專(zhuān)利名稱(chēng)：彎曲的機(jī)翼末梢的制作方法
彎曲的機(jī)翼末梢優(yōu)先權(quán)本申請(qǐng)要求2008年6月20日遞交的題為“彎曲的機(jī)翼末梢(Curved Wing Tip)，，的美國(guó)臨時(shí)專(zhuān)利申請(qǐng)No. 61/074，395的優(yōu)先權(quán)，所述申請(qǐng)通過(guò)引用被整體并入本申請(qǐng)。
背景技術(shù)：
由于穿過(guò)大氣，所有飛行器的機(jī)翼經(jīng)受阻力。所經(jīng)受的阻力可以分解為三個(gè)組成 部分誘導(dǎo)阻力、寄生阻力以及壓縮性阻力。誘導(dǎo)阻力取決于升力面帶來(lái)的升力。寄生阻力 由移動(dòng)面與流體之間的接觸產(chǎn)生，并且包括這樣的因素，如物體形狀、表面摩擦以及干擾因 子。壓縮性阻力是與較高的馬赫數(shù)關(guān)聯(lián)的阻力，所述壓縮性阻力可以包括粘性和漩渦阻力、 激波阻力以及任何歸因于沖擊誘導(dǎo)分離的阻力，所有所述阻力可以隨馬赫數(shù)而變化。在這 些阻力中，誘導(dǎo)阻力已經(jīng)在傳統(tǒng)上表現(xiàn)出最大的使用小翼(winglet)或其他機(jī)翼末梢裝置 進(jìn)行改進(jìn)的潛力。一般地，飛行器的機(jī)翼可以后掠以減少阻力對(duì)于高速飛機(jī)的影響。一般地，設(shè)計(jì)后 掠機(jī)翼(sw印t wing)使飛行器的主體與機(jī)翼之間的角度是傾斜的，并且具體地，是掠向所 述飛行器尾部的。機(jī)翼的前緣和后緣的后掠未必一定具有相同的角度。還可以加入機(jī)翼末 梢裝置以進(jìn)一步減少機(jī)翼上的阻力。一個(gè)選擇是提供傾斜的機(jī)翼末梢。常規(guī)地，傾斜的機(jī) 翼末梢具有比所述機(jī)翼的其余部分更高的后掠程度。小翼同樣是可選擇的解決方案，所述 解決方案相比于增加翼展具有更小的結(jié)構(gòu)影響，一般地用于提高機(jī)翼的有效展弦比。小翼 一般地靠近機(jī)翼末梢的垂直延伸部。機(jī)翼末梢裝置可以提高在機(jī)翼末梢處產(chǎn)生的升力，并 且減少由翼尖漩渦導(dǎo)致的誘導(dǎo)阻力，改進(jìn)升阻比。多種機(jī)翼末梢裝置以及幾何結(jié)構(gòu)已被描述，例如，美國(guó)專(zhuān)利公開(kāi) No. 2007/0252031 (題為“機(jī)翼末梢裝置”，2007年11月1日公開(kāi))、美國(guó)專(zhuān)利公開(kāi) No. 2007/0114327(題為“機(jī)翼負(fù)載緩和設(shè)備及方法”，2007年5月M日公開(kāi))、美國(guó)專(zhuān) 利No.6，722，615(題為“機(jī)翼的機(jī)翼末梢延伸部”，2004年4月20日授權(quán))、美國(guó)專(zhuān)利 No. 6，827，314(題為“具有機(jī)翼翹曲主動(dòng)控制的飛行器”，2004年12月7日授權(quán))、美國(guó)專(zhuān) 利No. 6，886，778 (題為“有效的機(jī)翼末梢裝置及將這樣的裝置結(jié)合到現(xiàn)有的機(jī)翼設(shè)計(jì)中的 方法”，2005年5月3日授權(quán))、美國(guó)專(zhuān)利No. 6，484，968 (題為“具有橢圓小翼的飛行器”， 2002年11月26日授權(quán))、美國(guó)專(zhuān)利No. 5，348，253 (題為“融合式小翼”，1994年9月20日 授權(quán))，這些文獻(xiàn)中的每個(gè)都通過(guò)引用被整體并入本申請(qǐng)，就像在本發(fā)明中全文闡述一樣。

發(fā)明內(nèi)容
