性能增强的小翼系统和方法与流程

本发明一般涉及空气动力学，并且更具体地，涉及例如用于飞行器的机翼的翼梢装置。

背景技术：

由于在机翼移动通过空气时产生升力期间空气的重新定向导致由飞行器机翼产生诱导阻力。空气的重新定向可包括沿机翼下侧的朝向翼梢的大致舷外方向的顺翼展方向的流动，在翼梢处空气之后在翼梢之上向上流动。在翼梢之上向上流动的空气与在机翼之上弦向的空气流结合，导致翼梢旋涡的形成。翼梢旋涡通过由机翼的后缘流出的其他旋涡馈送。自机翼蔓延的旋涡的下降气流降低了机翼有效迎角，这将导致所产生的升力的降低。

小翼提供了用于降低诱导阻力负效应的手段，例如通过有效地增大机翼后缘的长度。后缘长度的有效增大会扩散旋涡的分布，这样会降低自诱导阻力的损耗。在这方面，小翼可提供诱导阻力的显著降低，这样可改善飞行器的性能。此外，小翼可提供有效后缘长度增大，而不增大机翼前缘的长度。另外，通过将小翼添加至机翼来代替通过延伸翼梢以常规方式增大翼展，可避免与加长前缘升力增强装置（例如，缝翼、Krueger襟翼）有关的重量、成本、和复杂度的增大。

然而，常规的小翼可增大翼梢处的空气动力载荷，这可导致在高升力条件下的机翼弯曲度的增大。机翼弯曲度的增大可需要加固或者加强机翼结构，这样添加了重量，并且会使由小翼提供的减阻利益消失。另外，常规小翼的重心可定位为距机翼的扭转轴线相当长的距离，这将影响机翼的颤振特性。在对抵消常规小翼的惯性作用的尝试中，可将压载物添加至翼梢的前缘。不幸地，压载物的添加可使由小翼提供的一些减阻利益消失。常规的小翼还可遭受由于气流分离导致的降低的空气动力效率，其中在包括低速在内的高载荷条件下可出现所述气流分离。

由此可见，本领域需要可降低机翼的诱导阻力而不增大机翼弯曲度的翼梢装置。另外，本领域需要这样的翼梢装置，其将对机翼的颤振特性的影响最小化。此外，本领域需要这样的翼梢装置，其无需添加压载物，以克服小翼的惯性作用对机翼的颤振特性的影响。

技术实现要素：

可由本公开具体地解决和消除与常规小翼有关的上述任何一个或更多需求，在本公开中提供了用于飞行器机翼的小翼系统，其中所述小翼系统包括被安装至翼梢的上部小翼和下部小翼。当机翼承受地面静态载荷时，下部小翼可具有静态位置。下部小翼可配置为使得在大约1g飞行载荷下的机翼的向上偏转引起下部小翼从静态位置移动至飞行位置，并且引起机翼的相对跨度增大。

同样公开了具有一对机翼的飞行器，其中每个机翼具有翼梢。飞行器可包括被安装至每一个翼梢的上部小翼和下部小翼。下部小翼的尺寸和取向可被设置为使得在大约1g飞行载荷下的机翼的向上偏转引起机翼的相对跨度增大。

在进一步的实施例中，公开了增强飞行器性能的方法，其包括在机翼上提供上部小翼和下部小翼的步骤。在机翼受到地面静态载荷时，下部小翼可具有静态位置。本方法可进一步包括在大约1g飞行载荷下向上偏转机翼。另外，本方法可包括在机翼的向上偏转期间，将下部小翼从静态位置移动至飞行位置。本方法可还包括在下部小翼从静态位置移动至飞行位置时，引起机翼的相对跨度增大。

小翼系统可包括安装至机翼的上部小翼和下部小翼；在机翼受到地面静态载荷时，下部小翼具有静态位置；以及下部小翼被配置为使得在大约1g飞行载荷下的机翼的向上偏转引起下部小翼从静态位置移动至飞行位置，并且引起机翼的相对跨度增大。小翼系统可包括下部小翼，在大约1g飞行载荷下的机翼向上偏转期间，所述下部小翼被取向为具有不小于大约15度的上反角（anhedral）。在大约1g飞行载荷下的机翼的向上偏转期间，上部小翼可被取向为具有至少大约60度的下反角（dihedral）。

所述小翼系统可包括下部小翼，其具有压力中心；机翼，其具有机翼扭转轴；以及位于机翼扭转轴的朝向后面的下部小翼的压力中心。小翼系统可包括：机翼，其具有包括翼梢弦的翼梢；上部小翼和下部小翼中的每个具有根弦（root chord）；以及上部小翼根弦和下部小翼根弦中的每个具有的长度为翼梢弦的至少大约50%。上部小翼根弦和下部小翼根弦中的每个可具有的长度为翼梢弦的长度的大约60%-100%。

小翼系统可具有所述上部小翼和下部小翼中的至少一个，该小翼具有被安装在翼梢与相应的上部小翼和下部小翼接合点处的前缘根套。下部小翼可具有的长度为上部小翼长度的至少大约50%。上部小翼和下部小翼可具有的梢弦与根弦的锥度比在大约0.15-0.50的范围内。上部小翼和下部小翼能够具有大约20度至70度之间的前缘后掠角。

