缘616通过过渡部分662直到机翼末梢部分600在 所述机翼的平面内可以基本上是直的。前缘612和后缘616仅在垂直方向上过渡以形成小 翼 660。小翼660可以包括弯曲的前缘620、弯曲的后缘622以及端段634。弯曲的前缘620从前缘612的向上翻转的切线偏离，而弯曲的后缘622从后缘616的向上翻转的切线偏 离。弯曲的前缘620和弯曲的后缘622可以是抛物线的或椭圆的。端段634也可以根据本 发明中描述的实施方案被设计。如图6B所示，小翼660也可以结合用于展向弧的设计的一 些方面。弯曲的端部分600可以不包括完整的小翼660，并且优选地只在过渡部分662之后 的所述小翼的所述端。图7图示说明包括根据在本发明中描述的实施方案的示例性推进器702的典型的 飞机700。推进器末梢几何结构可以包括弯曲的前缘704、具有端段708的弯曲的后缘706。 弯曲的部分704和706从所述推进器叶片主体710平稳地过渡。弯曲的前缘704可以根据 在本发明中描述的实施方案被设计。弯曲的前缘704可以是抛物线的或椭圆的并且被设计 来维持附着气流并减少流分离。弯曲的后缘706也可以根据在本发明中描述的实施方案被 设计，并且可以采用抛物线的或椭圆的轮廓以维持恰当的弦变化并控制在所述推进器的末 梢处的所述后缘切线斜率。基本上是直的部分712和714可以朝所述后缘远离推进器702 中心的径向突起成角度。端部分708可以连接弯曲的前缘704的端和弯曲的后缘706的 端。所述段可以具有有限的尺寸并成角度以稳定所述末梢漩涡且维持在所述末梢处所述后 缘的漩涡位置。用于本申请的所述设计参数与用于先前图示说明的实例的所述设计参数本 质上相同。相似地，在本发明中描述的实施方案可以被应用于双推进器飞机，其中所述推进 器可以被附接到所述飞机机翼。图8图示说明包括根据本发明中描述的实施方案的示例性旋翼802的典型的直升 机800。旋翼末梢几何结构可以包括弯曲的前缘804、弯曲的后缘806以及端段808。弯曲 的部分804和806从旋翼的主体810平稳地过渡。弯曲的前缘804可以是抛物线的或椭圆 的，并且根据以上描述的所公开的实施方案的一些方面被设计以维持附着气流并且减少气 流分离。弯曲的后缘806也可以是抛物线的或椭圆的，但可以根据所公开的设计的一些方 面利用不同的参数被设计以维持恰当的弦变化并控制在所述推进器的所述末梢处的所述 后缘切线斜率。端段808可以根据所公开的设计的一些方面连接弯曲的前缘804的端和弯 曲的后缘806的端。所述段可以具有有限的尺寸并成角度以稳定所述末梢漩涡且维持在所 述末梢处的所述后缘的漩涡位置。用于本申请的所述设计参数与用于先前图示说明的实例 的所述设计参数基本上相同。尽管所述设计已经依据具体的变体和示例性附图被描述，本领域技术人员将意识 到所述设计不限于所描述的变体或附图。因此，在一定程度上本发明存在这样的变体，所述 变体在本公开的精神内或者等同于出现在权利要求书中的发明，所意图的是，本专利也将 覆盖这些变体。由于对本领域技术人员将会是显而易见的，被考虑到本发明的范围内的变 体包括将示例性实施方案的各种特征结合得到新的实施方案。这些等同实施方案可以附加 地包括多种应用，如水运工具、其他飞行器或一般地被意图来移动气体或液体的应用。例 如，包括推进器、直升机以及推进器飞机的水运工具全部被理解为从在本发明中描述的一 个或更多个实施方案受益。可选择地，包括通风系统的风扇也可以被理解为从在本发明中 描述的一个或更多个实施方案中受益。最后，在本说明书中所引用的全部专利、公开文献以 及专利申请在此通过引用被整体并入本文，就像每个单独的公开文献或专利申请在此被具 体地且单独地阐明一样。
权利要求
1.一种连接到机翼的弯曲的机翼末梢，所述机翼具有机翼前缘和机翼后缘，所述弯曲 的机翼末梢包括前缘，所述前缘弯曲以维持附着气流并且界定从所述机翼前缘到前端点的第一抛物线.一入 ，后缘，所述后缘弯曲以维持在所述机翼末梢上的椭圆负载并且界定从所述后缘到后端 点的第二抛物线；以及端段，所述端段连接所述前端点和所述后端点，所述端段以端段角后掠以维持在所述 后端点附近的后漩涡位置。
2.如权利要求1所述的弯曲的机翼末梢，其中所述前缘形成以一般地与所述机翼前缘 相切的方式起始并且在所述前端点接近自由流方向的所述第一抛物线，并且其中所述后缘 形成以一般地从所述机翼后缘相切的方式起始并且在所述后端点接近所述自由流方向的 所述第二抛物线。
3.如权利要求2所述的弯曲的机翼末梢，其中所述端段以与机翼后缘掠角相等的掠角 后掠。
4.如权利要求1所述的弯曲的机翼末梢，其中由所述前缘界定的所述第一抛物线满足 条件力=tanAL￡ ^(y-yJ+M, *(y-yA)mt +M2 *{y-yA)mi ，其中M1在约0. 4至约0. 6的范围内，M2在约0. 08至约0. 12的范围内，Hi1在约3. 6至 约5. 4的范围内，并且m2在约5. 2至约7. 7的范围内。