在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案可以應(yīng)用于包括具有彎曲的前緣和彎曲的后緣的 末梢裝置的機(jī)翼，以最小化針對(duì)給定機(jī)翼形式的誘導(dǎo)阻力。彎曲的前緣被設(shè)計(jì)來(lái)實(shí)現(xiàn)這 樣的最優(yōu)結(jié)果，例如，維持附著流，最小化流分離，以及最小化過(guò)早漩渦卷曲，而彎曲的 后緣被設(shè)計(jì)來(lái)實(shí)現(xiàn)這樣的最優(yōu)結(jié)果，例如，在翼面(planform)上保持翼弦分布(chord distribution)與橢圓負(fù)載(elliptic loading) 一致。前緣和后緣末梢部分的彎曲可以一般地被描述為拋物線(xiàn)的，并且優(yōu)選為超橢圓的。有限末梢段可以具有近似于所述后緣掠角 的掠角。有限部分可以用于協(xié)助穩(wěn)定末梢漩渦并維持在機(jī)翼最末梢附近的漩渦位置。氣動(dòng)負(fù)載對(duì)于實(shí)現(xiàn)最優(yōu)機(jī)翼性能可能是重要的；然而，飛行中獲得的在機(jī)翼末梢 處的實(shí)際負(fù)載的影響常常被忽略。未能實(shí)現(xiàn)最優(yōu)橢圓負(fù)載，尤其在靠近機(jī)翼的末梢處，可能 導(dǎo)致過(guò)早末梢漩渦的形成及相應(yīng)的誘導(dǎo)阻力的提高。這種特性還可以應(yīng)用于平面翼，其中 所述機(jī)翼末梢內(nèi)側(cè)的過(guò)早末梢漩渦卷曲時(shí)常作為凝結(jié)尾跡(condensation trail)在飛行 中是可視的。在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案還可以應(yīng)用于平展翼的末梢或小翼。然而，設(shè)計(jì)的一 些方面可以一般地施加于升力面，并且具體地施加于動(dòng)態(tài)升力面?？蛇x擇地，包括例如推進(jìn) 器和直升機(jī)旋翼的航空推進(jìn)系統(tǒng)可以可選擇地同樣從所述設(shè)計(jì)的一些方面受益并且附加 地被考慮為在本發(fā)明的范圍內(nèi)。在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案還可以適用于使用靜態(tài)或者動(dòng) 態(tài)升力面的任何應(yīng)用，如船用推進(jìn)器。


圖1是示例性飛機(jī)的立體圖，所述飛機(jī)包括根據(jù)在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案的機(jī) 翼末梢?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)。圖2A是根據(jù)在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案的一些方面的示例性機(jī)翼末梢的放大的 頂視圖。圖2B是沿線(xiàn)P-P獲得的圖2A中機(jī)翼末梢的截面圖。圖3是根據(jù)在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案的示例性機(jī)翼末梢的放大的后緣立體圖， 所述機(jī)翼末梢包括展向弧(spanwise camber) 0圖4A是根據(jù)在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案的一些方面的另一示例性機(jī)翼末梢的放 大的頂視圖。圖4B是沿線(xiàn)M-M獲得的圖4A中機(jī)翼末梢的截面圖。圖5是根據(jù)在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案的示例性機(jī)翼末梢的放大的后緣立體圖， 所述機(jī)翼末梢包括展向弧。圖6A是根據(jù)在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案的一些方面的示例性小翼的立體圖。圖6B是圖6A中小翼的后緣立體圖，所述小翼包括展向弧。圖7是具有根據(jù)在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案的示例性推進(jìn)器旋翼的飛機(jī)的立體 圖。圖8是具有根據(jù)在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案的示例性旋翼的直升機(jī)的立體圖。