所述机翼可具有机翼扭转轴；上部小翼和下部小翼具有组合的小翼面积和定位为与机翼扭转轴纵向偏移的组合的重心；以及上部小翼和下部小翼经配置以便所述纵向偏移比单个上部小翼的重心的纵向偏移更小，其中单个上部小翼具有的小翼面积基本等于组合的小翼面积，并且具有的前缘后掠角基本等于上部小翼前缘后掠角。

本发明的一个实施例涉及一种飞行器，其包含一对机翼，每个机翼具有翼梢；以及被安装至每一个翼梢的上部小翼和下部小翼；下部小翼的尺寸和取向被设置为使得在大约1g飞行载荷下的机翼的向上偏转引起机翼的相对跨度增大。

增强飞行器的性能的方法能够包含下列步骤：在机翼上提供上部小翼和下部小翼，下部小翼在机翼受到地面静态载荷时具有静态位置；在大约1g飞行载荷下向上偏转机翼；在机翼的向上偏转期间，将下部小翼从静态位置移动至飞行位置；以及在下部小翼从静态位置移动至飞行位置时，引起机翼的相对跨度增大。本方法可还包含下列步骤：在大约1g飞行载荷期间，向上偏转下部小翼；以及在下部小翼向上偏转期间，增大有效翼展。

为进一步增强性能，本方法可包含以下步骤：在机翼向上偏转期间，以不小于大约15度的上反角取向下部小翼。本方法可进一步包含以下步骤：在机翼向上偏转期间，以至少大约60度的下反角取向上部小翼。为了增强空气动力，本方法能够进一步包含以下步骤：定位下部小翼，以便压力的中心在机翼扭转轴的后面；在骤风载荷期间，增大下部小翼的升力；以及响应于下部小翼的升力的增大，在翼梢上施加俯冲力矩。为了增大效率，本方法能够进一步包含以下步骤：划分上部小翼和下部小翼之间的翼梢空气动力载荷，上部小翼和下部小翼中的每个均具有根弦，该根弦具有的长度为翼梢弦的至少大约50%。为了改善性能，本方法可进一步包含以下步骤：通过在上部小翼和下部小翼中的至少一个上使用前缘根套，最小化飞行器的寄生阻力。为了增强空气动力，本方法可进一步包含下列步骤：提供具有组合的小翼面积和组合的重心的上部小翼和下部小翼，所述组合的重心与机翼扭转轴纵向偏移；以及通过将组合的重心纵向偏移小于单个上部小翼重心的纵向偏移的量而降低机翼颤振，所述单个上部小翼具有的小翼面积基本等于组合的小翼面积，并且其具有的前缘后掠角基本等于上部小翼前缘后掠角。

所讨论的特征、功能和优点可以在本公开的各种实施例中独立实现，或者可以在其他实施例中组合实现，参考下列说明和附图能够明白进一步细节。

附图说明

通过参考附图，将更加明白本公开的这些和其他特征，其中贯穿附图的是，相同的标记涉及相同的部分，其中：

图1示出飞行器的透视图，其具有被安装在每个机翼的翼梢上的小翼系统；

图2示出飞行器的前视图，其示出包括了被安装至每个翼梢的小翼系统的上部小翼和下部小翼；

图3示出沿图2的线3截取的一个小翼系统的侧视图，并且示出被安装至翼梢的上部小翼和下部小翼；

图4示出沿图3的线4截取的上部小翼的顶视图，并且示出可被可选地并入上部小翼中的扭转角或者决口（washout）；

图5示出沿图3的线5截取的下部小翼的顶视图，并且示出可被可选地并入下部小翼中的扭转角；

图6示出成夹具形状的向下偏转的地面静态载荷形状以及向上偏转的1g飞行载荷（例如，1g翼面载荷）形状中的机翼中的一个的示意性前视图；

图7示出如图6所示的三种不同形状的机翼的上部小翼和下部小翼的相对位置的示意图；

图8示出飞行器的前视图，其示出每个翼梢上的下部小翼从静态位置移向飞行位置，其中机翼在静态位置中受到地面静态载荷，机翼在飞行位置中受到大约1g飞行载荷，并且还示出为响应下部小翼从静态位置移向飞行位置的移动而出现的有效翼展的增大；

图9示出单个上部小翼的一个实施例的侧视图，其中该上部小翼的重心定位为与机翼的扭转轴纵向偏移；

图10示出本文所公开的小翼系统的侧视图，其中上部和下部小翼的组合产生组合的重心，该组合的重心相对于单个上部小翼的较大纵向偏移，定位为与扭转轴减小的纵向偏移，并且这有利地最小化小翼系统对机翼颤振的惯性效应；

