螺旋形机翼末梢以及飞行器的制造方法

螺旋形机翼末梢以及飞行器的制造方法
【专利摘要】根据本发明的实施方案的螺旋形机翼末梢包括具有闭合环前部轮廓的连续分段组件，所述闭合环前部轮廓包括下近似垂直段、水平段、垂直段、第二水平上段以及近似垂直段。根据本发明的一些实施方案，所述螺旋形轮廓相对于翼弦平面是较低的，使得所述螺旋形机翼末梢的一部分在翼弦平面下方延伸。
【专利说明】
螺旋形机翼末梢以及飞行器
[0001] 本申请是2012年6月11日递交的PCT国际申请PCT/US2012/041961于2014年2月8日 进入中国国家阶段的中国专利申请号为201280038841.0、发明名称为"分裂式螺旋形"的发 明专利申请的分案申请。
[0002] 优先权:PCT国际申请PCT/US2012/041961要求2011年6月9日递交的美国临时申请 No. 61 /495，236的优先权，该申请通过引用被整体并入本申请。
技术领域
[0003] 题为"螺旋形末梢的机翼（Spiroid-Tipped Wing)"的US 5，102,068概括地公开了 一种螺旋形末梢的机翼，该机翼包括被合成一体以便最小化所产生的阻力和/或减轻噪声 效果的机翼状升力面和螺旋形末梢装置，该专利通过引用被并入本申请，就像在本文中全 文阐述一样。螺旋形的端部以合适的掠角和夹角附连到机翼末梢以形成机翼表面的连续的 且闭合的延伸部。当沿着气流方向看时，这产生长圆形状的闭合的、在结构上连续的外形。
【背景技术】
[0004] 各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24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(blended)小翼"，1994年9月20日授权），这些文献中的每个都通过引用被并入本申请， 就像在本文中全文阐述一样。

【发明内容】

[0005] 根据本发明的实施方案的螺旋形机翼末梢包括特有的环轮廓。所述螺旋形轮廓相 对于翼弦平面是较低的，使得所述螺旋形机翼末梢的一部分在翼弦平面下方延伸。所述螺 旋形的段可以被设计来改进各种气动特性。
[0006] 本申请的一个方面提供一种螺旋形机翼末梢，所述螺旋形机翼末梢包括:围绕环， 所述围绕环包括起始段、耦连到所述起始段的中间段以及连接到所述中间段的终止段;所 述起始段和所述终止段在一端合成一体以形成被构造为附连到机翼端部的机翼末梢附连 端;所述中间段横跨所述机翼末梢附连端的弦向平面。
[0007] 在一些实施方案中，所述起始段和所述终止段在所述弦向平面的相对侧上从所述 机翼末梢附连端延伸。
[0008] 在一些实施方案中，所述螺旋形机翼末梢在所述弦向平面上方延伸距离hi并且在 所述弦向平面下方延伸距离h2,其中hs/lu的比率在约0.4与1.0之间。
[0009] 在一些实施方案中，所述螺旋形具有为w的水平宽度和为h的垂直高度，其中w/h的 比率约为1.0。
[0010] 在一些实施方案中，所述起始段和所述终止段从与所述弦向平面正交的垂直平面 以相对方向从所述机翼末梢附连端延伸。
[0011] 在一些实施方案中，在所述弦向平面中沿着所述机翼末梢附连端的y轴起始于前 缘，指向后缘，X轴在所述弦向平面中与所述y轴正交，并且z轴与所述y轴和所述X轴二者正 交，所述起始段在正X方向和负Z方向上从所述机翼末梢附连端延伸，所述终止段在正X方向 和正Z方向上从所述机翼末梢附连端延伸。
[0012]在一些实施方案中，所述起始段在正y方向上从所述机翼末梢附连端延伸。
[0013] 在一些实施方案中，所述起始段在负y方向上从所述机翼末梢附连端延伸。
[0014] 在一些实施方案中，所述中间段包括一般地平行于所述x-y平面的第一部分和第 三部分以及在所述第一部分与所述第三部分之间与所述χ-y平面正交的第二部分。
[0015] 在一些实施方案中，所述中间段的所述第一部分在所述x-y平面下方耦连到所述 起始段，并且所述第三部分在所述x-y平面上方耦连到所述终止段，所述螺旋形被构造为使 得所述螺旋形的最大X位移沿着所述第三部分出现。
[0016] 本申请的一个方面还提供一种飞行器，所述飞行器包括从主体突出的机翼，所述 机翼包括耦连到所述机翼的端部的螺旋形机翼末梢，所述螺旋形机翼末梢包括:第一一般 地平面的段，所述第一一般地平面的段耦连到所述机翼的端部;第二一般地平面的段，所述 第二一般地平面的段耦连到所述第一一般地平面的段，一般地远离所述飞行器的所述主体 延伸;第三一般地平面的段，所述第三一般地平面的段耦连到所述第二一般地平面的段;第 四一般地平面的段，所述第四一般地平面的段耦连到所述第三一般地平面的段;一般地朝 着所述飞行器的所述主体延伸；以及第五一般地平面的段，所述第五一般地平面的段耦连 到所述第四一般地平面的段和所述机翼的所述端部。
