分裂式螺旋形的製作方法

2023-06-23 11:31:36

分裂式螺旋形的製作方法
【專利摘要】根據本發明的實施方案的螺旋形機翼末梢包括具有閉合環前部輪廓的連續分段組件，所述閉合環前部輪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。根據本發明的一些實施方案，所述螺旋形輪廓相對於翼弦平面是較低的，使得所述螺旋形機翼末梢的一部分在翼弦平面下方延伸。
【專利說明】分裂式螺旋形
[0001]優先權:本申請要求2011年6月9日遞交的美國臨時申請N0.61/495，236的優先權，該申請通過弓I用被整體併入本申請。
【背景技術】
[0002]題為「螺旋形末梢的機翼(Spiroid-Tipped Wing)」的US5，102, 068概括地公開了一種螺旋形末梢的機翼，該機翼包括被合成一體以便最小化所產生的阻力和/或減輕噪聲效果的機翼狀升力面和螺旋形末梢裝置，該專利通過引用被併入本申請，就像在本文中全文闡述一樣。螺旋形的端部以合適的掠角和夾角附連到機翼末梢以形成機翼表面的連續的且閉合的延伸部。當沿著氣流方向看時，這產生長圓形狀的閉合的、在結構上連續的外形。
[0003]各種機翼末梢裝置以及幾何結構已被描述，例如，美國專利公開N0.2007/0252031(題為「機翼末梢裝置」，2007年11月I日公開)、美國專利公開N0.2007/0114327 (題為「機翼負載緩和設備及方法」，2007年5月24日公開)、美國專利N0.6，722，615 (題為「機翼的機翼末梢延伸部」，2004年4月20日授權)、美國專利N0.6，827，314 (題為「具有機翼翹曲主動控制的飛行器」，2004年12月7日授權)、美國專利N0.6，886，778 (題為「有效的機翼末梢裝置及將這樣的裝置結合到現有的機翼設計中的方法」，2005年5月3日授權)、美國專利N0.6，484，968 (題為「具有橢圓小翼的飛行器」，2002年11月26日授權)、美國專利N0.5，348，253 (題為「融合式(blended)小翼」，1994年9月20日授權)，這些文獻中的每個都通過引用被併入本申請，就像在本文中全文闡述一樣。

【發明內容】

[0004]根據本發明的實施方案的螺旋形機翼末梢包括特有的環輪廓。所述螺旋形輪廓相對於翼弦平面是較低的，使得所述螺旋形機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設計來改進各種氣動特性。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0005]參照附圖可以更好地理解所公開的系統和方法。附圖中的部件不一定按比例繪製。
[0006]圖1圖示說明根據本發明的實施方案的耦連到機翼的示例性螺旋形機翼末梢。
[0007]圖2圖示說明根據本發明的實施方案的耦連到機翼的示例性分裂式螺旋形(split-spiroid)機翼末梢。
[0008]圖3圖示說明根據本發明的實施方案的耦連到機翼的示例性分裂式螺旋形機翼末梢。
[0009]圖4圖示說明根據本發明的實施方案的耦連到機翼的示例性分裂式螺旋形機翼末梢。
[0010]圖5圖示說明圖2的分裂式螺旋形的示例性負載特性。
[0011]圖6圖示說明圖2-4的分裂式螺旋形(split-split-spiroid)機翼末梢的示例性負載特性的比較。
【具體實施方式】
[0012]使描述並且示出某些實施方案的以下描述和附圖以非限制性的方式說明根據本公開的各個方面和特徵的分裂式螺旋形機翼末梢的幾種可能的構型。
[0013]螺旋形機翼末梢是用於機翼末梢裝置的氣動構思，該氣動構思已經被證明就結構影響最小的性能而言優於其他已知的機翼裝置(諸如小翼)。螺旋形機翼末梢減小由機翼末梢渦流產生的阻力。根據本發明的實施方案的螺旋形機翼末梢包括特有的環輪廓。儘管傳統的螺旋形的各個元件可以針對特定優點布置，但是其螺旋形輪廓被整個地放置在翼弦平面上方。然而，一般應用研究提出了趨向於限制傳統螺旋形對於某些飛行器設計的可能性的問題，諸如動載荷和顫振、機翼變形等。因此，本文中所描述的分裂式螺旋形構思將圈形心(hoop centroid)更靠近翼弦平面放置。這具有改變慣性參數以顯著地降低顫振配重要求和動態陣風響應的效果。其他構型幾何結構選擇可用於最小化結構影響以及改進氣動特性和性能。