图11示出小翼系统的可替换的实施例的侧视图，其中上部小翼和下部小翼的后缘大体上与机翼后缘对齐；

图12示出小翼系统的进一步的实施例的侧视图，该系统具有被安装在翼梢与每个上部小翼和下部小翼的接合处的前缘根套；

图13示出小翼系统的一个实施例的透视图，其示出位于机翼扭转轴后面的下部小翼的压力中心，这是由下部小翼的相对大的后掠角和下部小翼的相对小的上反角所导致的；

图14示出沿图13的线14截取的小翼系统的侧视图，并且示出被施加至翼梢上的俯冲力矩，以响应于为响应骤风载荷而增大的下部小翼的升力；以及

图15示出具有一个或更多操作的流程图，其中所述操作可被包括在操作飞行器的方法中。

具体实施方式

现在参考附图，其中所示是为了说明本公开的各种实施例的目的，图1示出具有机身12的飞行器10的透视图。机身12可包括用于乘客和机组人员的机舱。机身12可自飞行器10的前端24处的机头延伸至机身12的后端26处的机尾18。机尾18可包括用于飞行器10控制的一个或更多尾翼面，例如垂直稳定器22和/或水平稳定器20。飞行器10可还包括一对机翼50、一个或更多推进单元16以及机头和主起落架14（图2）。机翼50可包括文中所公开的一个或更多小翼系统98。每个小翼系统98可包含上部小翼100和下部小翼200，并且小翼系统98可被安装至机翼50的翼梢56。

应当注意，尽管在固定翼客机10例如图1所示的管式机翼（tube-and-wing）飞行器10的背景下描述了本公开的小翼系统98，但是各种小翼系统98实施例中的任一个均可被应用至任何配置的任何飞行器，不具有限制。例如，小翼系统98可被应用至任何民用、商用或者军用飞行器。另外，本文所公开的小翼系统98的实施例可被应用至可替换的飞行器配置，并且不被限制于图1所示的管式机翼飞行器10配置。例如，所公开的实施例可被应用至混合机翼机身（wing-body）型飞行器或者混合翼飞行器。

小翼系统98可还被应用至除了机翼50之外的空气动力表面或者升力表面。例如，小翼系统98可被应用至鸭式飞行器的例如水平稳定器等控制面或者希望减轻诱导阻力的不利影响和/或增强空气动力性能的任何其他的升力表面。有利地，如文中所公开的上部小翼100和下部小翼200可被提供相当大的尺寸，具有相当长的根弦和相当高的后掠和/或锥形度。有利地，下部小翼200被提供了相当有限量的上反角224（图8），其在巡航飞行期间，当例如在大约1g飞行载荷78（图6）下机翼50气动弹性地向上偏转时，导致有效翼展80（图8）的增大。另外，下部小翼200可还配置为在大约1g飞行载荷78下气动弹性地向上偏转并且这可导致相对跨度增大84（图7），以及如图6-8所示并在下面较详细地描述的，可有助于增大机翼50的有效翼展80（图7）。有利地，通过因机翼50的向上偏转和/或下部小翼200的向上偏转而增大有效翼展80，可提高飞行器10的升阻比（lift-to-drag）性能。

在图1中，飞行器10上的小翼系统98的安装可关于坐标系定义，该坐标系具有纵轴28、横轴30以及竖轴32。纵轴28可被定义为通过前端24和后端26之间的机身12的大致中心延伸。横轴30可相对于纵轴28正交取向，并且可以大致沿相对于机身12的中心的机翼50舷外方向延伸。竖轴32可相对于纵轴28和横轴30正交取向。图1所示飞行器10的每一个机翼50均可从具有根弦54的翼根52延伸至具有梢弦58的翼梢56。每个机翼50可具有上表面64和下表面66，并且可包括机翼前缘60和机翼后缘62。在所示实施例中，可在机翼后掠角68处形成机翼前缘60。每个机翼50可以下反角70向上延伸。然而，可提供具有任何几何构型的其上可安装有小翼系统98的机翼50，并且不限于上述图1所示的飞行器10的布置。

图2示出由起落架14支撑的飞行器10的前视图，并且示出被安装至每个机翼的翼梢56的小翼系统98。示出为夹具形状74（图6）的机翼50，其中在飞行器10的制造期间，当机翼50受到装配加工约束时，可出现相当直的机翼50。在一个例子中，夹具形状（例如，夹具形状74，图6）可被定义为弹性构件（例如，机翼50）的平衡状态（例如，空载状态）。如下面较详细地显示，当飞行器10被起落架14支撑时，在由于作用于机翼50、推进单元16和/或由机翼50所支撑的其他系统的质量的重力所导致的地面静态载荷76（图6）下，机翼50可典型地呈现稍向下偏转的形状。

每个翼梢56可包括具有上部小翼100和下部小翼200的小翼系统98。上部小翼100可具有上部小翼根102，其可在翼梢56处被附着或耦合至机翼50。上部小翼100可作为相当直的构件朝向上部小翼梢106延伸。同样地，下部小翼200可具有下部小翼根202，其可在翼梢56处被附着至机翼50。在一个实施例中，下部小翼根202可在翼梢56处与上部小翼根102相交或接合。下部小翼200可作为相当直的构件朝向下部小翼206的梢延伸。然而，上部小翼100和/或下部小翼200可被提供非直线形状，并且可包括曲线形状或者等高线形状，并且可还包括直线形状、曲线形状和等高线形状的组合。

