优先权
本申请要求于2014年8月5日提交的美国专利申请no.14/452,424的优先权和权益，其是2009年6月19日提交的美国专利申请no.12/488,488的部分继续申请，该美国专利申请要求2008年6月20日提交的美国临时申请no.61/074,395的权益；并且其也是2012年6月11日提交的美国专利申请no.13/493,843的部分继续申请，该美国专利申请要求2011年6月9日提交的美国临时申请no.61/495,236的权益。上述申请中的每一个以引用方式全文并入本申请。
本申请涉及飞行器领域，更具体地，涉及飞行器机翼。
背景技术：
所有飞行器机翼在移动穿过空气时都会受到阻力。经受的阻力可分为三个分量：诱导阻力、寄生阻力和压缩性阻力。诱导阻力取决于升力面承载的提升力。寄生阻力来源于移动表面和流体之间的接触，并且包括诸如物体形状、表面摩擦和干扰因素等因素。压缩性阻力是与较高马赫数相关的阻力，其可包括粘性和涡流阻力、冲击波阻力以及由冲击诱导的分离引起的任何阻力，上述所有阻力可随马赫数变化。在这些阻力中，诱导阻力传统上显示出通过使用小翼或其他翼尖装置而有最大的改进潜力。
通常，可扫掠飞行器机翼来降低高速飞机上的压缩性阻力效应。扫掠翼通常被设计成使得飞行器机体和机翼之间的角度是倾斜的，并且具体地讲是朝向飞行器的后部扫掠。机翼前缘和后缘的扫掠不一定必须是相同的角度。还可添加翼尖装置，以进一步减小机翼上的阻力。一种替代形式是提供倾斜的翼尖。倾斜的翼尖通常具有比机翼的其余部分更高的扫掠度。小翼也是一种替代解决方案，通常用于增加机翼的有效长宽比，与添加翼展相比结构冲击较少。小翼通常是翼尖的近竖直延伸部。翼尖装置可增加翼梢处产生的升力，并且可减小由翼尖涡流引起的诱导阻力，从而改善升阻比。虽然小翼减少了翼尖涡流产生的阻力，但小翼产生升力，增加了机翼上的弯矩。
各种翼尖装置和几何形状已有描述，例如在以下公布中：us2007/0252031(名称为“翼尖装置(wingtipdevices)”，公布于2007年11月1日)、us2007/0114327(名称为“翼负荷减轻装置和方法(wingloadalleviationapparatusandmethod)”，公布于2007年5月24日)、us6,722,615(名称为“用于机翼的翼尖延伸部(wingtipextensionforawing)”，发布于2004年4月20日)、us6,827,314(名称为“可主动控制机翼翘曲的飞行器(aircraftwithactivecontrolofthewarpingofitswings)”，发布于2004年12月7日)、us6,886,778(名称为“用于高效翼尖装置纳入现有机翼设计的高效翼尖装置和方法(efficientwingtipdevicesandmethodsforincorporatingsuchdevicesintoexistingwingdesigns”，发布于2005年5月3日)、us6,484,968(名称为“具有椭圆小翼的飞行器(aircraftwithellipticalwinglets)”，发布于2002年11月26日)以及us5,348,253(名称为“融合式小翼(blendedwinglet)”，发布于1994年9月20日)，以上每一个均以引用方式并入本申请，如同在本文中完全阐述一样。
技术实现要素：
本文所述实施例可应用于机翼或小翼，所述机翼或小翼组装了具有弯曲前缘和弯曲后缘的尖端装置，以使给定机翼形状的诱导阻力降至最小。弯曲前缘被设计成实现最佳结果诸如保持附体流动、最小化流动分离和最小化过早涡流卷曲，而弯曲后缘被设计成实现最佳结果诸如保持弦分布与平面形状上椭圆负载一致。前尖端部分和后尖端部分的曲线通常可被描述为抛物线形，并且优选地为超椭圆形。有限尖端段可包括有近似于后缘扫掠角的扫掠角。该有限部分可用于帮助稳定尖端涡度并保持涡流位置接近最末端翼尖。
空气动力学负载对于实现最佳机翼性能可以很重要；然而，飞行中在翼梢处获得的实际负载的影响通常被忽略。未能实现最佳椭圆负载(特别是在机翼尖端附近)可导致过早尖端涡流形成并相应增加诱导阻力。该特征还可以应用于平面翼，其中，在翼尖内侧的过早尖端涡流卷曲卷起作为飞行中的冷凝迹线常常是可见的。
本文所述的实施例可应用于平板机翼尖端或应用于小翼。然而，一般来讲，设计的各方面可应用于升力面，特别是动态升力面。或者，航空推进系统(包括例如螺旋桨和直升机旋翼)可以可选地同样从该设计的各方面受益，并且可额外地被认为在本发明的范围内。本文所述的实施例还可应用于使用静态或动态升力面(例如船舶螺旋桨)的任何应用。
本文所述的实施例包括创新的小翼概念，包括分裂式小翼，其包括在翼弦平面上方和下方的单独延伸部。分裂式小翼包括类似于现有小翼的向上倾斜元件和向下倾斜元件(腹鳍)。腹鳍抵消由翼尖和下翼表面之间的相互作用产生的涡流。
分裂式小翼被设计成减小阻力，但是不产生在现有小翼设计中可见的增加的弯矩。据信，分裂式小翼设计改善燃料燃烧或减少约1.5％的燃料燃烧，与具有标准尖端的机翼相比减少高达9.5％的阻力，并且相比于现有融合式小翼构造提高巡航性能超过40％。
本文所述的实施例适用于各种机翼和翼尖设计。实施例可包括作为单个单元附接在翼尖处的一体式分裂融合式小翼，并且可包括设计成附接到现有融合式小翼的单独腹鳍。
本文提供了一种装置，用于被构造为附接到飞机翼尖的分裂式小翼。分裂式小翼包括从翼尖在机翼的弦平面上方延伸的上小翼，以及从上小翼的下表面在弦平面下方突出的腹鳍。通常，上小翼还包括过渡部分，其从翼尖向上弯曲成基本平坦部分。在一个实施例中，腹鳍从过渡部分的基本上中点处或中点附近在弦平面下方突出。上小翼的上表面和下表面是翼尖的上表面和下表面的相应平滑延伸部。上小翼的上表面和下表面由前缘和后缘界定。前缘和后缘通常是线性部分，其朝向大体平行于弦平面的气流方向扫掠并会聚在上小翼尖端构造处。在一个实施例中，上小翼的前缘和后缘分别是机翼的前缘和后缘的连续延伸部。上小翼尖端构造包括前缘和后缘，所述前缘和后缘朝向气流方向弯曲然后在飞机翼尖远侧基本上会聚到一点。类似地，腹鳍包括由前缘和后缘界定的上表面和下表面，所述前缘和后缘都会聚在腹鳍尖端构造处，该腹鳍尖端构造包括前缘和后缘，所述前缘和后缘朝向气流方向弯曲然后基本上在飞机翼尖远侧一点处终止。在一个实施例中，腹鳍的前缘融合到上小翼前缘远侧的上小翼下表面中，并且腹鳍的后缘融合到上小翼的后缘中。在另一个实施例中，上小翼的前缘和腹鳍的前缘在过渡部分处融合在一起，使得上小翼和腹鳍的前缘为机翼前缘的连续延伸部。类似地，上小翼的后缘和腹鳍的后缘可在过渡部分处融合在一起，使得上小翼和腹鳍的后缘为机翼后缘的连续延伸部。
在示例性实施例中，被构造为附接到飞机翼尖的分裂式小翼包括在机翼弦平面上方从翼尖延伸的上小翼。所述上小翼包括由前缘和后缘界定的上表面和下表面，所述前缘和后缘会聚到上小翼尖端构造。从上小翼的下表面突出的腹鳍包括由在弦平面下方延伸的前缘和后缘界定的上表面和下表面。前缘和后缘会聚到腹鳍尖端构型。上小翼的上表面和下表面分别与机翼的上表面和下表面融合。
在另一示例性实施例中，上小翼的前缘和后缘包括基本线性部分，其朝向与弦平面基本平行的气流方向扫掠，然后会聚到上小翼尖端构造。在另一示例性实施例中，上小翼尖端构造包括前缘和后缘，所述前缘和后缘朝向气流方向弯曲然后在飞机翼尖远侧基本上会聚到一点。在另一示例性实施例中，上小翼尖端构造包括具有第一半径的前缘的曲线和具有第二半径的后缘的曲线，其中第一半径和第二半径使前缘和后缘朝向气流方向取向，以便在飞机翼尖远端基本上会聚到一点。