[0017] 在一些实施方案中，所述第一一般地平面的段在所述机翼的翼弦平面下方从所述 机翼的所述端部延伸。
[0018] 在一些实施方案中，当所述第一段从所述机翼的所述端部处的第一端横跨到第二 端时，所述第一段相对于所述飞行器主体前掠。
[0019] 在一些实施方案中，当所述第一段从所述机翼的所述端部处的第一端横跨到第二 端时，所述第一段相对于所述飞行器主体后掠。
[0020] 在一些实施方案中，所述第四一般地平面的段包括当所述第四一般地平面的段从 所述一端横跨到所述另一端时相对于所述飞行器主体前掠的第一部分和相对于所述飞行 器主体后掠的第二部分。
[0021] 在一些实施方案中，所述螺旋形机翼末梢的最小弦长沿着所述第四一般地平面的 段出现。
[0022] 在一些实施方案中，所述螺旋形机翼末梢的最小弦长在所述第三一般地平面的段 与所述第四一般地平面的段之间的接合处附近出现。
[0023]在一些实施方案中，所述第一一般地平面的段、所述第三一般地平面的段和所述 第五一般地平面的段呈锥形，使得所述第一一般地平面的段和所述第五一般地平面的段在 所述机翼的所述端部的弦长大于相应的远离所述机翼的一般地平面的段的弦长。
[0024] 在一些实施方案中，所述第二一般地平面的段和所述第四一般地平面的段一般地 是水平的，所述第三一般地平面的段一般地是垂直的，其中所述第一一般地平面的段、所述 第二一般地平面的段、所述第三一般地平面的段、所述第四一般地平面的段和所述第五一 般地平面的段相对于所述飞行器的所述主体扫掠，使得所述段形成其中所述第一一般地平 面的段与所述第五一般地平面的段部分重叠的闭合环。
[0025] 在一些实施方案中，所述螺旋形机翼末梢的前缘在所述机翼的平面下方连续地从 所述机翼的前缘延伸，然后一般地以水平方式且一般地平行于所述机翼地过渡，然后一般 地垂直地过渡，掠向所述飞行器的后面，并且所述螺旋形机翼末梢的后缘在所述机翼的所 述平面上方连续地从所述机翼的后缘延伸。
[0026] 本申请的一个方面还提供一种包括从主体突出的至少两个机翼的飞机，每个机翼 包括包含围绕一区域的闭合环形式的机翼末梢轮廓，其中翼弦平面与所述闭合环形式的所 述围绕区域交叉。
【附图说明】
[0027] 参照附图可以更好地理解所公开的系统和方法。附图中的部件不一定按比例绘 制。
[0028] 图1图示说明根据本发明的实施方案的耦连到机翼的示例性螺旋形机翼末梢。 [0029]图2图示说明根据本发明的实施方案的耦连到机翼的示例性分裂式螺旋形 (split-spiroid)机翼末梢。
[0030] 图3图示说明根据本发明的实施方案的耦连到机翼的示例性分裂式螺旋形机翼末 梢。
[0031] 图4图示说明根据本发明的实施方案的耦连到机翼的示例性分裂式螺旋形机翼末 梢。
[0032]图5图示说明图2的分裂式螺旋形的示例性负载特性。
[0033]图6图示说明图2-4的分裂式螺旋形(8口1;[1：-8口1;[1：-8口;[1'01(1)机翼末梢的示例性负 载特性的比较。
【具体实施方式】
[0034]使描述并且示出某些实施方案的以下描述和附图以非限制性的方式说明根据本 公开的各个方面和特征的分裂式螺旋形机翼末梢的几种可能的构型。
[0035]螺旋形机翼末梢是用于机翼末梢装置的气动构思，该气动构思已经被证明就结构 影响最小的性能而言优于其他已知的机翼装置(诸如小翼）。螺旋形机翼末梢减小由机翼末 梢涡流产生的阻力。根据本发明的实施方案的螺旋形机翼末梢包括特有的环轮廓。尽管传 统的螺旋形的各个元件可以针对特定优点布置，但是其螺旋形轮廓被整个地放置在翼弦平 面上方。然而，一般应用研究提出了趋向于限制传统螺旋形对于某些飞行器设计的可能性 的问题，诸如动载荷和颤振、机翼变形等。因此，本文中所描述的分裂式螺旋形构思将圈形 心(hoop centroid)更靠近翼弦平面放置。这具有改变惯性参数以显著地降低颤振配重要 求和动态阵风响应的效果。其他构型几何结构选择可用于最小化结构影响以及改进气动特 性和性能。
[0036] 图1图示说明耦连到机翼102的螺旋形机翼末梢100。图1A图示说明螺旋形机翼末 梢的顶视图，图1Β图示说明螺旋形机翼末梢的侧视图，图1C图示说明螺旋形机翼末梢的后 视图。螺旋形机翼末梢1〇〇具有在翼弦平面上方的闭合环轮廓。如在图1Β中所见的，螺旋形 机翼末梢可以以角度Λ扫掠。
[0037] 如在图1中所见的，机翼末梢100在Α-Α处从机翼102-般地沿着机翼的平面突出， 然后在翼弦平面上方形成环以在交点Α-Α处创建闭合环。如所示，螺旋形由一般地四个段组 成。