上部小翼100可具有从上部小翼根102延伸至上部小翼梢106的上部小翼长度118（例如，半翼展）。在所示实施例中，上部小翼长度118可比下部小翼200的下部小翼长度218更长。在一个实施例中，下部小翼200可具有的下部小翼长度218为上部小翼100的上部小翼长度118的至少大约50%。在进一步的实施例中，下部小翼200可具有的下部小翼长度218在上部小翼100的上部小翼长度118的大约50%至80%的范围内。在商用运输飞行器10的一个实施例中，可提供大约50到150英寸的上部小翼100的上部小翼长度118。例如，可提供90到110英寸的上部小翼100的上部小翼长度118。下部小翼长度218可从下部小翼根202延伸至下部小翼梢206，并且可被提供大约30到100英寸的下部小翼长度218。例如，下部小翼200可提供50到70英寸的下部小翼长度218。然而，上部小翼100和下部小翼200可被提供任何长度，并且不限于上述长度范围。此外，尽管未示出，但可在这样的实施例中提供小翼系统98，其中下部小翼200比上部小翼100更长。另外，在一个或更多实施例中，如下所述，下部小翼100可配置为使得下部小翼梢206大致位于门跨度限制38（图6）以及侧滚（roll）和纵摇（pitch）间隙线42（图6）的相交处。

在图3中，示出被安装至机翼50的翼梢56的小翼系统98的侧视图。上部小翼根102在机翼与上部小翼接合点150处接合至翼梢56。同样地，下部小翼根202在机翼与下部小翼接合点152处接合至翼梢56。尽管附图示出了上部小翼根102和下部小翼根202分别被安装至翼梢56的上部和下部，但小翼系统98可配置为使得上部小翼100在上部小翼与下部小翼接合点154处至少部分地与下部小翼200相交。在该方面，上部小翼根102和下部小翼根202可在相对于彼此的任意垂直位置被安装至翼梢56。另外，尽管本公开的附图将上部小翼根102和下部小翼根202显示为通常在上部小翼根102和下部小翼根202与翼梢56的接合点处彼此对齐，但是上部小翼根102可被接合至翼梢56，使得上部小翼根102位于下部小翼根202的前面。可替换地，下部小翼根202可被接合至翼梢56，使得下部小翼根202定位在上部小翼根102的前面。这样，上部小翼根102可被接合至翼梢56，使得上部小翼前缘112定位在下部小翼前缘212的前面，或反之亦然。同样地，上部小翼根102可被接合至翼梢，使得上部小翼后缘112定位在下部小翼后缘212的前面，或反之亦然。

此外，尽管本公开将上部小翼根102和下部小翼根202显示为通常在横向（例如，沿着平行于横轴30的方向，图2）上彼此对齐，但是上部小翼根102（图3）和下部小翼根202（图3）可被接合至翼梢56，以便上部小翼根102位于比下部小翼根202更远的外弦。可替换地，下部小翼根202可位于比上部小翼根202更远的外弦。这样，翼梢56可被定义为从翼根52（图1）到翼梢56（图1）的机翼50的长度的最外侧的大约10%（10）。上部小翼根102和下部小翼根202不被限制于在翼梢56的最外端接合至机翼50。例如，上部小翼100和下部小翼200的上部小翼根102和下部小翼根202可在任何位置接合至机翼50，以便当机翼50在大约1g飞行载荷78（图8）下时，飞行器10的相对设置的翼梢56（图8）上的下部小翼200（图8）定义有效翼展82（图8）。在一个实施例中，上部小翼根102和/或下部小翼根202可在从翼梢56的最外端到机翼50长度的最外侧的10%（10）上的任何位置中的任意位置处接合至机翼50。

在图3中，上部小翼100和下部小翼200可向后掠过，并且可额外地形成梢弦108、208与相应的根弦104、204的锥度比。在一个实施例中，上部小翼100和/下部小翼200的锥度比可在大约0.15到0.50的范围内。例如，上部小翼100和/或下部小翼200的锥度比可在大约0.20到0.25范围内。然而，上部小翼100和/或下部小翼200可形成0.15到0.50范围外的锥度比，并且可结合扭转角122或决口选择，其中扭转角122或决口可被可选地包括在如下所述的上部小翼100和/或下部小翼200中，从而提供所需的载荷分布。

每个上部小翼100和下部小翼200均具有前缘110、210和后缘112、212。在一个实施例中，上部小翼前缘110和/或下部小翼前缘210与翼梢56的相交可位于翼梢56处的机翼前缘60的后面，这可在某些飞行条件下最小化气流分离。在图3所示实施例中，上部小翼100和下部小翼200配置为使得上部小翼前缘110在机翼前缘60后面的位置相交下部小翼前缘210。可预计的是上部小翼前缘110和/或下部小翼前缘210与翼梢56的相交一般可与机翼前缘60重合或大约在该处定位。如图3中的实施例所示，上部小翼后缘112和/或下部小翼后缘212可在机翼后缘62前面的位置与翼梢56接合或相交。然而，上部小翼后缘112和/或下部小翼后缘212可在不比机翼后缘62更向后的任何位置接合或相交翼梢56。