在另一示例性实施例中，腹鳍的前缘和后缘包括基本线性部分，其朝向与弦平面基本平行的气流方向扫掠，然后会聚到腹鳍尖端构造。在另一示例性实施例中，腹鳍尖端构造包括前缘和后缘，所述前缘和后缘朝向气流方向弯曲然后在飞机翼尖远侧基本上会聚到一点。
在另一示例性实施例中，上小翼还包括过渡部分，其从翼尖向上弯曲至基本平坦部分，使得上小翼的上表面和下表面分别是翼尖的上表面和下表面的光滑延伸部，并且使得上小翼的前缘和后缘分别是机翼的前缘和后缘的连续延伸部。在另一示例性实施例中，过渡部分包括在翼尖和平坦部分之间的基本上恒定的曲率半径。在另一示例性实施例中，过渡部分包括沿着翼尖和平坦部分之间的过渡部分的长度设置的一个或多个曲率半径。在另一示例性实施例中，过渡部分包括沿着翼尖和平坦部分之间的过渡部分的长度的基本非线性曲率。在另一示例性实施例中，腹鳍从过渡部分的下表面突出并且在弦平面下方延伸。在另一示例性实施例中，腹鳍的前缘融合到上小翼前缘远侧的上小翼下表面中。在另一示例性实施例中，腹鳍的后缘融合到上小翼的后缘中。在另一示例性实施例中，上小翼的前缘和腹鳍的前缘在过渡部分处融合在一起，使得上小翼的前缘和腹鳍的前缘为机翼前缘的连续延伸部。在另一示例性实施例中，上小翼的后缘和腹鳍的后缘在过渡部分处融合在一起，使得上小翼的后缘和腹鳍的后缘为机翼后缘的连续延伸部。
在示例性实施例中，飞机的翼尖包括上小翼，该上小翼在机翼的弦平面上方从翼尖延伸并且在上尖端构造处会聚，该上尖端构造包括上小翼朝向气流方向的弯曲，该气流方向基本平行于弦平面。腹鳍在弦平面下方从上小翼突出并且在腹鳍尖端构造处会聚，腹鳍尖端构造包括腹鳍朝向气流方向的弯曲。
在另一示例性实施例中，上小翼包括上表面和下表面，所述上表面和下表面在近端由前缘界定并且在远端由后缘界定，所述前缘和后缘朝向气流方向扫掠，其中上表面和下表面是机翼的上表面和下表面的平滑延伸部。在另一示例性实施例中，上小翼还包括弯曲过渡部分，所述弯曲过渡部分从机翼延伸到在上尖端构造处会聚的基本平坦部分，并且其中腹鳍从弯曲过渡部分的基本上中点处或中点附近在弦平面下方突出。在另一示例性实施例中，腹鳍包括上表面和下表面，所述上表面和下表面在近端由前缘界定并且在远端由后缘界定，所述前缘和后缘朝向气流方向扫掠并且在腹鳍尖端构造处会聚。
附图说明
附图涉及本发明的实施例，其中：
图1是包括根据本文所述实施例的翼尖几何形状的示例性飞机的透视图；
图2a是根据本文所述实施例的各方面的翼尖的示例性实施例的放大俯视图；
图2b是图2a中所示翼尖沿着线p-p截取的剖视图；
图3是根据本文所述实施例的包括翼展方向弧度的翼尖的示例性实施例的放大后缘视图；
图4a是根据本文所述实施例的各方面的翼尖的示例性实施例的放大俯视图；
图4b是图4a中所示翼尖沿着线m-m截取的剖视图；
图5是根据本文所述实施例的包括翼展方向弧度的翼尖的示例性实施例的放大后缘视图；
图6a是根据本文所述实施例的具有小翼端部的代表性机翼的透视图；
图6b是图6a的小翼的后缘视图，示出了根据本发明的各方面的小翼的翼展方向弧度；
图7示出了包括根据本发明的螺旋桨的示例性实施例的飞机的透视图；
图7a是图7所示的示例性螺旋桨的螺旋桨尖端几何形状的放大剖视图；
图8示出了包括根据本发明的旋翼的示例性实施例的直升机的透视图；
图8a是图8所示的示例性旋翼的旋翼尖端几何形状的放大剖视图；
图9a是根据本发明的分裂式小翼的示例性实施例的前轮廓图；
图9b是图9a所示的分裂式小翼的实施例的仰视图；
图9c是图9a至图9b中所示的分裂式小翼的实施例的侧视图；
图10示出了沿着机翼的示例性负载分布，所述机翼包括图9a至图9c中所示的分裂式小翼的示例性实施例；
图11a是根据本发明的一体式分裂式小翼的示例性实施例的前轮廓图；
图11b是图11a所示的一体式分裂式小翼的实施例的侧视图；
图12示出了包括根据本发明的分裂式小翼的示例性实施例的飞机；
图13示出了包括根据本发明的实施例的尖端构造的分裂式小翼的示例性实施例；
图14示出了根据本发明的实施例的示例性使用环境，其中飞机包括分裂式小翼，所述分裂式小翼包括弯曲叶尖构造；
图15a是根据本发明的分裂式小翼的示例性实施例的前轮廓图，所述分裂式小翼包括弯曲叶尖构造；
图15b是图15a所示的分裂式小翼的实施例的仰视图；
图15c是图15a至图15b中所示的分裂式小翼的实施例的侧视图；
图16a是图9c所示的上小翼的小翼尖帽的放大剖视图；以及
图16b是安装在图16a所示上小翼上的弯曲叶片帽的放大剖视图。
虽然本发明受到各种修改和替代形式的影响，但其具体实施例已在附图中举例说明并将在本文中详述。本发明应当被理解为不限于所公开的特定形式，相反，意图涵盖落入本发明的精神和范围内的所有修改、等同物以及替代。
具体实施方式
在以下描述中，陈述了许多具体细节，以透彻地理解本发明。然而，对本领域普通技术人员将显而易见的是，本发明可以在没有这些具体细节的情况下实施。在其他情况下，可以进行特定数字引用，诸如“第一小翼”。然而，具体的数字引用不应被解释为字面顺序次序，而是解释为“第一小翼”不同于“第二小翼”。因此，所阐述的具体细节仅仅是示例性的。具体细节可以变化并仍被设想在本发明的精神和范围内。术语“联接”被定义为意指直接连接到组件或通过另一组件间接连接到组件。此外，如本文所使用的，对于任何数值或范围，术语“约”、“近似”或“基本上”指示允许部件的一部分或集合为实现如本文所述的其预期目的而起到作用的合适的尺寸公差。
大体上，本发明提供了一种装置，用于被构造为附接到飞机翼尖的分裂式小翼。分裂式小翼包括从翼尖在机翼的弦平面上方平滑延伸的上小翼，以及从上小翼的下表面在弦平面下方突出的腹鳍。通常，上小翼还包括过渡部分，其从翼尖向上弯曲成基本平坦部分。在一个实施例中，腹鳍从过渡部分的基本上中点处在弦平面下方突出。上小翼包括过渡部分，其从翼尖向上弯曲成基本平坦部分。上小翼的上表面和下表面由前缘和后缘界定，前缘和后缘朝向气流方向扫掠，平行于弦平面，并且朝向气流方向弯曲，最后终止于翼尖远侧一点处。在一个实施例中，上小翼的前缘和后缘分别是机翼的前缘和后缘的连续延伸部。类似地，腹鳍的上表面和下表面由前缘和后缘界定，前缘和后缘朝向空气流方向弯曲并终止于翼尖远侧一点处。
应当参考附图阅读以下描述，其中不同附图中的类似元件编号相同。附图未必按比例绘制，描绘了所选择的实施例，并且不旨在限制本发明的范围。例如，在附图中出现的尖锐边缘实际上可以是圆形的(例如，图2b、图3、图4b和图5中的前边缘)。该描述通过示例而非限制的方式说明了本发明的原理。该描述将清楚地使本领域技术人员能够制造和使用本发明，并且描述本发明的若干实施例、改型、变型形式、替代形式和使用，包括目前被认为是实施本发明最佳模式的那些。
本文所述的实施例包括用于机翼的最佳翼尖几何形状。所述几何形状可减少与次优空气动力学负载所致的过早尖端涡流形成相关联的诱导阻力。尖端设计几何形状的实施例可保持机翼尖端的椭圆负载分布。此外，翼型部分可以是弧形和扭曲的，以便避免沿高度扫掠前缘的流动分离，从而保持到最尖端的椭圆负载。也可结合升力面的翼展方向弧度来保持气流附体并避免尖端涡流的过早卷曲。