具體實(shí)施例方式應(yīng)參照附圖閱讀以下描述，其中不同附圖中相似的元件被同一地標(biāo)號(hào)。未必按比 例的附圖描述所選擇的實(shí)施方案并且并不意圖限制本發(fā)明的范圍。例如，在附圖中顯示為 點(diǎn)的緣實(shí)際上可能是圓的(例如，圖2B、圖3、圖4B以及圖5中的前緣)。所述描述以示例 性的方式而不是以限制性的方式說(shuō)明本發(fā)明的原理。這樣的描述將清楚地使得本領(lǐng)域技術(shù) 人員能夠制造和使用本發(fā)明，并且描述數(shù)種本發(fā)明的實(shí)施方案、變通、變化、選擇以及使用， 所述實(shí)施方案包括目前被認(rèn)為是實(shí)施本發(fā)明的最佳方式。
在本發(fā)明中使用的，用于任何數(shù)值或數(shù)量范圍的術(shù)語(yǔ)“約”或“大約”表明適當(dāng)?shù)某?寸公差，所述尺寸公差允許組件的部分或結(jié)合出于在本發(fā)明中描述的預(yù)期目的而起作用。 在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案包括針對(duì)機(jī)翼的最優(yōu)機(jī)翼末梢?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)。所描述的幾何結(jié)構(gòu)可 以減少與由次優(yōu)氣動(dòng)負(fù)載形成的過(guò)早末梢漩渦關(guān)聯(lián)的誘導(dǎo)阻力。末梢設(shè)計(jì)幾何結(jié)構(gòu)的實(shí)施 方案可以保留機(jī)翼的末梢的橢圓負(fù)載分布。另外，翼型剖面(airfoil sections)可以被拱 起(cambered)和扭轉(zhuǎn)以避免沿大后掠前緣的流分離，從而維持最末梢的橢圓負(fù)載。升力面 的展向弧可以同樣被結(jié)合以維持流附著并避免末梢漩渦的過(guò)早卷曲。基于包括本發(fā)明中描述的設(shè)計(jì)的一些方面的實(shí)施方案的氣動(dòng)分析，已表明相對(duì)于 在當(dāng)前典型的末梢設(shè)計(jì)中存在的誘導(dǎo)阻力，誘導(dǎo)阻力的顯著減少可被預(yù)計(jì)。這些結(jié)果可能 取決于界定機(jī)翼幾何結(jié)構(gòu)且隨后被討論的參數(shù)的適當(dāng)選定。針對(duì)商用運(yùn)輸飛機(jī)結(jié)構(gòu)的潛在 利益可以被預(yù)計(jì)為在約-1%至約-3%的范圍內(nèi)的誘導(dǎo)阻力減少。所述誘導(dǎo)阻力減少可以 與正常巡航速度時(shí)約0.7%至約2%的范圍內(nèi)的燃料效率的提高相對(duì)應(yīng)?？梢灶A(yù)計(jì)針對(duì)低 速操作的附加利益。雖然本發(fā)明的實(shí)施方案典型地就機(jī)翼末梢裝置或小翼進(jìn)行了描述，但本發(fā)明不局 限于此。本發(fā)明的一些方面可以一般地應(yīng)用于升力面，并且具體地應(yīng)用于機(jī)翼，并且更具體 地應(yīng)用于飛行器，所述飛行器包括沒(méi)有使用小翼的平面翼。包括例如推進(jìn)器和直升機(jī)的航 空推進(jìn)系統(tǒng)同樣可以可選擇地從本發(fā)明的一些方面受益并且附加地被考慮為在本發(fā)明的 范圍內(nèi)。本發(fā)明的實(shí)施方案還可以應(yīng)用于使用靜態(tài)或者動(dòng)態(tài)升力面的任何應(yīng)用，如直升機(jī)、 船用推進(jìn)器等等。