更进一步地，在可替换实施例中可提供小翼系统98，其中如下所述，上部小翼后缘112和/或下部小翼后缘212可在某位置相交翼梢56，所述位置大约与机翼后缘62重合或是通常在机翼后缘62的后面的位置。在本文所述的任何实施例中，小翼系统98可配置为使得上部小翼根弦104和/或下部小翼根弦204可比翼梢弦58更长。另外，小翼系统98可配置为使得上部小翼根弦104和/或下部小翼根弦204可比翼梢弦58更短。在一个实施例中，小翼系统98可配置为使得上部小翼根弦104和/或下部小翼根弦204的一部分朝向机翼前缘60的前方延伸。类似地，小翼系统可配置为使得上部小翼根弦104和/或下部小翼根弦204的一部分在机翼后缘62的后面延伸。

在图3中，上部小翼100和下部小翼200中的每个均在上部小翼100和下部小翼200分别接合翼梢56的位置具有根弦104、204。翼梢56具有翼梢弦58。小翼系统98可配置为使得上部小翼根弦104具有的长度为翼梢弦58长度的至少大约50%。同样地，下部小翼200可配置为使得下部小翼根弦202具有的长度为翼梢弦58长度的至少大约50%。在一个实施例中，上部小翼根弦104和/或下部小翼根弦204中的每个可具有的长度在翼梢弦58长度的大约60%到100%或者更大百分数的范围内。可通过在上部小翼100到翼梢56的接合点150处和/或在下部小翼200到翼梢56的接合点152处包括前缘根套138、238（图12）来减轻由上部小翼100和/或下部小翼200的相当长的根弦产生的额外的寄生阻力。

通过避免需要使上部小翼根弦104和下部小翼根弦204的长度始终包含相应的上部翼梢106和下部翼梢206，如下所述，前缘根套138、238可最小化由在上部小翼根弦104和下部小翼根弦204与翼梢56的接合点处的相当长的上部小翼根弦104和下部小翼根弦204产生的额外的寄生阻力。优选地，通过设置上部小翼100和/或下部小翼200的尺寸使得上部小翼根弦104和/或下部小翼根弦204具有的长度为翼梢弦58长度的至少大约50%，与单个上部小翼280（图9）被提供用于承载翼梢56的全部空气动力载荷的布置相反地，翼梢56的空气动力载荷可在上部小翼100和下部小翼200之间被划分。

在图3所示实施例的例子中，因为翼梢56具有1.0的截面升力系数，并且其中上部小翼根弦104和下部小翼根弦204的长度大体上等于翼梢弦58的长度，所以上部小翼根102承载了0.5的截面升力系数，而下部小翼根202承载了0.5的截面升力系数。相反，在单个上部小翼280（图9）未被提供下部小翼的配置中，单个上部小翼280将承载全部的为1.0的截面升力系数。单个上部小翼280的根部的较高的截面升力系数可相应于可在巡航飞行和/或高升力条件下出现的更大的气流分离倾向。这样的气流分离可导致单个上部小翼280降低的效率，并且可导致冲击或者其他不期望的特性。代替单个上部小翼280的本公开的上部小翼100和下部小翼200的组合的又一个优势是，单个上部小翼280不能提供翼展的有效增大，因为当机翼在1g机翼载荷下向上偏转时，单个上部小翼梢将向内（例如，朝向安装在飞行器的相对机翼上的相对上部小翼梢）移动。

图4示出被安装至翼梢56的上部小翼100的顶视图。上部小翼前缘110可以在大约20度至70度之间的前缘后掠角114取向。可相对于飞行器10（图1）的横轴30（图1）测量图4-5中的后掠角114、214。可选地，上部小翼前缘110可被提供在20-70度范围以外的前缘后掠角114。图4还示出了可以可选地并入上部小翼100内的上部小翼扭转角122或决口。扭转角122可被并入上部小翼100中以作为控制沿上部小翼100的载荷分布的手段。在图4中，沿上部小翼100的任意点的上部小翼扭转角122可相对于根弦下表面基准线105被定义，所述根弦下表面基准线105表示上部小翼根102的下表面的入射角。在一个实施例中，上部小翼100可被提供达到大约-7度的上部小翼扭转角122，其中上部小翼梢106可以比上部小翼根102更大的入射负角度取向。例如，上部小翼100可被提供大约-3到-5度的上部小翼扭转角122。沿朝向上部小翼梢106的上部小翼根102的上部小翼扭转角122可具有沿上部小翼长度118的恒速。然而，上部小翼扭转角122可以沿上部小翼长度118施加变速。

图5示出了被安装至翼梢56的下部小翼200的顶视图。可以以大约20度至70度之间的相当大的前缘后掠角214取向下部小翼前缘210，但是前缘后掠角214可以大于或小于20-70度的范围。有利地，下部小翼200的相当大的前缘后掠角214为下部小翼200提供倾斜布置，其位于下部小翼200的压力230（图14）中心，该中心位于机翼50的扭转轴72（图14）后方的相当远处。如下较详细地描述，在某些飞行条件下，例如在阵风46（图14）期间，在机翼50的扭转轴72后面的点的位置处，下部小翼200的压力中心230的位置有利地产生俯冲力矩250（图14），其在俯冲方向上围绕扭转轴72（图9）有效地旋转翼梢56，并且暂时性地减小翼梢56处的有效入射角48（图14）。翼梢56处的有效入射角48的减小导致弯曲载荷的减少，否则弯曲载荷将被强加于机翼50上。