基于结合本发明各方面的实施例的空气动力学分析，已经观察到，可预期诱导阻力相对于典型当前翼尖设计中存在的诱导阻力显着减小。这些结果可取决于对限定尖端几何形状的参数的适当选择，并且将在下面讨论。相对于商业运输飞机构造的标准小翼，可预期潜在的益处为约-1％至约-3％范围内的诱导阻力减小。诱导阻力减小可对应于正常巡航速度下的约0.7％至约2％范围内的燃料效率增加。可预期低速运行带来额外的好处。
虽然本发明的实施例通常根据翼尖装置或小翼来描述，但是本发明不限于此。一般来讲，本发明的各方面可应用于升力面，特别是机翼，并且更具体地讲，可应用于包括平面机翼而不使用小翼的飞行器。航空推进系统，包括例如螺旋桨和直升机旋翼，可以可选地同样从本发明的各方面受益，并且可额外地被认为在本发明的范围内。本发明的实施例还可应用于使用静态或动态升力面(例如直升机旋翼、船舶螺旋桨等)的任何应用。最后，可受益于本发明各方面的其他应用包括旨在移动空气或流体的装置，例如作为非限制性实例的风扇。
如本领域中已知的，参考轴通常用于对描述定向，并且因此包括通常用于示例性飞机的参考系、用于飞机机翼的参考系以及用于机翼尖端的参考系。如图1所示，飞机参考系用于相对于飞行器对描述定向。x轴沿着飞机的纵向轴线从鼻部延伸到尾部。y轴垂直于x轴并且相对于飞机水平定向。最终，z轴与x轴和y轴二者均正交，并在竖直方向上定向。也可使用机翼参考系，其通常不同于飞机参考系，因为它位于机翼的参考平面中。因此，参考图3和图5，机翼参考系通常由入射角、反角和扫掠角而旋转。最后，对于本文所述的实施例，如图2a、图2b和图4a、图4b所示，用于翼尖几何形状的参考系的原点与翼尖几何形状的起点重合，并且通常位于机翼平面内的翼尖处。然而，在小翼应用的情况下(例如，如图6a、图6b所示)，这种关系可与机翼参考系有实质性改变。通常，翼尖参考系具有其在翼尖弯曲前缘或者是弯曲后缘(以更靠近飞机者为准)起点处的原点。于是，x′-y′轴位于机翼平面内的翼尖原点处。因此，翼尖几何形状可从飞机参考系旋转扫掠角、反角、入射角和小翼角，并且从飞机参考系位移机翼到翼尖的长度。
图1示出了包括根据本文所述实施例的翼尖部分100的示例性飞机102。翼尖部分100可设计成通过保持椭圆负载分布来将诱导阻力降到最低。翼尖部分100的前缘104可以是弯曲的，以避免流动分离。翼尖部分100的后缘106可以是弯曲的，以保持期望的弦变化。后缘尖端段108可具有小而有限的尺寸和扫掠。后缘尖端段108可以与后缘扫掠角近似相同或相似的角度扫掠。尖端段108可帮助稳定尖端处的涡度并保持其在后缘处的位置。
机翼110具有前缘112和后缘114。前缘112可基本上是直的，并且可过渡到翼尖部分100的弯曲前缘104。后缘114可基本上是直的，然后过渡到翼尖部分100的弯曲后缘106。前缘112和后缘114也可被扫掠。然而，前缘112和后缘114可以不同的角度被扫掠。例如，前缘112可包括比后缘114的扫掠角更大的扫掠角。
图2a是根据本文所述实施例的各方面的翼尖几何形状200的示例性实施例的放大俯视图。用于翼尖几何形状200的x′-y′参考系可通过平行于飞机机体纵向轴线的直线202和垂直于飞机机体纵向轴线的另一直线204来创建。由线202，204形成的x′-y′参考平面在机翼210的平面内。在一些实施例中，机翼210不垂直于飞机机体，而是朝向飞机的后部向远侧扫掠。机翼210还可以反角向上旋转，或绕飞机的俯仰轴倾斜以形成入射角。在图2a所示的实施例中，机翼210的前缘212相对于y′参考轴204以角度λle214扫掠，后缘216相对于y′参考轴204以角度λte218扫掠。前缘214和后缘218的扫掠角可为相同角度，也可为不同角度。优选地，前缘214的扫掠角大于后缘218的扫掠角。
在一个实施例中，机翼210的尖端具有朝向飞机后部向远侧弯曲的翼尖几何形状200。翼尖几何形状200在点224处沿着前缘开始，在点226处沿着后缘开始。点224、226与飞机机体的距离不一定必须相同。在一些实施例中，例如，点224可比点226更靠近飞机的机体。弯曲前缘220和弯曲后缘222分别与前缘212和后缘216相切开始，然后朝向飞机的后部向远侧弯曲。弯曲前缘220和弯曲后缘222分别从基本上直的前缘212和后缘216平滑地过渡，然后沿着向自由流速度方向u230靠近的大致抛物线向远侧倾斜，之后终止于端部段234bd。如图2a所示，弯曲前缘220终止于前缘尖端228，弯曲后缘222终止于后缘尖端232。优选地，相比于弯曲后缘222，弯曲前缘220与自由流速度u230的方向对准得更紧密，使得前缘尖端228在后缘尖端232的远侧。
在图2a所示的实施例中，前缘尖端228和后缘尖端232之间的端部段234bd位于弯曲后缘222的远侧。在一些实施例中，端部段234bd可具有指定的长度，并且可以基本上等于后缘216的角度λte218的角度扫掠。参考长度h252对应于前缘尖端228沿着机翼210后缘在点226之上的高度，并且因此可用作端部段234bd在点226之上的高度的量度。端部段234bd与长度h的优选比率在0.15<bd/h<0.20范围内，其中在尖端升力系数值较高时，该比率趋向较高。观察结果表明，按所示实施例中构造的端部段234有利地稳定了尖端涡流。
应当认识到，翼尖部分200可应用于传统的平板机翼，其中弯曲前缘220和弯曲后缘222位于机翼参考平面(即，x′-y′平面)中。在此类实施例中，从飞机的机体发出并终止于端部段234的整个机翼基本上位于同一平面中。在替代实施例中，翼尖部分200可以应用于传统小翼，其中机翼端部在z′方向上从x′-y′参考平面突出。此外，翼尖部分200可与机翼210的其余部分整体地形成，或者可包括附接或粘附到机翼尖端的单独组件。翼尖部分200可通过螺栓、焊接或任何其他已知的附接机翼段的方法来附接。
图2b是沿着图2a中的线p-p截取的翼尖部分200的剖视图。由虚线236表示的弦从弯曲前缘220延伸到弯曲后缘222，并且相对于x′参考线202以角度φt定向。弦分布符合机翼表面上的最佳空气动力学负载。在一个实施例中，弯曲后缘222被设计成保持所需弦分布以实现椭圆负载。在其他实施例中，翼型部分还可结合在对应于局部弦线和扭转角φt分布的特定位置处。
这些特征可以可选地以数学方程式描述，其中所有尺寸可相对于尖端延伸部长度g250正态化。尖端延伸部长度g250是后缘超出翼尖几何形状200的后缘原点226延伸的直线距离。如图2a所示，尖端延伸部长度250是翼尖的原点226与前缘尖端228之间沿着后缘222的x′方向的距离。如上所述，参考长度h252对应于尖端延伸部长度的高度，并且因此是从弯曲翼尖部分200沿着后缘的起点(点226)到前缘尖端228的y′距离。为参考位置添加点a、b、c、d和e。点a224是前缘212过渡到弯曲前缘220并且偏离与前缘212相切的线的点。参考点c226是沿着后缘216的对应点。点b228是弯曲前缘220的端部，而点d232是弯曲后缘222的端部。段bd是端部段234。
在一些实施例中，从点a到b的弯曲前缘220可以由下式定义：