[0038] 第一段104-般地与机翼在同一个平面上并且沿着机翼的长度定向地延伸。第一 段104的弦长可以等于或短于机翼在末梢Α-Α处的弦长。图1图示说明与Α-Α处的机翼相比缩 短的弦长，使得段104的前缘与机翼102的前缘一般地连续，并且段104的后缘从闭合环螺旋 形的下表面射出。第一段104从机翼端部Α-Α-般地延伸距离w。第一段104可以沿着其长度 呈锥形，使得与远离平面(段106附近)相比，在平面附近(在Α处)存在较大的弦长。
[0039] 螺旋形机翼末梢然后在机翼平面上方过渡到与第一段大致成90°的第二段106。如 在图1B中所见的，第二段106相对于垂直线以角度Λ扫掠。第二段106也从下部分到上部分 呈锥形，使得第二段106的下部分比上部分宽。第二段在朝着机翼弯曲90°进入第三段108之 前垂直延伸距离h。
[0040] 第三段一般地平行于第一段104,但是可以比第一段短。第三段可以具有一般地为 恒定的弦长，或者可以沿着其长度呈锥形。例如，当段104朝着所述平面横跨时，该段可以呈 倒锥形，使得弦长在离所述平面最远的点处(在段106附近)最小。第三段还可以后掠，使得 以下所述的第四段108可以以与第二段106相同的角度扫掠。
[0041] 第四段108沿着自垂直线的角度Φ从第三段108过渡到机翼102。第四段110类似于 第二段106,可以以角度Λ扫掠，并且呈锥形以使得上段的弦长与下段相比缩短。第四段108 的后缘与机翼102的后缘连续，而第四段的前缘可以从机翼102或第一段104的上表面射出。
[0042] 如从后面看到的，每个段一般地与段之间的弯曲过渡部分在同一个平面上以创建 一般地四边形形式。螺旋形的弦长可以小于机翼在附连点Α-Α处的弦长，使得如从上方所见 的，第一段104和第四段110以偏移的方式重叠，而机翼的前缘和后缘与第一段的前缘和第 四段的后缘连续。参照图1Α，第一段104的后缘从第四段110的下表面射出，而第四段108的 前缘从第一段104的上表面射出。
[0043] 如所示，每个段连续地从飞机主体朝着段106与108之间的过渡部分呈锥形。因此， 弦直径跨段104远离所述平面并且沿着段106向上减小，到108附近达到最小长度。弦长然后 跨段108朝着所述平面并且沿着段110向下增大。每个段的锥度可以是可变的，使得沿着水 平段104和108的锥度最小，而垂直段106和110的锥度更显著。还设想可替换的锥度模式。例 如，螺旋形可以连续地从第一段(从机翼末梢延伸）的原点处的较大的第一直径、围绕每个 段、到机翼末梢处的第四段的终端(terminal end)处的较小的第二直径呈锥形。可替换地， 在所述平面的机翼上方延伸的第二段和第四段可以呈锥形，使得该段的下部分的弦长大于 上部分。第一段和第三段可以一般地保持为恒定的弦长，第三段的弦长小于第一段以对应 于第二段和第四段的锥度。
[0044] 图1图示说明示例性螺旋形机翼末梢。螺旋形的每个段在必要时可以前掠或后掠 以优化设计参数。每个段还可以包括相对于机翼平面的附加角(斜面角），使得螺旋形在机 翼平面上方或下方倾斜。另外，每个段可以连续地或单独地呈锥形。螺旋形的构型还可以是 镜像的，使得从机翼延伸的第一段与机翼后缘连续，而在翼弦平面上方延伸的第四段与机 翼前缘连续。螺旋形的前缘和后缘将一般地是连续的，使得每个段之间的过渡部分是弯曲 的。
[0045] 图2是根据本发明的实施方案的示例性分裂式螺旋形的三视图图示。图2A是示例 性分裂式螺旋形形式的顶视图；图2B是示例性分裂式螺旋形形式的侧视图；图2C是示例性 分裂式螺旋形形式的后视图。该分裂式螺旋形在A-F处附连到机翼。它保有与图1的闭合环 轮廓类似的闭合环轮廓，除了其形心相对于翼弦平面是较低的之外。该分裂式可以根据设 计目标和表面的期望负载而变化。分裂式设计使螺旋形的重心降低更靠近机翼平面，因此 减少受到图1的螺旋形中存在的颤振问题的影响。图2图示说明以最小弯矩和增重提供最大 减阻的分裂式螺旋形的总体表示。图2还图示说明通过使螺旋形的重心朝着机翼平面降低 来针对典型的尺度参数值减少受到颤振问题的影响的分裂式螺旋形的示例性实施方案。