此外，与下部小翼200的相当厚的前缘翼面（未示出）组合的下部小翼200的相当大的前缘后掠角214可导致在下部小翼200上形成边界分明的稳定的旋涡（未示出），并且其可降低处于低速、高升力条件下的趋向于气流分离和冲击的倾向。正如以上关于上部小翼100所指出的，下部小翼200可被提供扭转角222。在图5中，可相对于根弦下表面基准线205定义沿下部小翼200的任意点处的下部小翼扭转角222，所述根弦下表面基准线205是表示下部小翼根202的下表面的入射角的线。下部小翼200可被提供高达约-7度的扭转角222，例如大约-3至-4度的扭转角222，并且其可提供控制沿下部小翼200的长度的载荷分配的手段。

图6示出飞行器10的示意性主视图，其示出三种不同形状的机翼50中的一种，其表示可规定上部小翼100和下部小翼200的尺寸和取向的约束。用实线示出具有夹具形状74的飞行器机翼50，其可表示当在例如上述飞行器10的制造期间受到装配加工约束时机翼50理论上的形状。还用双点划线示出具有向下偏转的地面静态载荷76形状的机翼50，在例如飞行器10停在航站楼的大门处时，机翼50可呈现所述形状。机翼50的地面静态载荷76形状响应于作用在机翼50、推进单元16（图1）和/或其他系统的质量上的重力。还用双点划线示出具有向上偏转的1g飞行载荷78形状（例如，1g机翼载荷）的机翼50，在飞行器10处于水平巡航飞行并且承受空气动力升力载荷时可出现所述形状。

图6示出了典型的飞行器10上的小翼系统98的配备或配置，其中上部小翼100和下部小翼200位于受到若干约束的最大舷外位置。例如，飞行器10支撑在可表示机场斜坡（未示出）的静态地平线40上，在该机场斜坡上，飞行器10可停在航站楼附近的大门处。飞行器10可受到由图6中的垂直双点划线表示的门跨度限制38。门跨度限制38可以是预定义的限制。例如，门宽度限制可通过管理机关预定义为飞行器的最大翼展，其可在位于航站楼的大门位置的几何构型约束内安全操作或者适合航站楼的大门位置的几何构型约束。可将门跨度限制38列入基于最大翼展的组群或者代码中。在这方面，美国联邦航空局（FAA）和国际民用航空组织（ICAO）将飞行器分类为组群I至组群VI（FAA）中的一个，或者是代码A至代码F（ICAO）中的一个。例如，代码C飞行器具有的门跨度限制高达但不包括36米。在本公开的上下文中，如在此公开的具有小翼系统98的代码C飞行器在某些机场大门处将被限制操作，所述飞行器在机翼50处于地面静态载荷76下时，下部小翼梢206上的最外侧点之间的有效翼展80（图6）少于36米。

图6还示出了侧滚和纵摇间隙线42，其被示为自起落架14向上延伸的成角度的线，从而为飞行器10机翼50提供间隙，以避免例如在起飞和/或着陆期间翼梢56的梢部撞击。上部小翼100和下部小翼200被设置尺寸并取向为使得上部小翼100和下部小翼200均不侵犯（例如，延伸越过）门跨度限制38。上部小翼100和下部小翼200可配置为使得当机翼50处于地面静态载荷76下时，上部小翼梢106和下部小翼梢206在具有门跨度限制38的大约相同的横向位置处终止。下部小翼200同样被设置尺寸并且取向为避免侵犯侧滚和纵摇间隙线42。在一个实施例中，下部小翼200可被设置尺寸并配置为使得下部小翼梢206大约位于门跨度限制38和侧滚和纵摇间隙线42的相交处。图6还示出表示在巡航飞行期间的机翼形状的在大约1g飞行载荷78下的机翼50的向上偏转。

图7示出了在机翼50从地面静态载荷76形状移至大约1g飞行载荷78形状时，可由下部小翼200提供的绝对跨度增大86。图7还示出相对于上部小翼100的下部小翼200的相对跨度增大84。在一个实施例中，下部小翼200可配置为使得在大约1g飞行载荷78下机翼50的向上偏转造成下部小翼200从静态位置240移至飞行位置242，并且导致机翼50的相对跨度增大84。在如图7所示的实施例中，在机翼50的地面静态载荷76下，例如在门跨度限制38处，上部小翼梢106可以大体上与下部小翼梢206垂直对齐。当下部小翼200处于飞行位置242时，相对跨度增大84可被定义为上部小翼梢106和下部小翼梢206之间的水平距离。