在一个实施例中，选择弯曲前缘参数m1和m1、m2和m2以限定可保持附体流动并避免流动分离的平面形状。因此选择参数以便在点b228处产生从基本上直的前缘212到所需端部斜率的平滑抛物线过渡。点b处的所需前缘斜率dy/dx接近自由流方向u230并且可在约0.0至约0.1范围内，并且优选地在约0.03至约0.07范围内。在一个实施例中，所需前缘斜率接近约0.05。为了提供最佳性能特性，其中给出xa、ya、g和λle，m1在约0.4至约0.6范围内，m2在约0.08至约0.12范围内，m1在约3.6至约5.4范围内，m2在约5.2至约7.7范围内。优选地，m1为约0.5，m2为约0.1，m1为约4.5，m2为约6.5。优选的是包括两个幂项，以在点b处充分提供对前缘斜率dy/dx的控制并匹配最佳前缘曲线形状。该设计包括至少一个幂项，以便产生从前缘到端点b228的平滑抛物线过渡。然而，在其他实施例中，可以移除或添加幂项，以便进一步接近最佳性能。
从点c到d的弯曲后缘222可以由下式定义：
在一个实施例中，选择弯曲后缘参数n1和n1、n2和n2以便保持适当的弦变化以及控制向点d靠近的后缘斜率dy/dx。选择参数以提供从基本上直的后缘216到弯曲后缘222的平滑抛物线过渡，以便实现翼尖部分200上的椭圆负载。可另外选择参数，以控制后缘斜率在点d处朝向自由流方向230的接近。例如，在一些实施例中，点d处的后缘斜率可落在约0.0至约2.0的范围内。在一个实施例中，向点d靠近的后缘斜率在约0.06至约0.15范围内，并且优选地为约0.10。为了提供最佳性能特性，其中给出xc、yc、段bd、h和λte，n1在约0.08至约0.12范围内，n2在约0.16至约0.24范围内，n1在约2.8至约4.2范围内，n2在约3.6至约5.4范围内。更具体地讲，n1为约0.1，n2为约0.2，n1为约3.5，n2为约4.5。优选的是包括两个幂项，以便充分控制翼尖部分200上的负载并保持适当的弦变化。然而，可去除或添加更少或另外的幂项以更具体地控制这些特征。应当理解，应保留至少一个幂项，以便实现从后缘到尖端的抛物线过渡。
端部段bd可具有小而有限的尺寸，并且可以接近于后缘角λte218的角度扫掠。该端部段bd可帮助稳定尖端涡度并保持涡流位置非常接近点b处的前缘尖端228。将认识到，段bd的长度可通过本文上面描述的其他参数来确定。
翼型部分可以是弧形或扭曲的，以便保持翼尖部分200的椭圆负载并且避免沿着弯曲前缘220的流动分离。由虚线236表示的翼弦可根据上述参数设计，以保持所需弦分布。在一些实施例中，翼型可另外扭转角度φt，由此，弦相对于自由流方向230成角度。翼型扭曲可由翼型弦围绕尖端后缘cdb相对于机翼参考平面x′-y′平面的旋转角度来限定。在其他实施例中，翼型件形状可以是本文所公开的小翼翼型的修改变型而不偏离本发明。
图3是根据本发明的机翼310的翼尖部分300的示例性实施例的放大后缘视图，其包括翼展方向弧度。翼展方向弧度可通过翼尖部分300的弯曲后缘322从机翼参考平面x′-y′的z′方向上的曲线产生。在一个实施例中，位于y′-z′平面中的z′方向的曲线从机翼后缘316的点326处切向地开始，然后以抛物线形式偏离，并终止于后缘端点332。因此，在所示实施例中，翼尖部分300的端部从x′-y′参考平面弯曲，从而产生基本上为圆柱形的翼尖表面，直到后缘在点332处终止。在另一个实施例中，翼展方向弧度形成圆柱形表面的一部分，该圆柱形表面可通过翼型弧度和扭转的叠加而增强。
可以可选地以数学方程式描述根据本文所述实施例的各方面的机翼的代表性轮廓，包括翼展方向弧度。在一些实施例中，当机翼310接近翼尖部分300时，其可包括从水平面352起的轻微倾斜φd，即反角350。在一些实施例中，翼尖部分300还可以或者可选地包括翼展方向弧度，以保持气流附体，减小流动分离，并且最小化沿着翼尖部分300的外边缘的过早卷曲。
弧度可根据弯曲后缘cd从机翼后缘316的直线延伸部沿着y′轴的纵向位移z限定，并且可由下式定义：
z-zc＝-p(y-yc)p，其中yc＜y＜yd。
在一个实施例中，选择参数p和p与机翼倾斜和扭转结合，以便限定先前限定的弯曲前缘和弯曲后缘之间的升力面。在以最佳性能为特征的示例性实施例中，其中给出xc、yc、段bd、h和λte，p在约0.12至约0.18的范围内，p在约2.0至约3.0的范围内。优选地，p为约0.15，p为约2.5。在其他实施例中，根据本文所述的相同原理，翼尖部分300可沿相反方向或沿正z方向弯曲。此外，在一些实施例中，可相对于机翼平面形状(即，扫掠和锥度)和空气动力学负载来定义上述参数的组合，以便保持椭圆负载和附着于翼尖部分300的附体流动。应当理解，可在适当限度内指定上述设计参数，以提供最佳性能特性。
图4a是根据本文所述实施例的各方面的机翼410的翼尖部分400的示例性实施例的放大俯视图。机翼410包括以角度λ1414向后扫掠的基本上直的前缘412，以及也基本上是直的并且以角度λ2418向后扫掠的后缘416。在一个实施例中，翼尖部分400在沿着前缘412的点424处和沿着后缘416的点426处开始。点424和426与飞机机体的距离可相同，如在所示实施例中，也可位于与飞机机体距离不同的位置。例如，在一个实施例中，点424可如图所示定位，但是沿着后缘416的点426可以定位成离飞机机体更远。在所示实施例中，翼尖部分400包括弯曲前缘420和弯曲后缘422。弯曲前缘420起始于与前缘412相切的线，并且沿着椭圆曲线平滑过渡到端点428。弯曲前缘420靠近点428处的斜率接近自由流方向u。类似地，弯曲后缘422切向地起始于后缘416，并且沿着椭圆曲线向后弯曲到端点432，其中弯曲后缘422靠近端点432处的斜率也接近自由流方向u。如将会理解的，沿着弯曲前缘420向翼尖靠近的斜率和沿着弯曲后缘422向翼尖靠近的斜率不一定相同。
在一个实施例中，在前缘尖端428和后缘尖端432之间的端部段434可位于弯曲后缘422的远侧。在一些实施例中，段434可具有指定的长度，并且可以基本上等于机翼后缘扫掠角418的角度扫掠。优选地，端部段434具有在0.15＜ce/h＜0.20范围内的长度，其中该比率在尖端升力系数值较高时趋向较高。观察结果表明，端部段诸如ce434有利地稳定了尖端涡流。
图4a所示的实施例还可用数学方程式描述，以便定义保持附体流动并避免过早涡流卷曲的最佳设计。包括了点a、b、c、d和e以及长度c1、c2、g和h以供参考。如上所述，点a424和点d426是弯曲端部400沿着前缘412和后缘416的相应原点。点c428和e432分别是弯曲前缘420和弯曲后缘422的相应端部尖端位置。点b是沿着弯曲前缘420对应于与弯曲后缘422的点e相同的y′距离的位置。参考长度c1是参考点a和d之间沿着x′方向的距离，而参考长度c2是点b和e之间沿着x′方向的距离。参考高度h是从沿着后缘的原点(点d)到弯曲翼尖最末端(点c)的y′方向距离。参考距离g是从点d到弯曲前缘端点c的x′方向距离。
从点a到c的前缘弯曲边缘420可由下式定义：
在一个实施例中，选择弯曲前缘几何参数α1、b1、m1和n1，以限定保持附体流动并减少流动分离同时最小化过早涡流卷曲的平面形状。如将认识到的，包括这四个参数足以提供对点a附近的前缘曲率和点c处的轮廓斜率的控制，以便限定最佳前缘轮廓。在其他实施例中，可添加或去除另外的项，以便进一步细化最佳参数。
大小参数(g/c1)、(h/c1)、(dy/dx)c和(c2/c1)涉及总体平面形状比例，并且提供用于优化前缘420和后缘422两者轮廓的框架。在以可接受的性能水平为特征的示例性实施方案中，(g/c1)在约0.50至约0.80范围内，(h/c1)在约0.60至约1.00范围内，(dy/dx)c在约0.03至约0.07范围内，(c2/c1)在约0.60至约0.70范围内。在一个实施方案中，(g/c1)为约0.60，(h/c1)为约0.70，(dy/dx)c为约0.05，(c2/c1)为约0.65。