[0046] 如在图2中所见的，螺旋形沿着前缘在A处起始于机翼，螺旋形是一般地朝下（负 z)、朝向所述平面的尾部（正y)并且以斜面角Φ2远离平面主体（正X)到达点B的平面突出 部。如所示，段Α-Β以与机翼轴大致相同的角度或更大的角度掠向所述平面的尾部。段Α-Β可 以远离机翼呈锥形，使得Α附近的弦长大于Β附近的弦长。螺旋形然后一般地以水平方式延 伸(没有z位移），并且沿着机翼轴从点B朝着点C延伸（正X和y)。段B-C可以以与机翼大致相 同的掠角（即，沿着机翼轴)掠向所述平面的后面。这个段可以具有一般地为恒定的弦长。螺 旋形然后垂直地突出（正z，x位移最小），但是掠向所述平面的后面(正y)角度Λ。这个段可 以呈锥形，使得下部分的弦长大于上部分。下一段从D-般地以水平方式(ζ位移最小），一般 地朝向平面主体(负X)从D延伸到Ε，并且可以朝着所述平面的鼻部（负y)稍微成一角度。类 似于段B-C，这个段可以不呈锥形。因此，沿着螺旋形的最小弦长在D处的过渡部分附近。螺 旋形通过向下（负ζ)且朝着平面主体(负X)并朝着平面鼻部(负y)突出来闭合环，使得段E-F 的后缘与机翼的后缘会合。段E-F可以类似于段A-B那样呈锥形，使得较大的弦长在F处的机 翼附近。为了沿着段E-F实现锥形，当该段从E横跨到F(前掠)时，螺旋形的后缘可以一般地 沿着机翼轴或者稍微更多一点指向所述平面的鼻部，同时前缘成更大的角度。锥形段A-B和 E-F通过如从上方所看到的那样以偏移的构型重叠端部来闭合螺旋形环。
[0047] 图3是根据本发明的实施方案的示例性分裂式螺旋形的三视图图示。图3A是示例 性分裂式螺旋形形式的顶视图；图3B是示例性分裂式螺旋形形式的侧视图；图3C是示例性 分裂式螺旋形形式的后视图。图3类似于图2的分裂式螺旋形，除了螺旋形的前缘和后缘如 从上方所看到的那样相对于机翼前缘和后缘以不同角度投影以增大螺旋形的水平段的前 缘的位移（由X指示)之外。上螺旋形段的外形使得螺旋形的最远的向后的范围沿着顶部水 平段的长度发生。图3的形式图示说明在机翼末梢施加很大的反力矩以便最小化由机翼扭 转产生的对性能的不利影响。具体地讲，增大x P位移改变了沿着螺旋形的负载分布以创建 减小机翼扭转的反力矩。
[0048] 如在图3中所见的，螺旋形沿着前缘在A处起始于机翼，螺旋形是一般地朝下（负 z)、朝向所述平面的尾部(正y)并且远离平面主体(正X)到达点B的平面突出部。如从以上所 见的，沿着段A-B的前缘是机翼的前缘的连续延伸部，即，当从上方看时，段A-B沿着机翼的 轴。段A-B可以远离机翼端部略微呈锥形，所以与在B处远离机翼相比，在A处机翼附近，弦长 较大。螺旋形然后一般地以水平方式延伸(没有Z位移），并且从点B沿着机翼轴朝着点C(正X 和y)延伸。如从上方所看到的，从机翼通过点A、B和C的前缘一般地是连续不断的。沿着这些 段的锥度以类似的方式一般地为连续的，其中段B-C可以具有与段A-B相等的锥度或稍微缩 小的锥度。螺旋形然后垂直地突出（正ζ，χ位移最小），但是掠向所述平面的后面(正y)角度 Λ。这个段可以以与前面的段的锥度相同的锥度或稍大的锥度从C处的下端到D处的上端呈 锥形。下一段一般地以水平方式从D延伸到Ε(没有ζ位移）。这个段可以是弯曲的或者由多于 一个的直线段组成，使得螺旋形的最远的向后的范围（最大X)沿着段D-E出现。如所示，这个 段一般地以直线方式从D朝着所述平面的尾部延伸到D'（负X，正y)，然后朝着所述平面的鼻 部从D'延伸到E(负X，负y)。在各种构型中，该段可以沿着其长度呈锥形。如所示，段D-E可以 是一般地为恒定的或者以与前一段相同的广度或较小的广度沿着D-D'呈锥形，而D'到E可 以是恒定的或者呈倒锥形，所以最短弦向长度在D'处出现。D'可以沿着D-E的长度出现，并 且可以比起另一端更靠近一端。如所示，D'朝着所述平面更靠近端部E出现，使得螺旋形的 最远的向后的范围更靠近螺旋形的中间(w/2)或者更靠近下段B-C的中心出现。螺旋形通过 向下（负ζ)且朝着平面主体(负X)并且朝着平面鼻部(负y)突出来闭合环，使得边缘段E-F的 后缘与机翼的后缘会合。通过段E-F的弦长可以是从D'到E的锥形的连续部分，或者可以呈 更大的锥度，使得机翼附近(在F处）的弦长比远离机翼大。如从上方所见的，段A-B和E-F通 过以偏移的构型重叠端部(沿着A-F)来闭合螺旋形环。
[0049]图4是根据本发明的实施方案的示例性分裂式螺旋形的三视图图示。图4A是示例 性分裂式螺旋形形式的顶视图；图4B是示例性分裂式螺旋形形式的侧视图；图4C是示例性 分裂式螺旋形形式的后视图。图4类似于图3的分裂式螺旋形，除了前缘和后缘以相对于机 翼前缘和后缘的不同角度突出以进一步增大螺旋形的水平段的前缘的位移（由x P指示)之 外。螺旋形的高度尺寸和宽度尺寸也可以被调整。沿着螺旋形段中的一个或更多个的锥度 的量也可以更大。图4图示说明在机翼末梢提供主要的反力矩以便最小化由于对于高度柔 性的机翼构型的扭转而将发生的对性能的不利影响的分裂式螺旋形的示例性实施方案。这 种有利的效果应超过由于螺旋形本身上的非最佳负载而导致的阻力增长两倍或更多倍。几 何布置以沿着X轴的大展度为特征，以便最大化由于气动负载而导致的反力矩。参见以下关 于每种示例性设计的负载比较的图6。