最后，可以從本發(fā)明的一些方面受益的其他應(yīng)用包括意圖移動(dòng)空氣或流 體的裝置，如風(fēng)扇。如在本領(lǐng)域中已知的，參考坐標(biāo)系一般地用于確定所描述的方向，并且因此一般 地包括用于飛機(jī)的參考系統(tǒng)、用于所述飛機(jī)的機(jī)翼的參考系統(tǒng)以及最后用于機(jī)翼末梢裝置 的參考系統(tǒng)。如在圖1中所見(jiàn)的，飛機(jī)參考系統(tǒng)一般地用于相對(duì)于飛行器確定所描述的方 向。χ軸沿飛機(jī)的縱軸從機(jī)首到機(jī)尾。y軸垂直于χ軸并且從所述飛機(jī)水平地射出。最后， ζ軸與χ軸和y軸二者正交，定向于垂直方向上。當(dāng)位于機(jī)翼的參考平面上時(shí)，還可以使用 與所述飛機(jī)參考系統(tǒng)不同的機(jī)翼參考系統(tǒng)。因此，如在圖3和圖5中所見(jiàn)的，參考系統(tǒng)可以 由迎角(incidence angle)、上反角(dihedral angle)以及掠角被轉(zhuǎn)動(dòng)。最后，對(duì)于本發(fā)明 中描述的實(shí)施方案，如在圖2和圖4中所見(jiàn)的，用于機(jī)翼末梢?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)的參考系統(tǒng)的原點(diǎn)與 機(jī)翼末梢?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)的起始點(diǎn)重合并且在所述機(jī)翼末梢處一般地位于所述機(jī)翼的平面內(nèi)。然 而，這種關(guān)系在小翼應(yīng)用的情況下(如，見(jiàn)圖6)可能基本上從所述機(jī)翼參考系統(tǒng)改變。所 述機(jī)翼末梢裝置參考系統(tǒng)在所述機(jī)翼末梢裝置的緣、彎曲的前緣的起始或者彎曲的后緣之 中任何最靠近飛機(jī)的一處具有原點(diǎn)。于是，x' -I’軸在所述機(jī)翼末梢的原點(diǎn)處的所述機(jī) 翼的平面上。因此，所述機(jī)翼末梢?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)可以由掠角、上反角、迎角以及小翼角從所述飛 機(jī)參考系統(tǒng)被轉(zhuǎn)動(dòng)，并且由所述機(jī)翼的長(zhǎng)度從所述飛機(jī)參考系統(tǒng)被移動(dòng)到所述機(jī)翼末梢。圖1圖示說(shuō)明包括根據(jù)在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案的機(jī)翼末梢部分100的示例性 飛機(jī)102。機(jī)翼末梢部分100可以被設(shè)計(jì)來(lái)通過(guò)保留橢圓負(fù)載分布而最小化誘導(dǎo)阻力。機(jī) 翼末梢部分100的前緣104可以是彎曲的以避免流分離。機(jī)翼末梢部分100的后緣106可 以是彎曲的以維持期望的弦變化(chord variation) 0后緣末梢段108可以具有小但有限 的尺寸和后掠。末梢段108可以以與所述后緣掠角大致相同或相似的角度后掠。該末梢段108可以協(xié)助穩(wěn)定所述末梢漩渦并維持其在所述后緣的位置。機(jī)翼110具有前緣112和后緣114。前緣112可以基本上是直的，并且可以過(guò)渡到 機(jī)翼末梢100的彎曲的前緣104。后緣114在過(guò)渡到機(jī)翼末梢100的彎曲的后緣部分106 之前可以基本上是直的。前緣112和后緣114也可以后掠。然而，前緣112和后緣114可 以以不同的角度后掠。例如，前緣112可以具有比后緣114更大的后掠角。圖2A是圖示說(shuō)明根據(jù)在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案的示例性機(jī)翼末梢?guī)缀谓Y(jié)構(gòu) 200的頂視圖。用于機(jī)翼末梢?