[0014]圖1圖示說明耦連到機翼102的螺旋形機翼末梢100。圖1A圖示說明螺旋形機翼末梢的頂視圖，圖1B圖示說明螺旋形機翼末梢的側視圖，圖1C圖示說明螺旋形機翼末梢的後視圖。螺旋形機翼末梢100具有在翼弦平面上方的閉合環輪廓。如在圖1B中所見的，螺旋形機翼末梢可以以角度Λ掃掠。
[0015]如在圖1中所見的，機翼末梢100在A-A處從機翼102 —般地沿著機翼的平面突出，然後在翼弦平面上方形成環以在交點A-A處創建閉合環。如所示，螺旋形由一般地四個段組成。
[0016]第一段104 —般地與機翼在同一個平面上並且沿著機翼的長度定向地延伸。第一段104的弦長可以等於或短於機翼在末梢A-A處的弦長。圖1圖示說明與A-A處的機翼相比縮短的弦長，使得段104的前緣與機翼102的前緣一般地連續，並且段104的後緣從閉合環螺旋形的下表面射出。第一段104從機翼端部A-A —般地延伸距離W。第一段104可以沿著其長度呈錐形，使得與遠離平面(段106附近)相比，在平面附近(在A處)存在較大的弦長。
[0017]螺旋形機翼末梢然後在機翼平面上方過渡到與第一段大致成90°的第二段106。如在圖1B中所見的，第二段106相對於垂直線以角度Λ掃掠。第二段106也從下部分到上部分呈錐形，使得第二段106的下部分比上部分寬。第二段在朝著機翼彎曲90°進入第三段108之前垂直延伸距離h。
[0018]第三段一般地平行於第一段104，但是可以比第一段短。第三段可以具有一般地為恆定的弦長，或者可以沿著其長度呈錐形。例如，當段104朝著所述平面橫跨時，該段可以呈倒錐形，使得弦長在離所述平面最遠的點處(在段106附近)最小。第三段還可以後掠，使得以下所述的第四段108可以以與第二段106相同的角度掃掠。
[0019]第四段108沿著自垂直線的角度Φ從第三段108過渡到機翼102。第四段110類似於第二段106，可以以角度Λ掃掠，並且呈錐形以使得上段的弦長與下段相比縮短。第四段108的後緣與機翼102的後緣連續，而第四段的前緣可以從機翼102或第一段104的上
表面射出。[0020]如從後面看到的，每個段一般地與段之間的彎曲過渡部分在同一個平面上以創建一般地四邊形形式。螺旋形的弦長可以小於機翼在附連點A-A處的弦長，使得如從上方所見的，第一段104和第四段110以偏移的方式重疊，而機翼的前緣和後緣與第一段的前緣和第四段的後緣連續。參照圖1A，第一段104的後緣從第四段110的下表面射出，而第四段108的前緣從第一段104的上表面射出。
[0021]如所示，每個段連續地從飛機主體朝著段106與108之間的過渡部分呈錐形。因此，弦直徑跨段104遠離所述平面並且沿著段106向上減小，到108附近達到最小長度。弦長然後跨段108朝著所述平面並且沿著段110向下增大。每個段的錐度可以是可變的，使得沿著水平段104和108的錐度最小，而垂直段106和110的錐度更顯著。還設想可替換的錐度模式。例如，螺旋形可以連續地從第一段(從機翼末梢延伸)的原點處的較大的第一直徑、圍繞每個段、到機翼末梢處的第四段的終端(terminal end)處的較小的第二直徑呈錐形。可替換地，在所述平面的機翼上方延伸的第二段和第四段可以呈錐形，使得該段的下部分的弦長大於上部分。第一段和第三段可以一般地保持為恆定的弦長，第三段的弦長小於第一段以對應於第二段和第四段的錐度。
[0022]圖1圖示說明示例性螺旋形機翼末梢。螺旋形的每個段在必要時可以前掠或後掠以優化設計參數。每個段還可以包括相對於機翼平面的附加角(斜面角)，使得螺旋形在機翼平面上方或下方傾斜。另外，每個段可以連續地或單獨地呈錐形。螺旋形的構型還可以是鏡像的，使得從機翼延伸的第一段與機翼後緣連續，而在翼弦平面上方延伸的第四段與機翼前緣連續。螺旋形的前緣和後緣將一般地是連續的，使得每個段之間的過渡部分是彎曲的。