[0050] 在一些应用中，可能重要的是最小化机翼末梢负载和扭转或者最小化对于颤振和 配重要求的敏感性。为了适应这样的应用，所公开的形式的几种变化方式是适合的，但是是 以性能为一些名义成本(nominal cost)。因此，将包括斜面角和掠角、锥度、尺寸等的任何 设计构型合并在各种构型、布置、组合和子组合(包括适应这样的装置的修改）中在本发明 的范围内。
[0051] 如在图4中所见的，螺旋形沿着前缘在A处起始于机翼，螺旋形是一般地朝下（负 z)、朝向所述平面的前面(负y)并且远离平面主体(正X)到达点B的平面突出部。螺旋形然后 一般地以水平方式延伸(没有ζ位移），并且从点B沿着机翼轴朝着点C(正X和y)延伸。螺旋形 然后垂直地突出（正z，x位移最小），但是掠向所述平面的后面(正y)角度Λ。沿着段C-D的扫 掠和锥度可以大于上述图3的扫掠和锥度。下一段类似于图3,一般地以水平方式从D延伸到 Ε(没有ζ位移），并且沿着其长度弯曲，使得螺旋形的最远的向后的范围沿着D-E的长度在D' 处发生。D'可以沿着D-E-般地在中间点处出现。螺旋形通过向下（负ζ)且朝着平面主体(负 X)并且朝着平面鼻部（负y)突出来闭合环，使得边缘段E-F的后缘与机翼的后缘会合。螺旋 形可以沿着每个段以不同的程度呈锥形。沿着C-D和E-F的锥形被设计为使得每个段的上部 分的弦长比每个相应段的下部分缩短。段D-E可以具有与段C-D(即，在D处）和E-F(即，在E 处)的上端处的弦长大致相等的、一般地为恒定的弦长。如在图4C中所见的，段D-E的展向长 度可以比段B-C短。段A-B从机翼端部A-F呈锥形，使得段A-B在点A处机翼附近的弦长比在B 点处远离机翼的弦长要长。如从上面所见的，锥形部分A-B和E-F通过以偏移的构型重叠端 部来闭合螺旋形环。
[0052]如在图2-4中所见的分裂式螺旋形机翼末梢150、150 '和150" 一般地由沿着点A-B-C-D-E-F的五个段组成。如从前视图或后视图所见的，段A-B使螺旋形以一般地平面的方式 相对于垂直线以角度Φ2在翼弦平面下方过渡距离"h2"。下一段B-C-般地以水平方式远离 机翼从机翼端部A-F延伸距离V'。段B-C短于V'以适应段A-B从机翼端部A的过渡。段C-D从 段B-C起大约90°以在垂直方向上使螺旋形在段B-C上方延伸距离"h"。螺旋形然后在一般地 水平段D-E中朝向所述平面向回循环。段D-E和B-C的展向长度可以大致相等，或者一个可以 短于另一个。最后段E-F闭合螺旋形形式，以相对于垂直线的角度Φ i从段D-E-般地以平面 方式延伸到F处的机翼端部。
[0053] 螺旋形沿着段D-E的顶部是翼弦平面上的距离lu，而螺旋形沿着段B-C的底部是翼 弦平面下方的距离h2。分裂式可以根据设计目标和表面的期望负载是可变的。段B-C和D-E 的垂直位移（即，hdPlu)可以被选择为使得圈形心在翼弦平面附近。这具有改变惯性参数以 显著地降低颤振配重要求和动态阵风响应的效果。优选地，几何分裂是大约在0.4与1.0之 间的出与出的比率（Ι.Ο^Ξ^Λη^ΞΟ.Ο。这种构型应使螺旋形的重心置于翼弦平面或其正上 方。该比率取决于诸如锥度和斜面角的螺旋形参数，但是优选地在约0.4与0.6之间，更优选 地约为0.6。根据几何结构要求和飞机性能要求(包括单位重量、重心位置、近地程度、颤振 敏感性等)可以使用更极端的值。对减阻的效果A Cd/Cd通常很小(大约小于0.5%)，但是是 值得注意的，所以权衡关系是重要的。h与w的比率影响螺旋形的阻力。约等于1.0的h与w的 比率提供基本上最佳的减阻。w/h的进一步增大仅最低限度地有效。如在图3中所见的，可以 以减阻为代价增大w/h的比率，以便使负载分布偏置。其他构型几何结构选择可用于最小化 结构影响以及改进气动特性和性能。
[0054] 每个段可以相对于飞机定向以改进某一设计标准。例如，分裂式螺旋形以自垂直 线的角度Λ扫掠。扫掠可以大致与前面关于图1所公开的扫掠相同。每个段的扫掠可以是相 同的或不同的。在一个实施方案中，每个段的扫掠大致是相同的，并且足以使局部临界马赫 数(Mach number)保持稍高于飞机巡航马赫数。因此，如从侧面所见的，垂直延伸段A-B、C-D 和E-F可以相对于垂直线成一角度。