5.如权利要求4所述的弯曲的机翼末梢，其中M1为约0.5,M2为约0. Lm1为约4. 5，并 且叫为约6. 5。
6.如权利要求1所述的弯曲的机翼末梢，其中由所述后缘界定的所述第二抛物线满足 条件X-Xc =tanAre*{y-yc)n' +N1 *(y-yc)"2 ，其中N1在约0. 08至约0. 12的范围内，N2在约1.60至约0. 24的范围内，Ii1在约2. 8 至约4. 2的范围内，并且n2在约3. 6至约5. 4的范围内。
7.如权利要求6所述的弯曲的机翼末梢，其中N1为约0.LN2为约0. 2,H1为约3. 5，并 且 为约4. 5。
8.如权利要求1所述的弯曲的机翼末梢，其中所述机翼末梢包括起始于所述机翼末梢 的平面内的抛物线展向弧。
9.如权利要求8所述的弯曲的机翼末梢，其中所述展向弧界定曲线，所述曲线满足条件Z-Zc = -P*(y_yc)P,其中P在约0. 12至约0. 18的范围内，并且ρ在约2.0至约3.0的范围内。
10.如权利要求9所述的弯曲的机翼末梢，其中P为约0.15，并且ρ为约2. 5。
11.如权利要求1所述的弯曲的机翼末梢，其中所述机翼包括小翼，所述机翼末梢位于 所述小翼的末端。
12.一种连接到机翼的弯曲的机翼末梢，所述机翼具有机翼前缘和机翼后缘，所述弯曲的机翼末梢包括前缘，所述前缘弯曲以维持附着气流并且界定从所述机翼前缘到前端点的第一椭圆线.一入 ，后缘，所述后缘弯曲以维持在所述机翼末梢上的椭圆负载并且界定从所述后缘到后端 点的第二椭圆线；以及端段，所述端段连接所述前端点和所述后端点，所述端段以端段角后掠以维持在所述 后端点附近的后漩涡位置。
13.如权利要求12所述的弯曲的机翼末梢，其中所述前缘形成以一般地与所述机翼前 缘相切的方式起始并且在所述前端点接近自由流方向的所述第一椭圆线，并且其中所述后 缘形成以一般地从所述机翼后缘相切的方式起始并且在所述后端点接近所述自由流方向 的所述第二椭圆线。
14.如权利要求13所述的弯曲的机翼末梢，其中所述端段以与机翼后缘掠角相等的掠 角后掠。
15.如权利要求12所述的弯曲的机翼末梢，其中所述机翼末梢由一组约束所述机翼末 梢的总体比例的尺度参数界定，所述参数包括机翼末梢高度(h)，所述机翼末梢高度(h)测量从在所述机翼和所述机翼末梢之间的 过渡点到测量的所述前端点的远离机身的距离；机翼末梢长度(g)，所述机翼末梢长度(h)测量从沿所述后缘的在所述机翼之间的所 述过渡点到所述前端点的平行于所述机身的距离；初始弦长度(C1),所述初始弦长度(C1)测量在所述机翼和所述机翼末梢之间的所述过 渡点处的从所述前缘到所述后缘的平形于所述机身的弦长度；以及端弦长度(C2)，所述端弦长度(C2)测量在所述后端点处的从所述前缘到所述后缘的平 行于所述机身的弦长度；其中(g/q)在约0.50至约0.80的范围内，(h/Cl)在约0.60至约1.00的范围内，并 且(C2Zc1)在约0. 60到约0. 70的范围内。
16.如权利要求15所述的弯曲的机翼末梢，其中在所述前端点处的前缘切线斜率在约 0. 03到约0. 07的范围内，在所述后端点处的后缘切线斜率在约0. 06至约0. 15的范围内。
17.如权利要求15所述的弯曲的机翼末梢，其中由所述前缘界定的所述第一椭圆线满 足条件
18.如权利要求17所述的弯曲的机翼末梢，其中(ai/Cl)为约2.0，Ov^c1)为约0.70， Hi1为约3.0，并且Ii1为约2.0。
19.如权利要求15所述的弯曲的机翼末梢，其中由所述后缘界定的所述第二椭圆线满 足条件
20.如权利要求19所述的弯曲的机翼末梢，其中( /Cl)为约1.0，(b2/Cl)为约0.40， m2为约2.0，并且n2为约2.0。
21.如权利要求15所述的弯曲的机翼末梢，其中所述机翼末梢包括起始于所述机翼末 梢的平面内的抛物线展向弧。
22.如权利要求15所述的弯曲的机翼末梢，其中所述展向弧界定曲线，所述曲线满足 条件z/Cl = -P*([y_yD]/h-l)p，其中P在约0. 10至约0. 25的范围内，并且P在约2.0至约4.0的范围内。
23.如权利要求22所述的弯曲的机翼末梢，其中P为约0.15，并且ρ为约2. 5。
24.如权利要求12所述的弯曲的机翼末梢，其中所述机翼包括小翼，所述机翼末梢位 于所述小翼的末端。
全文摘要
公开了一种包括具有弯曲的前缘和弯曲的后缘的机翼末梢的机翼，所述机翼最小化针对给定机翼形式的诱导阻力。所述机翼末梢的所述前缘和后缘的所述曲线可以一般地被描述为抛物线的、椭圆的或超椭圆的。有限末梢段可以具有掠角，所述掠角在所述弯曲的前缘的端和所述弯曲的后缘的端之间。所述机翼末梢还可以包括展向弧。
文档编号B64C3/10GK102149599SQ200980132637
公开日2011年8月10日 申请日期2009年6月19日 优先权日2008年6月20日
发明者L·B·格拉泽 申请人:航空伙伴股份有限公司