小翼系统98也可被提供在实施例中，其中当机翼50在地面静态载荷76下时，上部小翼梢106不与下部小翼梢206垂直对齐（未示出），以便相对跨度增大84为当下部小翼200处于静态位置240时上部小翼梢106和下部小翼梢206之间的水平距离与当下部小翼200处于飞行位置242时上部小翼梢106和下部小翼梢206之间的水平距离之间的差。有利地，相对于在被安装至每个翼梢56（图8）的单个上部小翼280（图9）中会出现的有效翼展的减少，在大约1g飞行载荷78下机翼50向上偏转期间，下部小翼200的取向和尺寸可引起有效翼展80的增大。如本文所公开的小翼系统98还可配置为使得相对跨度增大84或有效翼展80增大至少部分是由于下部小翼200的气动弹性弯曲或偏转和/或由于下部小翼200在下部小翼根与翼梢56的接合点处的移动（例如，枢转）。

图8示出了飞行器10的主视图，其示出每个翼梢56上的下部小翼200从静态位置240移向飞行位置242，其中机翼50在静态位置240中受到地面静态载荷76，而机翼50在飞行位置242中受到大约1g飞行载荷78。飞行位置242可以是下部小翼梢206沿图6所示的弓形从静态位置240向上和向下移动的结果。同样地，图8示出了处于地面静态载荷76条件下的机翼50的有效翼展80，以及处于大约1g飞行载荷78中的机翼50的有效翼展82。响应于下部小翼200沿图6所示的弓形从静态位置240移至飞行位置242的移动出现了翼展增大。在飞行器10的相对翼梢56上的下部小翼梢206的最外侧部分之间测量到有效翼展82。

在图8中，在大约1g飞行载荷78下机翼50向上偏转期间，下部小翼200同样有利地以不小于大约15度的上反角224取向。在进一步的实施例中，下部小翼200可配置为使得当机翼50处于大约1g飞行载荷78下时，上反角224位于大约15度到大约30度的范围内。然而，下部小翼200可以任意上反角224取向，不具有限制。在大约1g飞行载荷78下机翼50向上偏转期间，上部小翼100可以至少大约为60度的下反角124取向。然而，上部小翼100可以任意下反角124取向，不具有限制。

参考图9-10，图9示出了单个上部小翼280，其被提供仅用于同图10所示的小翼系统98做比较。在该方面，单个上部小翼280不代表本文所公开的小翼系统98的实施例。图9中的单个上部小翼280被安装至翼梢56并且具有小翼面积290和重心284，该重心定位为与机翼50的扭转轴72具有相当大的纵向偏移286和相当大的径向偏移288。图9所示的单个上部小翼280具有与图10中的上部小翼100和下部小翼200的组合高度252大体相同的高度282。另外，图9中的单个上部小翼280具有图10中的上部小翼100和下部小翼200的组合的小翼面积260并且具有前缘后掠角292，该前缘后掠角292大体上等于上部小翼100的后掠角114。

图10示出了小翼系统98的一个实施例，如本文所公开的，其具有上部小翼100和下部小翼200，上部小翼100具有重心126，下部小翼200具有重心226。上部小翼100和下部小翼200具有组合的高度252。有利地，上部小翼100和下部小翼200具有组合的小翼面积和组合的重心254，该组合的重心254定位为具有相对于图9所示的单个上部小翼280的纵向偏移286的与机翼扭转轴72的减少的纵向偏移256和减少的径向距离258。图10所示的上部小翼100和下部小翼200被配置为使得组合的重心254的纵向偏移256少于图9所示的单个上部小翼280的上部小翼重心284的纵向偏移286。有利地，图10所示的本公开的小翼系统98的组合的重心254的纵向偏移256的减少量可提供比图9所示的单个上部小翼280更有利的颤振特性。例如，图10所示的本公开的小翼系统98可最小化图9所示的单个上部小翼280可能需要的机翼50的修改或调整的需求，例如加强机翼50结构或将压载物重量（未示出）添加至机翼前缘60，从而反作用于单个上部小翼280的惯性效应。

图11示出了小翼系统98的可替换实施例，其中上部小翼100和/或下部小翼200的后缘112、212被显示为大体上与机翼后缘62对齐或重合。然而，上部小翼100和下部小翼200可配置为使得上部小翼100和/或下部小翼200的后缘112、212可在相对于机翼后缘62的任意位置处与翼梢56相交，并且如上所示可延伸越过机翼后缘62。此外，上部小翼100和下部小翼200可被提供后缘整流罩（未示出），以将上部小翼100或下部小翼200过渡至翼梢56并且避免突变的形状或形成可导致阻力增大的变化。

图12示出了小翼系统98的进一步实施例，其中每一个上部小翼100和下部小翼200包括前缘根套138、238，其被安装在上部小翼100和下部小翼200与翼梢56的接合点处。可在接近上部小翼100和下部小翼200的上部小翼前缘110和下部小翼前缘210的位置处安装前缘根套138、238。如上所述，前缘根套138、238可在面积增大最小的情况下在上部小翼前缘110和下部小翼前缘210处提供额外的翼弦，并且其可最小化飞行器10的寄生阻力。上部小翼100和/或下部小翼200可配置为使得相应的上部小翼根弦104和下部小翼根弦204具有的长度至少为翼梢弦58的长度的大约50%。例如，上部小翼100和/或下部小翼200可配置为使得相应的上部小翼根弦104和下部小翼根弦204处于翼梢弦58的长度的大约60%至100%或者更大的范围内。