[0023]圖2是根據本發明的實施方案的示例性分裂式螺旋形的三視圖圖示。圖2A是示例性分裂式螺旋形形式的頂視圖；圖2B是示例性分裂式螺旋形形式的側視圖；圖2C是示例性分裂式螺旋形形式的後視圖。該分裂式螺旋形在A-F處附連到機翼。它保有與圖1的閉合環輪廓類似的閉合環輪廓，除了其形心相對於翼弦平面是較低的之外。該分裂式可以根據設計目標和表面的期望負載而變化。分裂式設計使螺旋形的重心降低更靠近機翼平面，因此減少受到圖1的螺旋形中存在的顫振問題的影響。圖2圖示說明以最小彎矩和增重提供最大減阻的分裂式螺旋形的總體表示。圖2還圖示說明通過使螺旋形的重心朝著機翼平面降低來針對典型的尺度參數值減少受到顫振問題的影響的分裂式螺旋形的示例性實施方案。
[0024]如在圖2中所見的，螺旋形沿著前緣在A處起始於機翼，螺旋形是一般地朝下(負z)、朝向所述平面的尾部(正y)並且以斜面角Φ2遠離平面主體(正X)到達點B的平面突出部。如所示，段A-B以與機翼軸大致相同的角度或更大的角度掠向所述平面的尾部。段A-B可以遠離機翼呈錐形，使得A附近的弦長大於B附近的弦長。螺旋形然後一般地以水平方式延伸(沒有ζ位移)，並且沿著機翼軸從點B朝著點C延伸(正X和y)。段B-C可以以與機翼大致相同的掠角(即，沿著機翼軸)掠向所述平面的後面。這個段可以具有一般地為恆定的弦長。螺旋形然後垂直地突出(正z，X位移最小)，但是掠向所述平面的後面(正y)角度Λ。這個段可以呈錐形，使得下部分的弦長大於上部分。下一段從D—般地以水平方式(z位移最小)，一般地朝向平面主體(負X)從D延伸到E，並且可以朝著所述平面的鼻部(負y)稍微成一角度。類似於段B-C，這個段可以不呈錐形。因此，沿著螺旋形的最小弦長在D處的過渡部分附近。螺旋形通過向下(負Z)且朝著平面主體(負X)並朝著平面鼻部(負y)突出來閉合環，使得段E-F的後緣與機翼的後緣會合。段E-F可以類似於段A-B那樣呈錐形，使得較大的弦長在F處的機翼附近。為了沿著段E-F實現錐形，當該段從E橫跨到F (前掠)時，螺旋形的後緣可以一般地沿著機翼軸或者稍微更多一點指向所述平面的鼻部，同時前緣成更大的角度。錐形段A-B和E-F通過如從上方所看到的那樣以偏移的構型重疊端部來閉合螺旋形環。
[0025]圖3是根據本發明的實施方案的示例性分裂式螺旋形的三視圖圖示。圖3A是示例性分裂式螺旋形形式的頂視圖；圖3B是示例性分裂式螺旋形形式的側視圖；圖3C是示例性分裂式螺旋形形式的後視圖。圖3類似於圖2的分裂式螺旋形，除了螺旋形的前緣和後緣如從上方所看到的那樣相對於機翼前緣和後緣以不同角度投影以增大螺旋形的水平段的前緣的位移(由X指示)之外。上螺旋形段的外形使得螺旋形的最遠的向後的範圍沿著頂部水平段的長度發生。圖3的形式圖示說明在機翼末梢施加很大的反力矩以便最小化由機翼扭轉產生的對性能的不利影響。具體地講，增大Xp位移改變了沿著螺旋形的負載分布以創建減小機翼扭轉的反力矩。
[0026]如在圖3中所見的，螺旋形沿著前緣在A處起始於機翼，螺旋形是一般地朝下(負z)、朝向所述平面的尾部(正y)並且遠離平面主體(正X)到達點B的平面突出部。如從以上所見的，沿著段A-B的前緣是機翼的前緣的連續延伸部，S卩，當從上方看時，段A-B沿著機翼的軸。段A-B可以遠離機翼端部略微呈錐形，所以與在B處遠離機翼相比，在A處機翼附近，弦長較大。螺旋形然後一般地以水平方式延伸(沒有z位移)，並且從點B沿著機翼軸朝著點C (正X和y)延伸。如從上方所看到的,從機翼通過點A、B和C的前緣一般地是連續不斷的。沿著這些段的錐度以類似的方式一般地為連續的，其中段B-C可以具有與段A-B相等的錐度或稍微縮小的錐度。螺旋形然後垂直地突出(正z，X位移最小)，但是掠向所述平面的後面(正y)角度Λ。這個段可以以與前面的段的錐度相同的錐度或稍大的錐度從C處的下端到D處的上端呈錐形。下一段一般地以水平方式從D延伸到E (沒有z位移)。這個段可以是彎曲的或者由多於一個的直線段組成，使得螺旋形的最遠的向後的範圍(最大X)沿著段D-E出現。