[0055] 如从顶视图所见的，每个段可以沿着机翼轴指向，或者可以指向机翼轴的前面或 后面，其中机翼轴沿着机翼的平行于前缘的长度截取。例如，如从上方或侧面所见的，图4的 段A-B可以朝着飞机的前面成一角度以增大螺旋形的水平段B-C与D-E之间的位移X。因此， 如从上方所看到的，图4的段A-B可以是在机翼平面下方以角度Φ 2延伸、同时朝着该平面的 前面成角度Θ的一般地平面部分(9〇°〈0〈18〇°)。段4-8可以类似于图3那样沿着机翼前缘（0 = 180°)突出，或者可以类似于图2那样朝着平面的后面成一角度（180°〈Θ〈270°)。沿着E-F 的尾迹可以类似地成一不同量的角度。一般地，后缘将从点E朝着平面的前面到点F成一角 度。后缘一般可以是机翼后缘的连续部分，类似于图2那样仅在翼弦平面上方成一角度，或 者可以如图3中所见那样成一更大的角度以使水平段E-D过渡回到机翼端部。段B-C还可以 沿着机翼轴或者相对于机翼轴成一角度。例如，段B-C可以类似于图2那样一般地平行于机 翼轴，或者可以如图4中稍微所见的那样成一小于机翼轴的角度(朝着平面的前面)或者大 于机翼轴的角度(朝着平面的后面）。下段B-C可以以不同于上段E-D的角度定向，以创建点B 与E之间的更大的位移（图3和4)，或者可以如从上方所见的那样一般地平行(类似于图2)。 下段B-C可以一般地平行于机翼轴延伸，而上段D-E可以根据螺旋形的扫掠成一角度以将段 C-D连接到E-F。如上所述，段D-E可以具有沿着其长度成一角度的一个或更多个段。段D-E可 以一般地沿着机翼轴成一角度或者在更大或更小程度上类似于段B-C。上段可以被布置为 使得远离平面的端部E朝着平面的前面，而远离平面的端部D朝着平面的尾部，诸如在图3和 4中所见的那样。因此，随着上段从垂直段C-D过渡，朝着平面主体移动，段D-E以水平方式朝 着平面的后面突出。可替换地，如在图2中所见的，段D-E可以一般地沿着机翼轴延伸，或者 可以朝着平面的前面成一角度，使得平面主体附近的点E更靠近平面鼻部并且远离平面的 点D朝着平面尾部。段D-E还可以包括弯曲点D'，使得螺旋形的向后的范围沿着段D-E出现。 这个段可以为一般地"〉"形、或者沿着其长度弯曲的更像")"形或者这二者的组合。最大的 向后的范围可以出现在沿着段D-E的任何地方，例如，在D-E的中间点的附近或者与螺旋形 中间点对齐、与螺旋形重心对齐、与段B-C的中间点对齐。
[0056]每个段还以包括相对于垂直线的斜面角（Φ )以使螺旋形围绕机翼端部A-F旋转。 最大化螺旋形的截面面积增大装置的有效性。因此，最小化斜面角一般是期望的。小倾角 (大约小于15°)对设计标准几乎没有影响。然而，可以增大斜面角以减轻重量或者出于其他 设计考虑。大约15°至30°的斜面角是优选的，更优选地在约15°与20°之间。如所示，Φ:约为 30度，而Φ 2约为160度(从负z起30° )。
[0057]翼型剖面被选择来在飞机操作范围上保持低阻力特性。这与最佳负载所需的翼型 弦向压力分布以及翼弦和扭转分布相关联。分裂式螺旋形到机翼轮廓中的融合在A-F处被 合并以最小化气动干扰阻力。如在顶视图轮廓中所见的，段A-B的前缘和段E-F的后缘分别 是机翼的前缘和后缘的连续延伸部。上表面和下表面在A-F处从机翼延伸。下表面的一部分 分支到螺旋形中以沿着机翼的前缘形成段A-B，并且上表面的一部分沿着后缘分支到段E-F 中。当螺旋形的弦长一般地小于机翼在附连A-F处的弦长时，沿着A-F起始的螺旋形的后缘 从螺旋形段E-F的下表面射出，而螺旋线在F处的终止端的前缘从螺旋形段A-B的上表面射 出。因此，如从上方看到的，螺旋形创建其中起始端和终止端重叠、但是偏移的闭合环。螺旋 形可以被设计为使得起始端和终止端完全重叠，使得跨A-F的弦长对于机翼和螺旋形是相 同的。
[0058]螺旋形单位重量通过使翼弦与段升力要求匹配来保持最小。每个段因此可以呈锥 形，使得弦向长度沿着该段的长度是可变的。例如，如在图4B中所见的，垂直延伸段C-D、A-B 和E-F可以呈锥形，使得下部分的弦长长度长于上部分。可替换地，从机翼延伸的段(A-B和 E-F)可以呈锥形，使得机翼端部处(沿着A-F)的弦向长度大于远离机翼端部（点B或E附近） 的弦向长度。弦向长度可以沿着每个段之间的过渡部分是一致的，或者可以在段之间的过 渡部分处变化。沿着螺旋形的不同段可以呈不同程度的锥度或者保持恒定的弦长。整个螺 旋形可以呈锥形，使得最小弦向长度出现在D或D'附近，如在沿着A-F在机翼附近出现的弦 长最大的情况下所公开的那样。可替换地，螺旋形可以沿着其整个长度呈锥形，使得螺旋形 的原点（点A)处的弦长大于沿着螺旋形到螺旋形的终端（点F)处的最小弦长的弦长。螺旋形 的段还可以不呈锥形，诸如水平段B-C和D-E。锥形可以从一个段到另一个段或者在整个单 个段中以变化的程度出现。如在图4中所见的，沿着单个段的锥形可以不同程度变化，并且 可以沿着段反过来。