前缘轮廓参数(a1/c1)、(b1/c1)、m1和n1限定大小框架内的前缘轮廓。在以可接受的性能水平为特征的示例性实施方案中，(a1/c1)在约1.50至约2.50范围内，(b1/c1)在约0.60至约0.90范围内，m1在约2.0至约4.0范围内，n1在约1.50至约3.0范围内。在一个实施方案中，(a1/c1)为约2.0，(b1/c1)为约0.70，m1为约3.0，n1为约2.0。
从点d到e的弯曲后缘422可以由下式定义：
在一个实施例中，定义靠近点d的后缘曲率和靠近点e的轮廓斜率，以实现与平面形状上的椭圆负载一致的弦分布，从而最小化阻力，由此提供最佳性能特性。
大小参数(g/c1)、(h/c1)、(dy/dx)e和(c2/c1)涉及总体平面形状比例，并且提供用于优化前缘420和后缘422两者轮廓的框架。除了(dy/dx)e之外，这些大小参数先前已经选定，如上面就弯曲前缘几何形状所讨论的。大小参数(dy/dx)e在约0.06至约0.15的范围内是可接受的，优选的是约0.10。因此，轮廓参数(a2/c1)、(b2/c1)、m2和n2仍要进行选择。后缘轮廓参数(α2/c1)、(b2/c1)、m2和n2限定大小框架内的后缘轮廓。在以可接受的性能水平为特征的示例性实施方案中，(a2/c1)在约0.80至约1.50范围内，(b2/c1)在约0.30至约0.60范围内，m2在约1.50至约2.50范围内，n2在约1.50至约2.50范围内。在一个实施方案中，(a2/c1)为约1.0，(b2/c1)为约0.40，m2为约2.0，n2为约2.0。
在一个实施例中，端部段434(段ce)包括小而有限的尺寸，并且可以后缘角度λ2扫掠。端部段434可帮助稳定尖端涡度并保持涡流位置接近最尖端(点e)。如本领域技术人员将认识到的，段ce的长度由上述大小参数和轮廓参数确定。
图4b是沿图4a中所示翼尖400的线m-m截取的翼型部分的剖视图。翼型部分可以是弧形和扭曲的，以保持到最尖端的椭圆负载，并且避免沿高度扫掠的弯曲前缘420的流动分离。翼型扭曲可由翼型弦围绕尖端后缘ced相对于机翼参考平面x′-y′的旋转角度来限定。在其他实施例中，翼型件形状可以是本文所公开的小翼翼型的修改变型而不偏离本发明。
图5是根据本文所述实施例的包括翼展方向弧度的机翼510的弯曲尖端部分500的示例性实施例的放大后缘视图。在一些实施例中，当机翼510接近弯曲尖端部分500时，其可包括从水平面552起的轻微倾斜，即反角φd550。在一些实施例中，弯曲尖端部分500的几何形状还可以或可选地包括机翼升力面的翼展方向弧度，以保持气流附体，减小流动分离，并且最小化沿弯曲尖端部分500外边缘的过早卷曲。
弧度可根据弯曲后缘522cd从机翼后缘516的直线延伸部的侧向位移z限定，并且可由下式定义：
z/c1＝-p([y-yd]/h-1)p。
其中c1是点a424与点d426之间的长度，如上文结合图4a所讨论的。在一个实施例中，选择参数p和p与翼型弧度和扭转结合，并限定先前限定的弯曲前缘和弯曲后缘之间的升力面。在以最佳性能特征为特征的示例性实施例中，其中如上所述给定大小参数，p在约0.10至约0.25的范围内，p在约2.0至约4.0的范围内。更具体地讲，p为约0.15，p为约2.5。在其他实施例中，翼展方向弧度可以可选地沿相反或正z方向弯曲。可相对于机翼平面形状(即，扫掠和锥度)和空气动力学负载来定义上述参数的组合，以便保持椭圆负载和附着于弯曲尖端部分500的附体流动。应当理解，可在适当限度内指定设计参数，以提供最佳性能特性。
图6a示出了代表性机翼610的透视图，该代表性机翼具有根据在本文中被描述为应用于小翼660的实施例的翼端部分600。机翼的端部可以以小翼形式660向上转向，如图6b中更全面地示出。在一些实施例中，小翼660可附接到机翼610的端部，并且可以由任何常规设计构成。例如，在图示实施例中，小翼660包括从机翼610的平面转入竖直方向的过渡部分662。过渡部分662可以是连续过渡，如图所示，例如沿着恒定半径、抛物线或椭圆曲线。在一些实施例中，过渡部分662可包括非连续部分。在图6a至图6b所示的实施例中，小翼660在过渡部分662之后的端部是大致平坦的。此外，机翼610可以与水平面652成角度φd650。前缘612和后缘616在机翼610的平面内是大致直的并且通过过渡部分662，直到过渡到翼尖部分600。在图示实施例中，前缘612和后缘616仅过渡到竖直方向，从而形成小翼660。
如在图6a所示的实施例中，小翼660可包括弯曲前缘620、弯曲后缘622和端部段634。弯曲前缘620通常偏离前缘612的向上转向的切线，而弯曲后缘622偏离后缘616的向上转向的切线。弯曲前缘620和弯曲后缘622可以是抛物线形或椭圆形。如应当认识到的那样，端部段634可以根据本文所述的实施例有利地构造。此外，小翼660可包括翼展方向弧度的方面，如图6b所示。在图示实施例中，弯曲的翼尖部分600仅包括小翼660的一部分，并且优选地位于小翼的在过渡部分662之后的端部。
图7示出了包括根据本发明的螺旋桨702的示例性实施例的飞机700的透视图。如图7a所示，螺旋桨尖端几何形状包括弯曲前缘704、弯曲后缘706和端部段708。弯曲边缘704、706从螺旋桨叶片主体710平滑地过渡。在一些实施例中，弯曲前缘704可根据本文所述实施例进行设计。弯曲前缘704可以是抛物线形或椭圆形，并且可以被构造成保持附着的气流并减少流动分离。此外，弯曲后缘706也可以根据本文所述实施例进行构造，并且可以采用抛物线或椭圆轮廓，以便保持适当的弦变化并控制螺旋桨702的尖端处的后缘斜率。如图7至图7a所示，端部段708连接弯曲前缘704的端部和弯曲后缘706的端部。端部段708通常具有有限尺寸，并且成角度以便稳定尖端涡度并保持螺旋桨702的尖端处的后涡流位置。应当理解，螺旋桨702的设计参数与上述各种实施例基本相同。此外，在其他实施例中，本文所述的各种实施例可应用于双螺旋桨飞行器，其中螺旋桨可附接到飞机机翼。
图8示出了包括根据本发明的旋翼802的示例性实施例的直升机800的透视图。如图8a所示，旋翼尖端几何形状包括弯曲前缘804、弯曲后缘806和端部段808。弯曲边缘804、806从旋翼叶片主体810平滑地过渡。在一些实施例中，弯曲前缘804可以是抛物线形或椭圆形，并且根据上述实施例的各方面进行构造，以便保持附着气流并减少流动分离。此外，弯曲后缘806也可以是抛物线形或椭圆形，但是可以根据本发明的各方面用不同的参数设计，以便保持适当的弦变化并控制旋翼802的尖端处的后缘斜率。端部段808通常连接弯曲前缘804的端部和弯曲后缘806的端部，如图8a所示。通常，端部段808具有有限尺寸，并且成角度以便稳定尖端涡度并保持旋翼802的尖端处的后涡流位置。应当理解，旋翼802的设计参数与上述各种实施例基本相同。
在一些实施例中，如本领域技术人员将会认识到的那样，可使用融合式或分裂式小翼以产生优异的减阻特性以及飞机性能的其他方面的改进。此外，本文所述的分裂式小翼的实施例提供额外的性能优点，基本上不需要超过基本融合式小翼设计所需的结构支承的改变。通常，下文所述的分裂式小翼的实施例涉及在翼弦平面下方增添额外的表面或腹鳍。在一个实施例中，腹鳍与弯曲的小翼一体地构造。在另一个实施例中，腹鳍是现有小翼的附加物。