如所示，這個段一般地以直線方式從D朝著所述平面的尾部延伸到D』(負X，正y)，然後朝著所述平面的鼻部從D』延伸到E (負X，負y)。在各種構型中，該段可以沿著其長度呈錐形。如所示，段D-E可以是一般地為恆定的或者以與前一段相同的廣度或較小的廣度沿著D-D』呈錐形，而D』到E可以是恆定的或者呈倒錐形，所以最短弦向長度在D』處出現。D』可以沿著D-E的長度出現，並且可以比起另一端更靠近一端。如所示，D』朝著所述平面更靠近端部E出現，使得螺旋形的最遠的向後的範圍更靠近螺旋形的中間(w/2)或者更靠近下段B-C的中心出現。螺旋形通過向下(負z)且朝著平面主體(負X)並且朝著平面鼻部(負y)突出來閉合環，使得邊緣段E-F的後緣與機翼的後緣會合。通過段E-F的弦長可以是從D』到E的錐形的連續部分，或者可以呈更大的錐度，使得機翼附近(在F處)的弦長比遠離機翼大。如從上方所見的，段A-B和E-F通過以偏移的構型重疊端部(沿著A-F)來閉合螺旋形環。
[0027]圖4是根據本發明的實施方案的示例性分裂式螺旋形的三視圖圖示。圖4A是示例性分裂式螺旋形形式的頂視圖；圖4B是示例性分裂式螺旋形形式的側視圖；圖4C是示例性分裂式螺旋形形式的後視圖。圖4類似於圖3的分裂式螺旋形，除了前緣和後緣以相對於機翼前緣和後緣的不同角度突出以進一步增大螺旋形的水平段的前緣的位移(由Xp指示)之外。螺旋形的高度尺寸和寬度尺寸也可以被調整。沿著螺旋形段中的一個或更多個的錐度的量也可以更大。圖4圖示說明在機翼末梢提供主要的反力矩以便最小化由於對於高度柔性的機翼構型的扭轉而將發生的對性能的不利影響的分裂式螺旋形的示例性實施方案。這種有利的效果應超過由於螺旋形本身上的非最佳負載而導致的阻力增長兩倍或更多倍。幾何布置以沿著X軸的大展度為特徵，以便最大化由於氣動負載而導致的反力矩。參見以下關於每種示例性設計的負載比較的圖6。
[0028]在一些應用中，可能重要的是最小化機翼末梢負載和扭轉或者最小化對於顫振和配重要求的敏感性。為了適應這樣的應用，所公開的形式的幾種變化方式是適合的，但是是以性能為一些名義成本(nominal cost)。因此，將包括斜面角和掠角、錐度、尺寸等的任何設計構型合併在各種構型、布置、組合和子組合(包括適應這樣的裝置的修改)中在本發明的範圍內。
[0029]如在圖4中所見的，螺旋形沿著前緣在A處起始於機翼，螺旋形是一般地朝下(負z)、朝向所述平面的前面(負y)並且遠離平面主體(正X)到達點B的平面突出部。螺旋形然後一般地以水平方式延伸(沒有z位移)，並且從點B沿著機翼軸朝著點C (正X和y)延伸。螺旋形然後垂直地突出(正z，X位移最小)，但是掠向所述平面的後面(正y)角度Λ。沿著段C-D的掃掠和錐度可以大於上述圖3的掃掠和錐度。下一段類似於圖3，一般地以水平方式從D延伸到E (沒有z位移)，並且沿著其長度彎曲，使得螺旋形的最遠的向後的範圍沿著D-E的長度在D』處發生。D』可以沿著D-E—般地在中間點處出現。螺旋形通過向下(負z)且朝著平面主體(負X)並且朝著平面鼻部(負y)突出來閉合環，使得邊緣段E-F的後緣與機翼的後緣會合。螺旋形可以沿著每個段以不同的程度呈錐形。沿著C-D和E-F的錐形被設計為使得每個段的上部分的弦長比每個相應段的下部分縮短。段D-E可以具有與段C-D (B卩，在D處)和E-F (即，在E處)的上端處的弦長大致相等的、一般地為恆定的弦長。如在圖4C中所見的，段D-E的展向長度可以比段B-C短。段A-B從機翼端部A-F呈錐形，使得段A-B在點A處機翼附近的弦長比在B點處遠離機翼的弦長要長。如從上面所見的，錐形部分A-B和E-F通過以偏移的構型重疊端部來閉合螺旋形環。
`[0030]如在圖2-4中所見的分裂式螺旋形機翼末梢150、150』和150』 』 一般地由沿著點A-B-C-D-E-F的五個段組成。如從前視圖或後視圖所見的，段A-B使螺旋形以一般地平面的方式相對於垂直線以角度Φ2在翼弦平面下方過渡距離「h2」。下一段B-C —般地以水平方式遠離機翼從機翼端部A-F延伸距離「W」。段B-C短於「w」以適應段A-B從機翼端部A的過渡。段C-D從段B-C起大約90°以在垂直方向上使螺旋形在段B-C上方延伸距離「h」。螺旋形然後在一般地水平段D-E中朝向所述平面向回循環。段D-E和B-C的展向長度可以大致相等，或者一個可以短於另一個。最後段E-F閉合螺旋形形式，以相對於垂直線的角度Φ !從段D-E —般地以平面方式延伸到F處的機翼端部。