[0059] 如所示，每个段是一般地平面的延伸部。然而，根据期望的应用，每个段可以是弯 曲的或者呈现其他外形。每个段之间的过渡部分是一般地平滑和连续的，使得弯曲段一般 地连接每个平面的段。类似地，机翼和螺旋形的前缘和后缘也是平滑和连续的，提供通过每 个段之间的过渡部分的弯曲边缘。术语平面的使用不表示段或螺旋形的表面轮廓。相反， "平面/平面的(planar)"表示机翼的主轴(弦向和展向）一般地位于平面中。因此，尽管翼型 轮廓可以是弯曲的或呈一外形的以最大化期望的气动性质，但是如果段或结构一般地沿着 平面对齐，则它本身仍被认为是平面的。
[0060] 分裂式螺旋形到机翼轮廓中的融合在A-F处被合并以最小化气动干扰阻力。如在 顶视图轮廓中所见的，段A-B的前缘和段E-F的后缘分别是机翼的前缘和后缘的连续延伸 部。上表面和下表面在A-F处从机翼延伸。下表面的一部分分支到螺旋形中以沿着机翼的前 缘形成段A-B，并且上表面的一部分沿着后缘分支到段E-F中。当螺旋形的弦长一般地小于 机翼在附连A-F处的弦长时，沿着A-F起始的螺旋形的后缘从螺旋形段E-F的下表面射出，而 螺旋线在F处的终止端的前缘从螺旋形段A-B的上表面射出。因此，如从上方所看到的，螺旋 形创建其中起始端和终止端重叠、但是偏移的闭合环。螺旋形可以被设计为使得起始端和 终止端完全重叠，使得跨A-F的弦长对于机翼和螺旋形是相同的。
[0061]螺旋形机翼末梢的起始段(例如，A-B)和终止段(例如，E-F)因此在端部处合成一 体以形成被构造为附连到机翼端部的机翼末梢附连端。机翼末梢附连端可以是螺旋形的被 设计为附连到机翼端部的物理端。机翼末梢可以通过螺栓紧固到或以其他方式附连到机翼 端部。机翼末梢附连端还可以是从机翼轮廓到螺旋形机翼末梢轮廓的合成一体的过渡部 分。因此，机翼末梢附连端可以仅仅是在具有螺旋形机翼末梢的整体形成的机翼上识别的 过渡边界。
[0062]如本文中所公开的，针对螺旋形机翼末梢的变化方式已经被描述为减小由机翼末 梢涡流引起的阻力。设计考虑因素(诸如最小化机翼末梢负载和扭转或者最小化对于颤振 和配重要求的敏感性)将改变设计构型。为了适应这样的应用，所公开的形式的几种变化方 式是合适的，但是是以性能为一些名义成本的（减小阻力）。因此，包括斜面角和扫掠角、锥 度、尺寸等的任一设计构型可以在如本文中所公开的各种构型中被修改和/或组合。如所述 的，相对于翼弦平面改变螺旋形形心重心将影响颤振问题，而增大螺旋形前缘之间的位移 将增大由螺旋形产生的反力矩。这些考虑因素受到各种构型几何结构（包括斜面角、扫掠 角、锥度等）的影响。因此，修改螺旋形设计以合并如本文中所公开的任何特征对于本领域 的技术人员将是显而易见的。因此，每个螺旋形段可以被单独设计来如对于螺旋形的任何 段所公开的那样改进特定气动特性。例如，如所图示说明的，当顶部段远离平面横跨时，仅 该顶部段包括从向后切换到向前的可变掠角。然而，如果这个特征被确定改进了期望的气 动性质，则任何段可以包括这个特征。因此，段B-C可以类似地将沿着其长度的反向扫掠包 括在与B-E相对的构型中，使得X位移(x P)可以如本文中所教导的那样进一步最大化。这样 的修改和组合被认为是在本公开的概述内。
[0063] 图2的一般螺旋形的负载分布被设计为以飞行器巡航升力系数最大化减阻。图5图 示说明图2的分裂式螺旋形的负载特性的示例性图形表示。分裂式螺旋形的有效性主要由 围绕轮廓环的负载的分布和到机翼上的负载的高效率的过渡来确定。这是针对给定螺旋形 单位大小最大化减阻的优化处理的结果。图5图示说明针对典型的巡航飞行条件的负载的 特性。注意的是，s坐标被引入来表示螺旋形轮廓沿着y轴的滑行(rollout)。
[0064] 如在图5中所见的，分裂式螺旋形将分裂合并在出现于点A处并且由比率ln/l12S 义的负载中，其中In施加于上表面，1 12施加于下表面。机翼上的负载保持从基本螺旋形构 型的负载不变。分裂式螺旋形上的最佳负载从下表面ABCD上的正性变化、在D处通过零，并 且改变上段DEF的方向。
[0065]负载由以下等式定义：
[0066] i = ρ? χ f
[0067] 其中，？=沿着S的每单位距离的负载矢量
[0068] :f =循环矢量（在s方向上为正）
[0069] # =自由流速率矢量。
[0070]在D处的负载方向上的变化与以上对于负载的定义一致。
[0071]以上所示的这个分布是其极限值由基本负载曲线以点线给出的方式的垂直平移 定义的一族分布中的一个。然而，从实用角度来讲，极限被约束为以下：
[0073] 以上族分布的任何曲线将产生相同的阻力益处，但是不同的展向负载和弯矩分 布。