图9a至图9c示出了分裂式小翼900的示例性实施例。图9a是包括腹鳍902和上小翼906的分裂式小翼900的前视图。图9b示出了图9a的分裂式小翼900和腹鳍902的下表面的仰视图。图9c示出了分裂式小翼900和腹鳍902的上表面的侧视图。在图9a至图9c所示的实施例中，分裂式小翼900包括在a处附接到机翼904的主表面，并且还包括近平面外板b、尖端构造c、以及机翼904与小翼900外板之间的过渡部分a-b。腹鳍902在机翼904的弦平面下方突出并且包括腹侧表面d。
在一个示例性实施例中，影响分裂式小翼900的几何形状的参数可以在典型范围(即，尺寸(h1)、倾斜度(φ1)、扫掠角(λ1)、弧度(ε)和扭转度(θ))内变化，而不显著影响分裂式小翼900的腹侧表面d或整体性能的优化。尖端构造c和每个表面的几何形状可以被单独地设计，以便提供与分裂式小翼900的每个表面的负载对应的椭圆形尖端负载。
外板b被设计成在分裂式小翼900的操作期间承载大部分负载。在图9a所示的实施例中，外板b是大致平坦的，并且以倾斜角φ1从机翼904的尖端向上突出。外板b的前缘910以角度λ1向后扫掠。外板b延伸到机翼904的平面上方的高度h1。机翼904与外板b之间的过渡部分a-b被构造成使空气动力学干扰最小化。在一个示例性实施例中，过渡部分a-b包括具有曲率半径r的近径向曲线。在另一个示例性实施例中，尖端构型c经优化以提供椭圆负载尖端负载，如上所述。
腹侧表面d的尺寸和取向被设计为适形于某些物理约束，并且经优化以提供对应于最大效益的负载，并且对机翼弯矩的影响极小。如图9a和图9c所示，腹鳍902从分裂式小翼900的过渡部分a-b以倾斜角φ2突出，并且在机翼904的平面下方延伸距离h2。
在分裂式小翼900的操作期间，与包括与主表面b相同尺寸的主表面的融合式小翼相比，有利地减小阻力。在一些实施例中，其中腹侧表面d的高度约为主表面b的高度的0.4(即，h2＝0.4×h1)，阻力可减小约2％或更多。其他空气动力学特性得到类似增强，从而导致更高的巡航高度、更短的爬升时间、改善的抖震裕度、降低的噪声和更高的第二段重量限制，而对飞机可控性或操纵质量没有任何不利影响。
如本领域技术人员将会认识到的，机翼904的结构刚度特性的任何改进通常会产生与机翼气动弹性扭转的减少相对应的附加阻力有益效果。因此，如果机翼904具有可用的结构裕度，或者机翼904可以在结构上被修改成允许增加的弯矩，则可以增加阻力有益效果。如将会理解的，机翼修改与阻力减小之间的折衷可以有利于弯矩的适度增加，超过由单独的小翼产生的弯矩。
在一些实施例中，腹鳍902可以被构造成在与上小翼906大致相同的翼展方向机翼位置处，从机翼904的平面伸出。在其他实施例中，腹鳍902可以被构造成从沿着小翼900的其他位置伸出，包括沿着过渡部分a-b或外板b的面向下的表面伸出。在一个示例性实施例中，腹鳍902可以被构造成从过渡部分a-b的大致中点处伸出。
在一些实施例中，上小翼906可以从机翼904连续过渡。在一个示例性实施例中，如图9c所示，上小翼906包括过渡部分914，该过渡部分从机翼904的上表面和下表面沿着机翼904的前缘和后缘平滑地延伸，使得上小翼906与机翼904的表面和边缘平滑地整合。上小翼906的过渡部分914连续且平滑地朝向竖直方向弯曲，以便从机翼904的轮廓无缝地过渡到上小翼906的大致平坦轮廓，如图9a所示。上小翼906在与竖直方向成角度φ1的过渡部分914的平面中延伸，并且终止于小翼尖端构造916。如图9c充分地示出，前缘910包括以角度λ1扫掠的大致直线部分912。如图9c所示，前缘910从机翼904的前缘连续且平滑地沿过渡部分914过渡到大致直线部分912。在直线部分912的上端，前缘910沿着弯曲路径继续进入小翼尖端构造916，使得前缘910朝向气流方向918弯曲，该气流方向通常平行于飞机102的机身，如图1所示。如图9b至图9c所示，后缘920是大致直线的并且沿着弯曲且向上的路径过渡，使得后缘920从机翼904的后缘连续过渡到小翼尖端构造916。然而，在其他实施例中，上小翼906可以比机翼904更大程度地被扫掠和逐渐变细。
如图9a至图9c所示，腹鳍902通常包括在上小翼906下方的平面突起，该平面突起在机翼904的平面下方以相对于竖直方向的角度φ2延伸。如图9c充分地示出，腹鳍902是大致翼形的，使得腹鳍902被扫掠并逐渐变细。腹鳍902还包括前缘922，该前缘从上小翼906大致呈直线延伸，然后沿着连续曲线朝向气流方向918延伸，然后终止于腹鳍尖端928。在其他实施例中，前缘922可以是弯曲的，以便减少机翼904的表面和腹鳍902的表面之间的任何不连续性。因此，在一些实施例中，前缘922可以被定位成更靠近上小翼906的前缘910，然后远离上小翼906延伸，然后终止于腹鳍尖端928。
在图9b至图9c所示的实施例中，腹鳍902的后缘924是大致直线的，从上小翼906直接延伸并终止于腹鳍尖端928。然而，在一些实施例中，后缘924可以是弯曲的，如上文结合前缘922所讨论的。将认识到，将后缘924构造为曲线可用于减少上小翼906的后缘920与腹鳍902的后缘924之间的任何不连续性。此外，腹鳍902在与上小翼906的附接位置处的弦长可以等于或小于上小翼906在附接位置处的弦长。如图9b至图9c所示，腹鳍902的弦长小于上小翼906在附接位置处的弦长。腹鳍902的后缘924从沿着上小翼906的后缘920的点伸出，而腹鳍902的前缘922从上小翼906的底表面伸出。
在一个示例性实施例中，分裂式小翼900被一体化，使得上小翼906和腹鳍902构成连续的翼尖结构。因此，上小翼906包括向上突出的表面，并且腹鳍902包括向下突出的表面。在一些实施例中，腹鳍902可以从上小翼906的下表面以接近直线的轮廓突出，如图9a所示。上小翼906和腹鳍902的相交处可以是连续的，以便构成融合交叉，从而最小化空气动力学干扰并产生最佳负载。在其他实施例中，上小翼906和腹鳍902可以从机翼904的相同翼展方向位置伸出。
在一些实施例中，腹鳍902可包括与上小翼906分离的组件，并且附接到机翼904或上小翼906。腹鳍902可以通过螺栓连接或以其他方式紧固到机翼904的尖端。此外，腹鳍902可包括大致直线的腹侧表面d。在一些实施例中，腹鳍902可以在过渡部分a-b的中点附近附接到上小翼906，使得腹鳍902在机翼904下方延伸。
图10示出了根据上文结合图9a至图9c所述的几何形状和设计考虑，包括分裂式小翼1006的机翼1004的示例性负载分布1000。分裂式小翼1006包括上小翼1008和下腹鳍1010。将认识到，分裂式小翼1006基本上类似于分裂式小翼900，并且因此上小翼1008包括主表面b，并且下腹鳍1010包括腹侧表面d。如图10所示，负载分布1000被优化，其中主表面b的负载指向内侧，而腹侧表面d的负载指向外侧。应当认识到，负载分布1000为负载不超过机翼1004的结构能力的主表面大小和腹侧表面大小的任何组合，提供了基本上最大的阻力有益效果。主表面b的负载和腹侧表面d的负载是大致椭圆形的。如图10所示，在主表面b和腹侧表面d的端部处的负载在每个表面的原点处最大，分别表示为