[0031]螺旋形沿著段D-E的頂部是翼弦平面上的距離h1;而螺旋形沿著段B-C的底部是翼弦平面下方的距離h2。分裂式可以根據設計目標和表面的期望負載是可變的。段B-C和D-E的垂直位移(即，h2和Ill)可以被選擇為使得圈形心在翼弦平面附近。這具有改變慣性參數以顯著地降低顫振配重要求和動態陣風響應的效果。優選地，幾何分裂是大約在0.4與1.0之間的h2與Ill的比率(1.0 ( ^A1 ( 0.4)。這種構型應使螺旋形的重心置於翼弦平面或其正上方。該比率取決於諸如錐度和斜面角的螺旋形參數，但是優選地在約0.4與
0.6之間，更優選地約為0.6。根據幾何結構要求和飛機性能要求(包括單位重量、重心位置、近地程度、顫振敏感性等)可以使用更極端的值。對減阻的效果ACD/CD通常很小(大約小於0.5%)，但是是值得注意的，所以權衡關係是重要的。h與W的比率影響螺旋形的阻力。約等於1.0的h與w的比率提供基本上最佳的減阻。w/h的進一步增大僅最低限度地有效。如在圖3中所見的，可以以減阻為代價增大w/h的比率，以便使負載分布偏置。其他構型幾何結構選擇可用於最小化結構影響以及改進氣動特性和性能。
[0032]每個段可以相對於飛機定向以改進某一設計標準。例如，分裂式螺旋形以自垂直線的角度Λ掃掠。掃掠可以大致與前面關於圖1所公開的掃掠相同。每個段的掃掠可以是相同的或不同的。在一個實施方案中，每個段的掃掠大致是相同的，並且足以使局部臨界馬赫數(Mach number)保持稍高於飛機巡航馬赫數。因此，如從側面所見的，垂直延伸段A-B、C-D和E-F可以相對於垂直線成一角度。
[0033]如從頂視圖所見的，每個段可以沿著機翼軸指向，或者可以指向機翼軸的前面或後面，其中機翼軸沿著機翼的平行於前緣的長度截取。例如，如從上方或側面所見的，圖4的段A-B可以朝著飛機的前面成一角度以增大螺旋形的水平段B-C與D-E之間的位移X0因此，如從上方所看到的，圖4的段A-B可以是在機翼平面下方以角度Φ2延伸、同時朝著該平面的前面成角度Θ的一般地平面部分(90° <θ〈180° )。段A-B可以類似於圖
3那樣沿著機翼前緣(θ=180° )突出，或者可以類似於圖2那樣朝著平面的後面成一角度(180° <θ〈270° )。沿著E-F的尾跡可以類似地成一不同量的角度。一般地，後緣將從點E朝著平面的前面到點F成一角度。後緣一般可以是機翼後緣的連續部分，類似於圖2那樣僅在翼弦平面上方成一角度，或者可以如圖3中所見那樣成一更大的角度以使水平段E-D過渡回到機翼端部。段B-C還可以沿著機翼軸或者相對於機翼軸成一角度。例如，段B-C可以類似於圖2那樣一般地平行於機翼軸，或者可以如圖4中稍微所見的那樣成一小於機翼軸的角度(朝著平面的前面)或者大於機翼軸的角度(朝著平面的後面)。下段B-C可以以不同於上段E-D的角度定向，以創建點B與E之間的更大的位移(圖3和4)，或者可以如從上方所見的那樣一般地平行(類似於圖2)。下段B-C可以一般地平行於機翼軸延伸，而上段D-E可以根據螺旋形的掃掠成一角度以將段C-D連接到E-F。如上所述，段D-E可以具有沿著其長度成一角度的一個或更多個段。段D-E可以一般地沿著機翼軸成一角度或者在更大或更小程度上類似於段B-C。上段可以被布置為使得遠離平面的端部E朝著平面的前面，而遠離平面的端部D朝著平面的尾部，諸如在圖3和4中所見的那樣。因此，隨著上段從垂直段C-D過渡，朝著平面主體移動，段D-E以水平方式朝著平面的後面突出。可替換地，如在圖2中所見的，段D-E可以一般地沿著機翼軸延伸，或者可以朝著平面的前面成一角度，使得平面主體附近的點E更靠近平面鼻部並且遠離平面的點D朝著平面尾部。段D-E還可以包括彎曲點D 』，使得螺旋形的向後的範圍沿著段D-E出現。這個段可以為一般地「〉」形、或者沿著其長度彎曲的更像「)」形或者這二者的組合。最大的向後的範圍可以出現在沿著段D-E的任何地方,例如,在D-E的中間點的附近或者與螺旋形中間點對齊、與螺旋形重心對齊、與段B-C的中間點對齊。