[0074] 图6图示说明图2-5的分裂式螺旋形之间的示例性气动负载比较。图2的基本螺旋 形形式的负载被优化来提供最大减阻。图3形式类似于图2形式，但是可以被定制来最小化 例如波阻力或重量。图4形式强调产生反力矩，所以负载将反映这个要求。因为负载将不是 最佳的，所以阻力益处将减少一可预测的量。如权衡处理所确定的，这应被扩展为包括整个 飞行器构型。理想地，在所有情况下都应使用扩展的权衡处理。然而，在实践中，次优的基本 形式的使用通常是令人满意的，并且避免了达成设计的昂贵的且耗时的努力。
[0075] 尽管本发明已经依据具体的变化方式和示例性附图被描述，本领域的普通技术人 员将意识到本发明不限于所描述的变化方式或附图。另外，在上述方法和步骤指示按某一 顺序发生的某些事件的情况下，本领域的普通技术人员将意识到某些步骤的排序可以被修 改并且这样的修改是符合本发明的变化方式的。另外，某些步骤在可能时可以同时在并行 处理中被执行，并且还可以如上所述那样被顺序地执行。因此，在一定程度上本发明存在这 样的变化方式，所述变化方式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化方式。术语附连和连接在本文中互换地用于指示所 描述的结构之间的直接或间接的耦连。如本文中所描述的实施方案总地涉及飞机机翼末 梢。然而，本发明不如此受限，而是可以用在具有机翼状结构的、其中由机翼末梢涡流引起 的阻力存在问题的任何航空器中。
【主权项】
1. 一种螺旋形机翼末梢，所述螺旋形机翼末梢被设计用于附连到飞行器机翼，所述飞 行器机翼具有飞行器机翼前缘和飞行器机翼后缘，所述螺旋形机翼末梢包括： 围绕环，所述围绕环包括： 开始段，所述开始段包括与所述飞行器机翼前缘一般地连续的前缘； 结束段，所述结束段具有相对于所述飞行器机翼后缘后掠的后缘；以及 中部段，所述中部段在所述开始段和所述结束段之间，所述中部段包括在所述飞行器 机翼的翼弦平面上方延伸的部分。2. 根据权利要求1的螺旋形机翼末梢，其中所述结束段后缘与所述飞行器机翼后缘一 般地连续。3. 根据权利要求1的螺旋形机翼末梢，其中所述中间段相对于所述飞行器机翼后缘后 掠。4. 根据权利要求1的螺旋形机翼末梢，其中所述中间段包括在所述飞行器机翼的所述 翼弦平面下方延伸的部分。5. 根据权利要求1的螺旋形机翼末梢，其中所述开始段在所述飞行器机翼的所述翼弦 平面中从所述飞行器机翼延伸。6. 根据权利要求1的螺旋形机翼末梢，其中所述开始段从飞行器机翼附连段处的第一 弦长逐渐减小到远离所述飞行器机翼附连段处小于所述第一弦长的第二弦长。7. 根据权利要求6的螺旋形机翼末梢，其中所述中间段从所述第二弦长逐渐减小到小 于所述第二弦长的第三弦长。8. 根据权利要求7的螺旋形机翼末梢，其中所述结束段具有在朝着所述飞行器机翼的 方向上增大的弦长。9. 根据权利要求1的螺旋形机翼末梢，其中所述中间段包括连接到所述开始段的第一 段和连接到结束段的第二段。10. 根据权利要求1的螺旋形机翼末梢，其中所述开始段、所述结束段和所述中间段中 的每个是一般地平面的。11. 根据权利要求1的螺旋形机翼末梢，其中所述开始段在所述飞行器机翼的所述翼弦 平面下方延伸。12. 根据权利要求11的螺旋形机翼末梢，其中所述中部段横跨所述飞行器机翼的所述 翼弦平面。13. 根据权利要求1的螺旋形机翼末梢，其中所述中部段在所述飞行器机翼的所述翼弦 平面上方延伸距离lu，并且在所述飞行器机翼的所述翼弦平面下方延伸距离h 2,其中hs/lu 的比率在约〇. 4与1.0之间。14. 根据权利要求1的螺旋形机翼末梢，其中所述围绕环具有为w的水平宽度和为h的垂 直高度，其中w/h的比率约为1.0。15. 根据权利要求1的螺旋形机翼末梢，其中在所述飞行器机翼的所述翼弦平面中沿着 飞行器机翼附连段的y轴起始于所述飞行器机翼前缘并且朝着所述飞行器机翼后缘延伸， 其中与所述y轴正交的X轴在所述飞行器机翼的所述翼弦平面中，并且其中z轴与所述y轴和 所述X轴二者正交，所述开始段在正X方向和负z方向上从所述飞行器机翼附连段延伸，所述 终止段在所述正X方向和正z方向上从所述飞行器机翼附连段延伸。16. 根据权利要求15的螺旋形机翼末梢，其中所述中部段包括第一部分和一般地平行 于所述x-y平面的第三部分以及在所述第一部分与所述第三部分之间与所述x-y平面正交 的第二部分。17. 根据权利要求1的螺旋形机翼末梢，其中所述结束段的一部分与所述开始段的一部 分重叠。
【文档编号】B64C23/06GK106081070SQ201610525831
【公开日】2016年11月9日
【申请日】2012年6月11日
【发明人】L·B·格拉泽
【申请人】航空伙伴股份有限公司