图11a至图11b示出了根据本发明的一体式分裂式小翼1100的示例性实施例。图11a示出了小翼1100的示例性前视图，图11b示出了示例性侧视图。示例性一体式分裂式小翼1100被设想为可以在位置a处直接附接到翼尖的单元。然而，对于本领域的技术人员将显而易见的是，一体式分裂式小翼可容易地分离成两个或更多个部分，包括密切类似于融合式小翼的第一上部元件1102和第二下部元件1103，即可在翼尖与小翼上部元件1102之间的过渡处(即，过渡部分bc)附接到上部元件1102的腹鳍。
上部元件1102通常包括适配部分(ab)、过渡部分(bc)和叶片部分(cd)。适配部分ab被构造成将分裂式小翼装配到现有的翼端上，并且大体上对应于从a延伸的机翼表面。从上方观察时，适配部分ab通常是梯形的。过渡部分bc在b处的延伸机翼表面与c处的叶片部分之间提供连续过渡表面。在图11a所示的实施例中，过渡部分bc具有曲率半径r。在一些实施例中，过渡部分bc的曲率可以是变化的。叶片部分cd是大致平坦的并且被设计成承载大部分负载。上部元件1102的不同部分串联连接，使得上部元件1102包括连续的前缘曲线和后缘曲线，所述曲线界定上部元件1102的上表面和下表面，以便形成具有翼型横截面的实体。
如上所述，在一些实施例中，过渡部分bc可以沿着其长度具有可变的半径。因此，可以根据在沿着过渡的任何点处的平均半径ra和最小半径rm来描述过渡部分bc。上部元件1102的过渡部分bc可包括主翼展方向发生部位的平均曲率半径ra和任何点处的最小曲率半径rm，其满足以下标准：
其中，ka优选介于0.25和0.7之间，更优选介于0.25和0.35之间。最小半径与平均半径之比rm/ra优选介于0.3和1.0之间，更优选介于0.5和1.0之间。
过渡部分bc靠近前缘的翼型几何形状受到前缘扫掠角λ、翼型鼻部弧度η和鼻部弧度的弦向范围ξt之间的以下关系的约束：
η0＝.1ξt＝.006tan1/3λ
下部元件1103通常包括腹鳍ef。下部元件1103具有附接到上部元件1102的大致翼状构造。下部元件1103可以沿着过渡部分bc以大致90°的角度附接到上部元件1102，这有助于相对于局部机翼矢量调节下部元件1103。
上部元件1102(由下标1标识)和下部元件1103(由下标2标识)的一般几何形状由下列参数限定：距机翼平面的高度(h1和h2)；倾斜角(φ1，φ2)；入射角(i1，i2)；扫掠角(λ1，λ2)；和叶片锥度(λ1，λ2)。应当理解，几何形状决定空气动力学负载，这对于提高飞机性能特性至关重要。通常，对几何参数进行选择以便最小化阻力而不引起可能会抵消或折损阻力的有益效果或不利地影响其他特性的结构或重量变化。通过优化过程得到独立几何参数的最佳组合，同时满足应用于为给定应用选择的相关设计参数的约束。上述识别的参数大部分是独立的参数，但对于某些应用，它们也可以被认为是依赖的。附加的相关参数可包括负载分流比、允许的机翼弯矩、结构修改程度、小翼尺寸、飞机操作限制、经济和商业要求以及适应性。通常，用于优化分裂融合式小翼1100的设计限制将比传统的融合式小翼技术更复杂。
上部元件1102和下部元件1103各自相对于机翼法线以倾斜角取向。上部元件1102的倾斜角通常介于零度和五十度之间(即，0°＜φ1＜50°)，而下部元件1103的倾斜角介于九十度和一百八十度之间(即，90°＜φ2＜180°)。
第一元件1102和第二元件1103中的每一个包括渐缩的近平面部分。这些部分包括对于第一元件通常在大约0.28和0.33的范围内的锥度比(即，0.28＜λ1＜0.33)，以及对于第二元件通常在大约0.33和0.4的范围内的锥度比(即，0.33＜λ2＜0.4)。分裂式小翼具有与在大约0.6和0.7(即，0.6＜cl＜0.7)的范围内的设计升力系数cl对应的表面积，以及与在设计操作条件下满足以下标准的截面升力系数对应的厚度比：
小翼mcrit＝机翼mcrit+.01
上部元件1102和下部元件1103的前缘和曲线各自以高达65°的前缘扫掠角(λ1，λ2)单调变化。前缘曲线和扫掠角与翼型截面鼻部弧度相关，以便基本上防止或减少前缘涡流的形成。元件1102、1103可以在倾斜角、曲率、高度或表面积上受到限制，以便在飞行包线上优化性能，而尽量较少对影响重量、成本或飞机经济性的机翼结构要求的影响。
图12示出了分裂式小翼设计的另一个实施例。如图12所示，分裂式小翼1200包括机翼1202在机翼1202的平面上方延伸至上部1204中的连续突起，以及在翼部1202的平面下方延伸的下部1206。上部1204和下部1206的前缘从沿着机翼1202的尖端的前缘的共同点伸出。上部1204和下部1206的后缘类似地从沿着翼尖的后缘的共同点伸出。上部1204和下部1206的前缘可包括具有从机翼1202到线性部分的平滑弯曲过渡的大致直线部分。上部1204和下部1206的小翼尖端可以朝向自由气流方向1208弯曲。后缘通常可以成直线地突出到小翼部分1204、1206的相应端部。在一些实施例中，上部1204和下部1206中的一者或两者的后缘还可包括从共同点延伸的弯曲部分。应当理解，弯曲部分减小了相应部分1204、1206的弦长，使得上部1204和下部1206包括可变锥度，并且因此沿着部分1204、1206的一部分的锥度可大于机翼的锥度。在一个实施例中，机翼1202的上表面连续地过渡到部分1204的上表面中，并且机翼1202的下表面连续地过渡到部分1206的下表面中。在另一个实施例中，分裂式小翼1200还包括在部分1204的下表面与部分1206的上表面之间的连续接合。
图13示出了包括上部1304和下部1306的分裂式小翼1300的示例性实施例。分裂式小翼1300基本上类似于图12所示的分裂式小翼1200，不同的是分裂式小翼1300具有不同的尖端构造1302。在一些实施例中，上部1304和下部1306可包括各种特征，包括作为非限制性示例的前缘和后缘、小翼表面轮廓、小翼与机翼之间的过渡轮廓以及小翼尖端轮廓。如前所述，小翼部分1304、1306的前缘和后缘可包括机翼的前缘和后缘的连续延伸部。此外，部分1304、1306的锥度也可以大于机翼的锥度，并且沿着其长度可以是变化的。在一些实施例中，利用连续的前缘和后缘设计，向较大锥度的过渡可以沿着前缘、后缘或这两者的组合发生。在其他实施例中，下部1306(即，腹鳍)可具有与上部1304和机翼相同的弦向跨度，或者可以减小，使得部分1306的前缘和/或后缘从机翼或上部1304的下表面延伸。在一些实施例中，尖端构造1302可具有各种形式或曲率，具体取决于应用。在图13所示的实施例中，在部分1304、1306的前缘和后缘之间包括附加尖端边缘1308。在一些实施例中，前缘和后缘中的任一个或两者可朝向自由气流方向1310弯曲。
图14示出了根据本发明的实施例的示例性使用环境1400，其中飞机1404包括安装在飞机的机翼1412上的分裂式小翼1408。分裂式小翼1408包括从机翼1412的尖端在机翼的弦平面上方延伸的上小翼1416，以及从上小翼1416的下表面在弦平面下方突出的腹鳍1420。图14所示的分裂式小翼1408基本上类似于图9a至图9c的分裂式小翼900，不同的是分裂式小翼1408包括上小翼尖端构造1424和腹鳍尖端构造1428，这两者类似于参考图15a至图16b更详细地讨论的弯曲叶片。然而，应当理解，根据所设想的应用，尖端构造1424、1428可包括段、曲率或其他几何形式的各种组合，而不偏离本发明的实质和范围。