[0034]每個段還以包括相對於垂直線的斜面角(Φ )以使螺旋形圍繞機翼端部A-F旋轉。最大化螺旋形的截面面積增大裝置的有效性。因此，最小化斜面角一般是期望的。小傾角(大約小於15° )對設計標準幾乎沒有影響。然而，可以增大斜面角以減輕重量或者出於其他設計考慮。大約15°至30°的斜面角是優選的，更優選地在約15°與20°之間。如所示，Φ!約為30度,而Φ2約為160度(從負ζ起30° )。
[0035]翼型剖面被選擇來在飛機操作範圍上保持低阻力特性。這與最佳負載所需的翼型弦向壓力分布以及翼弦和扭轉分布相關聯。分裂式螺旋形到機翼輪廓中的融合在A-F處被合併以最小化氣動幹擾阻力。如在頂視圖輪廓中所見的，段A-B的前緣和段E-F的後緣分別是機翼的前緣和後緣的連續延伸部。上表面和下表面在A-F處從機翼延伸。下表面的一部分分支到螺旋形中以沿著機翼的前緣形成段Α-Β，並且上表面的一部分沿著後緣分支到段E-F中。當螺旋形的弦長一般地小於機翼在附連A-F處的弦長時，沿著A-F起始的螺旋形的後緣從螺旋形段E-F的下表面射出，而螺旋線在F處的終止端的前緣從螺旋形段A-B的上表面射出。因此，如從上方看到的，螺旋形創建其中起始端和終止端重疊、但是偏移的閉合環。螺旋形可以被設計為使得起始端和終止端完全重疊，使得跨A-F的弦長對於機翼和螺旋形是相同的。
[0036]螺旋形單位重量通過使翼弦與段升力要求匹配來保持最小。每個段因此可以呈錐形，使得弦向長度沿著該段的長度是可變的。例如，如在圖4Β中所見的，垂直延伸段C-D、A-B和E-F可以呈錐形，使得下部分的弦長長度長於上部分。可替換地，從機翼延伸的段(A-B和E-F)可以呈錐形，使得機翼端部處(沿著A-F)的弦向長度大於遠離機翼端部(點B或E附近)的弦向長度。弦向長度可以沿著每個段之間的過渡部分是一致的，或者可以在段之間的過渡部分處變化。沿著螺旋形的不同段可以呈不同程度的錐度或者保持恆定的弦長。整個螺旋形可以呈錐形，使得最小弦向長度出現在D或D』附近，如在沿著A-F在機翼附近出現的弦長最大的情況下所公開的那樣。可替換地，螺旋形可以沿著其整個長度呈錐形，使得螺旋形的原點(點Α)處的弦長大於沿著螺旋形到螺旋形的終端(點F)處的最小弦長的弦長。螺旋形的段還可以不呈錐形，諸如水平段B-C和D-E。錐形可以從一個段到另一個段或者在整個單個段中以變化的程度出現。如在圖4中所見的，沿著單個段的錐形可以不同程度變化，並且可以沿著段反過來。
[0037]如所示，每個段是一般地`平面的延伸部。然而，根據期望的應用，每個段可以是彎曲的或者呈現其他外形。每個段之間的過渡部分是一般地平滑和連續的，使得彎曲段一般地連接每個平面的段。類似地，機翼和螺旋形的前緣和後緣也是平滑和連續的，提供通過每個段之間的過渡部分的彎曲邊緣。術語平面的使用不表示段或螺旋形的表面輪廓。相反，「平面/平面的(planar)」表示機翼的主軸(弦向和展向)一般地位於平面中。因此，儘管翼型輪廓可以是彎曲的或呈一外形的以最大化期望的氣動性質，但是如果段或結構一般地沿著平面對齊，則它本身仍被認為是平面的。
[0038]分裂式螺旋形到機翼輪廓中的融合在A-F處被合併以最小化氣動幹擾阻力。如在頂視圖輪廓中所見的，段A-B的前緣和段E-F的後緣分別是機翼的前緣和後緣的連續延伸部。上表面和下表面在A-F處從機翼延伸。下表面的一部分分支到螺旋形中以沿著機翼的前緣形成段A-B，並且上表面的一部分沿著後緣分支到段E-F中。當螺旋形的弦長一般地小於機翼在附連A-F處的弦長時，沿著A-F起始的螺旋形的後緣從螺旋形段E-F的下表面射出，而螺旋線在F處的終止端的前緣從螺旋形段A-B的上表面射出。因此，如從上方所看到的，螺旋形創建其中起始端和終止端重疊、但是偏移的閉合環。螺旋形可以被設計為使得起始端和終止端完全重疊，使得跨A-F的弦長對於機翼和螺旋形是相同的。