图13-14示出了小翼系统98的一个实施例，其中下部小翼200取向为使得下部小翼200的气动压力中心230位于距机翼扭转轴72和翼梢56交点相当大的力矩臂234。在该方面，下部小翼200被提供了相当大的前缘后掠角214（图5），其导致下部小翼200的位置在机翼扭转轴72的后面。例如，图13示出了小翼系统98的一个实施例，其中下部小翼200和上部小翼100被布置为使得下部小翼梢206的最靠近机尾的点236位于上部小翼梢106的最靠近机尾的点136的后面。

图14示出了作用于机翼50的阵风46，以及在阵风46期间导致下部小翼200的增大的升力增量。由于当机翼50处于大约1g飞行载荷78下时下部小翼200的相当小的上反角224（例如，少于30度，图8），骤风载荷导致下部小翼200的下部小翼升力增大232，这导致翼梢56上的俯冲力矩250。由于骤风载荷，上部小翼100可还在上部小翼压力中心130处产生上部小翼升力增大132。上部小翼升力增大132可围绕相当短的力矩臂134施加，且其可有助于翼梢56上的俯冲力矩250。然而，由于当机翼50处于大约1g飞行载荷78下时上部小翼100的相当大的下反角124（例如，至少60度，图8），上部小翼升力增大132的幅值相对于下部小翼升力增大232可以很小。

图15示出操作飞行器10的方法300或使用在此公开的小翼系统98提高飞行器10性能的流程图。

方法300的步骤302可包括在机翼50上提供上部小翼100和下部小翼200。如图7所示，当机翼50受到地面静态载荷76时，下部小翼200具有静态位置240。如上所述，由于作用于机翼50和所附连的结构和系统上的重力，在地面静态载荷76下，机翼50可呈现大体上向下偏转的形状。

方法300的步骤304可包含向上气动偏转机翼50（图1）。例如，在稳定状态，在飞行器10巡航飞行期间的大约1g机翼载荷下，可向上偏转机翼50。机翼50偏转的程度可取决于机翼50的柔性。在该方面，上部小翼100（图1）和下部小翼200（图1）的尺寸和取向可部分基于大约1g机翼载荷下翼梢56（图1）的垂直偏转程度。

方法300的步骤306可包括在如图7所示的机翼50的向上偏转期间，将下部小翼200从下部小翼200的静态位置240移至下部小翼200的飞行位置242。机翼50向上偏转可还包括下部小翼200的气动向上偏转（未示出），其可增大下部小翼200的有效跨度。相对跨度增大84或有效翼展80的增大还可至少部分地通过在下部小翼根202和翼梢56的接合点处移动（例如枢转）下部小翼200而提供。

方法300的步骤308可包含当机翼50（图8）在大约1g飞行载荷78（图8）下向上偏转时，以不大于大约15度的上反角224（图8）取向下部小翼200（图8）。例如，当机翼50处于机翼的大约1g飞行载荷78下时，可以大约15度和30度之间的上反角224取向下部小翼200。然而，当机翼50处于大约1g飞行载荷78下时，可以任何上反角224取向下部小翼200，不具有限制。

方法300的步骤310可包含当下部小翼200从静态位置240（图7）移至飞行位置242（图7）时，增大机翼50的有效翼展80。例如，图8示出当机翼50处于地面静态载荷76下时，机翼50具有有效翼展80。图8还示出在机翼50处于大约1g飞行载荷78下时增大的机翼50的有效翼展82。

有利地，由于机翼50（图8）和/或下部小翼200（图8）的向上偏转导致的有效翼展80的增大（图8）导致由于由上部小翼100（图8）和下部小翼200提供的诱导阻力的减少而提高了飞行器10（图8）的升阻比性能。此外，小翼系统98有利地分割或划分了上部小翼100和下部小翼200之间的翼梢56的翼梢56空气动力载荷。由于上部小翼根弦104和下部小翼根弦204（图3）比大约50%的翼梢弦58（图3）更长，因此上部小翼100和下部小翼200之间的翼梢56空气动力载荷的划分或分割降低了例如当机翼50处于高迎角时气流分离的可能性。

另外，在骤风载荷作用于机翼50（图8）期间，下部小翼200的相当低的上反角224（图8）提供了用于将俯冲力矩250（图3和图14）施加至翼梢56（图8）上的被动手段，其具有最小化机翼弯曲的利益。另外，如上所述，下部小翼200（图5）上的相当大的前缘后掠角214（图5）可促进在下部小翼200上形成稳定的旋涡（未示出），这可在低速、高升力情况下减少气流分离和颤振。更进一步，通过用包括具有上部小翼100和下部小翼200（图10）的小翼系统来代替提供单个上部小翼280（图9），相对于由自相等面积的单个上部小翼280（图9）的较长的纵向偏移的较大的惯性效应引起的翼颤振，从组合的重心254到机翼扭转轴72（图10）的纵向偏移256（图10）提供了来自上部小翼100和下部小翼200的惯性效应的减少的翼振动。

本公开的额外的改进和改善对于本领域的普通技术人员可以是显而易见的。因此，本文所描述和说明的部件的特定组合仅意图代表本公开的某些实施例，而不意图用于限制在本公开的精神和范围内的可替换的实施例或装置。