图15a至图15c示出了被构造用于安装到飞机的翼尖1504上的根据本发明的分裂式小翼1500的示例性实施例。分裂式小翼1500包括从翼尖1504在机翼的弦平面上方延伸的上小翼1512，以及从上小翼1512的下表面1520在弦平面下方突出的腹鳍1516。图15a至图15c所示的分裂式小翼1500基本上类似于图9a至图9c的分裂式小翼900，不同的是分裂式小翼1500包括上小翼尖端构造1524和腹鳍尖端构造1528，如下所述。
类似于上小翼906，上小翼1512通常包括过渡部分1532，该过渡部分从翼梢1504向上弯曲成大致平坦的部分1536。在一个实施例中，过渡部分1532具有在翼尖1504和平坦部分1536之间的基本上恒定的曲率半径。在另一个实施例中，过渡部分1532具有沿着翼尖1504和平坦部分1536之间的过渡部分1532的长度设置的两个或更多个曲率半径。在其他实施例中，过渡部分1532可具有沿着翼尖1504和平坦部分1536之间的过渡部分1532的长度的连续变化的曲率半径。在另外的其他实施例中，过渡部分1532可包括沿着翼尖1504和平坦部分1536之间的过渡部分1532的长度的大致非线性的曲率。
上小翼1512还包括上表面1540和下表面1544，所述表面在近端由前缘1548界定并且在远端由后缘1552界定。上小翼1512的上表面1540和下表面1544是翼尖1504的上表面和下表面的相应平滑延伸部，使得上小翼1512的前缘1548和后缘1552分别是机翼1504的前缘和后缘的连续延伸部。如图15c所示，前缘1548和后缘1552包括朝向气流方向1556扫掠的大致线性部分，该气流方向基本上平行于机翼1504的弦平面。前缘1548和后缘1552会聚在上小翼尖端构造1524处。
在图示实施例中，上小翼尖端构造1524包括具有第一半径的前缘1548的第一曲线1560和具有第二半径的后缘1552的第二曲线1564。如图15c充分地示出，第一曲线1560和第二曲线1564将前缘1548和后缘1552朝向气流方向1556取向，以便基本上会聚到飞机的翼尖1504远侧的点1568。将认识到，第一曲线1560和第二曲线1564为上小翼尖端构造1524赋予弯曲的叶片形状。在另一个实施例中，第一曲线1560和第二曲线1564可以比图15c所示的小得多，并且与合适的线性段联接，由此将上小翼尖端构造1524构造成多种远端取向的突起中的任一种。在一些实施例中，第一曲线1560和第二曲线1564可以各自是具有两个或更多个不同半径的复合曲线，使得前缘1548和后缘1552在点1568处会聚。在其他实施例中，第一曲线1560和第二曲线1564可各自具有沿着曲线1560、1564中的每一个连续变化的曲率半径，使得前缘1548和后缘1552在点1568处会聚。在另外的其他实施例中，上小翼尖端构造1524可包括除了本文示出和描述之外的不脱离本发明的构造。
再次参考图15a，腹鳍1516从过渡部分1532的下表面1544在弦平面下方突出。类似于腹鳍902，腹鳍1516包括上表面1572和下表面1576，所述表面在近端由前缘1580界定并且在远端由后缘1584界定。前缘1580和后缘1584包括大致线性的部分，所述部分朝向气流方向1556扫掠，然后在腹鳍尖端构造1528处会聚。
腹鳍尖端构造1528基本上类似于上小翼尖端构造1524，不同的是由于与上小翼1512相比腹翼1516的尺寸更小，因此腹鳍尖端构造1528的尺寸通常较小。类似于上小翼尖端构造1524，在图示的腹鳍尖端构造1528的实施例中，前缘1580和后缘1584朝向气流方向1556弯曲，然后大致在飞机的翼尖1504远侧的点1558处终止。应当理解，在其他实施例中，腹鳍尖结构1528可包括除了本文示出和描述之外的不脱离本发明的多种构造。
在图15a至图15c所示的实施例中，腹鳍1516的前缘1580合并到上小翼1512的前缘1548远侧的上小翼1512的下表面1544中，并且后缘1584合并到上小翼1512的后缘1552中。在一些实施例中，上小翼1512的前缘1548和腹鳍1516的前缘1580在过渡部分1532处合并到一起，使得前缘1548、1580是机翼1504的前缘的连续延伸部。在一些实施例中，上小翼1512的后缘1552和腹鳍1516的后缘1584在过渡部分1532处合并到一起，使得后缘1552、1584是机翼1504的后缘的连续延伸部。将认识到，腹鳍1516可以多种不同构造联接到上小翼1512，从而将上小翼1512、腹鳍1516和机翼1504的边缘设置成各种关系，而不偏离本发明的实质和范围。
图16a至图16b示出了小翼改型的示例性实施例，由此图9a至图9c所示的上小翼906被修改成类似于图15a至图15c所示的上小翼1512。图16a是上小翼906的放大剖视图，示出了小翼尖端构造916，如图9c所示。小翼尖端构造916包括通过多个紧固件1608牢牢地附接到上小翼906的小翼尖端帽1604。图16b是在已经用弯曲的叶片帽1616改型之后的上小翼906的放大剖视图，此种改型产生类似于图15c所示的上小翼尖端构造1524的弯曲叶片尖端构造1612。应当理解，弯曲叶片帽1616被适当地构造用于安装在上小翼906上，以代替小翼尖端帽1604。通常，将紧固件1608和小翼尖端帽1604从上小翼906移除，然后将弯曲叶片帽1616安装到上小翼906上并通过原始紧固件1608固定，从而实现具有基本上类似于图15a至图15c所示的上小翼1512的上小翼的分裂式小翼900。
弯曲叶片帽1616包括第一曲线1620和第二曲线1624，这两者都终止于远侧段1628。如参考图15a至图15c所论述，第一曲线1620和第二曲线1624可以各自是具有两个或更多个不同半径的复合曲线，使得弯曲叶片帽1616的前缘和后缘在远侧段1628处会聚。然而，在其他实施例中，第一曲线1620和第二曲线1624可各自具有连续变化的曲率半径，使得弯曲叶片帽的前缘1620和后缘1624在远侧段1628处会聚。在其他实施例中，弯曲叶片帽1616可包括如图15c所示的远侧点，代替远侧段1628。在其他实施例中，弯曲叶片帽1616可包括除了本文示出和描述的构造之外的不偏离本发明的构造。此外，应当理解，图16a至图16b所示的小翼改型不仅仅限于上小翼906，而是可以预成形与腹鳍902基本类似的改型，使得腹鳍902类似于图15a至图15c所示的腹鳍1516。
虽然已经根据特定变化和说明性附图描述了本发明，但是本领域的普通技术人员将认识到，本发明不限于所描述的变型或附图。此外，在上述方法和步骤指示以某些顺序发生的某些事件的情况下，本领域的普通技术人员将认识到，某些步骤的顺序可以被修改，并且这种修改与本发明的变型相一致。此外，可能的话，某些步骤可在并行过程中同时执行，以及如上所述按顺序执行。在某种程度上，本发明存在变型，所述变型在本公开的实质内或等同于权利要求书中提供的本发明，本专利也将意图涵盖这些变型。在本发明的范围内预期的变化包括以任何组合而不限制地并入本文所述的各种特征的一个或多个特征的实施例。另外，本文描述的实施例和特征可以用于未具体讨论的其他类型的应用中，例如通过非限制性示例：水运工具、其他飞行器或通常用于移动气体或液体的应用。例如，包括螺旋桨、直升机和螺旋桨飞机在内的水运工具都被理解为受益于本文所述的一个或多个实施例。或者，包括通风系统的风扇也被理解为受益于本文所述的一个或多个实施例。因此，本发明应被理解为不受本文所述具体实施例的限制，而是仅由所附权利要求的范围限定。