[0039]螺旋形機翼末梢的起始段(例如，A-B)和終止段(例如，E-F)因此在端部處合成一體以形成被構造為附連到機翼端部的機翼末梢附連端。機翼末梢附連端可以是螺旋形的被設計為附連到機翼端部的物理端。機翼末梢可以通過螺栓緊固到或以其他方式附連到機翼端部。機翼末梢附連端還可以是從機翼輪廓到螺旋形機翼末梢輪廓的合成一體的過渡部分。因此，機翼末梢附連端可以僅僅是在具有螺旋形機翼末梢的整體形成的機翼上識別的過渡邊界。
[0040]如本文中所公開的，針對螺旋形機翼末梢的變化方式已經被描述為減小由機翼末梢渦流引起的阻力。設計考慮因素(諸如最小化機翼末梢負載和扭轉或者最小化對於顫振和配重要求的敏感性)將改變設計構型。為了適應這樣的應用，所公開的形式的幾種變化方式是合適的，但是是以性能為一些名義成本的(減小阻力)。因此，包括斜面角和掃掠角、錐度、尺寸等的任一設計構型可以在如本文中所公開的各種構型中被修改和/或組合。如所述的，相對於翼弦平面改變螺旋形形心重心將影響顫振問題，而增大螺旋形前緣之間的位移將增大由螺旋形產生的反力矩。這些考慮因素受到各種構型幾何結構(包括斜面角、掃掠角、錐度等)的影響。因此，修改螺旋形設計以合併如本文中所公開的任何特徵對於本領域的技術人員將是顯而易見的。因此，每個螺旋形段可以被單獨設計來如對於螺旋形的任何段所公開的那樣改進特定氣動特性。例如，如所圖示說明的，當頂部段遠離平面橫跨時，僅該頂部段包括從向後切換到向前的可變掠角。然而，如果這個特徵被確定改進了期望的氣動性質，則任何段可以包括這個特徵。因此，段B-C可以類似地將沿著其長度的反向掃掠包括在與B-E相對的構型中，使得X位移(Xp)可以如本文中所教導的那樣進一步最大化。這樣的修改和組合被認為是在本公開的概述內。
[0041]圖2的一般螺旋形的負載分布被設計為以飛行器巡航升力係數最大化減阻。圖5圖示說明圖2的分裂式螺旋形的負載特性的示例性圖形表示。分裂式螺旋形的有效性主要由圍繞輪廓環的負載的分布和到機翼上的負載的高效率的過渡來確定。這是針對給定螺旋形單位大小最大化減阻的優化處理的結果。圖5圖示說明針對典型的巡航飛行條件的負載的特性。注意的是，s坐標被引入來表示螺旋形輪廓沿著I軸的滑行(rollout)。
`[0042]如在圖5中所見的，分裂式螺旋形將分裂合併在出現於點A處並且由比率ln/l12定義的負載中，其中I11施加於上表面，I12施加於下表面。機翼上的負載保持從基本螺旋形構型的負載不變。分裂式螺旋形上的最佳負載從下表面ABCD上的正性變化、在D處通過零，並且改變上段DEF的方向。
[0043]負載由以下等式定義:
[0044]￡ = ρ?; V V
[0045]其中，I =沿著s的每單位距離的負載矢量
[0046]f =循環矢量(在s方向上為正)
[0047]C?=自由流速率矢量。
[0048]在D處的負載方向上的變化與以上對於負載的定義一致。
[0049]以上所示的這個分布是其極限值由基本負載曲線以點線給出的方式的垂直平移定義的一族分布中的一個。然而，從實用角度來講，極限被約束為以下:
【權利要求】
1.一種螺旋形機翼末梢，所述螺旋形機翼末梢包括: 圍繞環，所述圍繞環包括起始段、耦連到所述起始段的中間段以及連接到所述中間段的終止段； 所述起始段和所述終止段在一端合成一體以形成被構造為附連到機翼端部的機翼末梢附連端； 所述中間段橫跨所述機翼末梢附連端的弦向平面。
2.如權利要求1所述的螺旋形機翼末梢，其中所述起始段和所述終止段在所述弦向平面的相對側上從所述機翼末梢附連端延伸。
3.如權利要求2所述的螺旋形機翼末梢，其中所述螺旋形機翼末梢在所述弦向平面上方延伸距離hi並且在所述弦向平面下方延伸距離h2，其中Ii2A1的比率在約0.4與1.0之間。
4.如權利要求2所述的螺旋形機翼末梢，其中所述螺旋形具有為w的水平寬度和為h的垂直高度，其中w/h的比率約為1.0。
5.如權利要求2所述的螺旋形機翼末梢，其中所述起始段和所述終止段從與所述弦向平面正交的垂直平面以相對方向從所述機翼末梢附連端延伸。
6.如權利要求1所述的螺旋形機翼末梢，其中在所述弦向平面中沿著所述機翼末梢附連端的I軸起始於前緣，指向後緣，X軸在所述弦向平面中與所述I軸正交，並且Z軸與所述I軸和所述X軸二者正交，所述起始段在正X方向和負Z方向上從所述機翼末梢附連端延伸，所述終止段在正X方向和正z方向上從所述機翼末梢附連端延伸。
7.如權利要求6所述的螺旋形機翼末梢，其中所述起始段在正I方向上從所述機翼末梢附連端延伸。
8.如權利要求6所述的螺旋形機翼末梢，其中所述起始段在負I方向上從所述機翼末梢附連端延伸。
9.如權利要求6所述的螺旋形機翼末梢，其中所述中間段包括一般地平行於所述x_y平面的第一部分和第三部分以及在所述第一部分與所述第三部分之間與所述χ-y平面正交的第二部分。
10.如權利要求9所述的螺旋形，其中所述中間段的所述第一部分在所述x-y平面下方耦連到所述起始段，並且所述第三部分在所述x-y平面上方耦連到所述終止段，所述螺旋形被構造為使得所述螺旋形的最大X位移沿著所述第三部分出現。
11.一種飛行器，所述飛行器包括從主體突出的機翼，所述機翼包括耦連到所述機翼的端部的螺旋形機翼末梢，所述螺旋形機翼末梢包括: 第一一般地平面的段，所述第一一般地平面的段耦連到所述機翼的端部； 第二一般地平面的段，所述第二一般地平面的段耦連到所述第一一般地平面的段，一般地遠離所述飛行器的所述主體延伸； 第三一般地平面的段，所述第三一般地平面的段耦連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連到所述第三一般地平面的段；一般地朝著所述飛行器的所述主體延伸；以及 第五一般地平面的段，所述第五一般地平面的段耦連到所述第四一般地平面的段和所述機翼的所述端部。
12.如權利要求11所述的飛行器，其中所述第一一般地平面的段在所述機翼的翼弦平面下方從所述機翼的所述端部延伸。
13.如權利要求12所述的飛行器，其中當所述第一段從所述機翼的所述端部處的第一端橫跨到第二端時，所述第一段相對於所述飛行器主體前掠。
14.如權利要求12所述的飛行器，其中當所述第一段從所述機翼的所述端部處的第一端橫跨到第二端時，所述第一段相對於所述飛行器主體後掠。
15.如權利要求12所述的飛行器，其中所述第四一般地平面的段包括當所述第四一般地平面的段從所述一端橫跨到所述另一端時相對於所述飛行器主體前掠的第一部分和相對於所述飛行器主體後掠的第二部分。
16.如權利要求12所述的飛行器，其中所述螺旋形機翼末梢的最小弦長沿著所述第四一般地平面的段出現。
17.如權利要求12所述的飛行器，其中所述螺旋形機翼末梢的最小弦長在所述第三一般地平面的段與所述第四一般地平面的段之間的接合處附近出現。
18.如權利要求12所述的飛行器，其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錐形，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機翼的所述端部的弦長大於相應的遠離所述機翼的一般地平面的段的弦長。
19.如權利要求12所述的飛行器，其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對於所述飛行器的所述主體掃掠，使得所述段形成其中所述第一一般地平面的段與所述第五一般地平面的段部分重疊的閉合環。
20.如權利要求11所述的`飛行器，其中所述螺旋形機翼末梢的前緣在所述機翼的平面下方連續地從所述機翼的前緣延伸，然後一般地以水平方式且一般地平行於所述機翼地過渡，然後一般地垂直地過渡，掠向所述飛行器的後面，並且所述螺旋形機翼末梢的後緣在所述機翼的所述平面上方連續地從所述機翼的後緣延伸。
21.一種包括從主體突出的至少兩個機翼的飛機，每個機翼包括包含圍繞一區域的閉合環形式的機翼末梢輪廓，其中翼弦平面與所述閉合環形式的所述圍繞區域交叉。
【文檔編號】B64C23/06GK103717490SQ201280038841
【公開日】2014年4月9日 申請日期:2012年6月11日 優先權日:2011年6月9日
【發明者】L·B·格拉澤 申請人:航空夥伴股份有限公司