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)200的χ' -y'參考系統(tǒng)可以由平行于機(jī)身縱軸的 直線(xiàn)202和另一垂直于所述機(jī)身縱軸的直線(xiàn)204創(chuàng)建。該χ' -y'參考系統(tǒng)在機(jī)翼210的 平面內(nèi)。在一個(gè)實(shí)施方案中，機(jī)翼210不垂直于所述機(jī)身，而是朝著飛機(jī)的后方向后掠。機(jī) 翼210還可以以一上反角被向上轉(zhuǎn)動(dòng)，或者圍繞所述飛機(jī)的俯仰軸(pitch axis)被傾斜以 創(chuàng)建迎角。例如，前緣212可以以從所述y'-參考軸204測(cè)量的角度Am，214后掠。后 緣216也可以以同樣從y'-參考軸204測(cè)量的角度Ate，218后掠。前緣214和后緣218 的后掠角可以具有相同的角度或不同的角度。優(yōu)選地，前緣214的后掠角比后緣218的后 掠角更大。在一個(gè)實(shí)施方案中，機(jī)翼210的末梢具有使尾部彎曲的機(jī)翼末梢?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)200。機(jī) 翼末梢?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)200沿所述前緣起始于點(diǎn)2M并且沿所述后緣起始于點(diǎn)226。這些起始位 置未必一定遠(yuǎn)離機(jī)身相同的距離。例如，到彎曲的后緣222的過(guò)渡可以比到彎曲的前緣220 的過(guò)渡起始于更靠近機(jī)身處。彎曲的前緣220和彎曲的后緣222分別以與前緣212和后緣 216相切的方式起始，并且然后向后方彎曲。彎曲的前緣220和彎曲的后緣222分別從基本 上是直的前緣212和后緣216平穩(wěn)地過(guò)渡，并且然后沿橢圓曲線(xiàn)向后方傾斜接近自由流速 率方向U 230。優(yōu)選地，彎曲的前緣220在前緣末梢2 處可以比彎曲的后緣222在后緣末 梢232處更靠近接近自由流速率的方向U 230。在一個(gè)實(shí)施方案中，在前緣末梢2 和后緣末梢232之間的端段234可以位于彎 曲的后緣222的尾部。該段234可以具有指定的長(zhǎng)度并且可以以近似于或等于機(jī)翼后緣掠 角218的角度后掠。BD 234的優(yōu)選長(zhǎng)度為在0. 15 < BD/h < 0. 20的范圍內(nèi)，所述比率在較 高的末梢升力系數(shù)值下較高。據(jù)信，如BD 234的段有利于穩(wěn)定所述末梢漩渦。機(jī)翼末梢部分200可以應(yīng)用于常規(guī)的平展翼，其中彎曲的前緣220和彎曲的后緣 222可以位于所述機(jī)翼參考平面上，即所述χ' -y'平面。因此，從所述平面射出并且終止 于端段234的整個(gè)機(jī)翼基本上在同一平面內(nèi)。在供選擇的實(shí)施方案中，機(jī)翼末梢部分200可 以應(yīng)用于常規(guī)的小翼，其中所述機(jī)翼端在所述ζ'方向上伸出所述χ' ’-y'參考平面。機(jī) 翼末梢部分200可以與機(jī)翼210的其余部分一起整體地形成，或者可以為附接或粘附到所 述機(jī)翼的末梢的單獨(dú)的部分。所述機(jī)翼末梢部分可以通過(guò)螺栓連接、焊接或附接機(jī)翼段的 其他已知實(shí)踐方式被附接。圖2B是機(jī)翼末梢部分200在圖2A的參考P-P處的截面圖。以虛線(xiàn)236表示的弦 是從彎曲的前緣220到彎曲的后緣222的線(xiàn)，所述線(xiàn)可以相對(duì)于χ ’ -參考線(xiàn)202具有角度 θτ。弦分布符合所述機(jī)翼表面上的最優(yōu)氣動(dòng)負(fù)載。在一個(gè)實(shí)施方案中，彎曲的后緣222被 設(shè)計(jì)來(lái)維持用于實(shí)現(xiàn)橢圓負(fù)載的期望的弦分布。翼型剖面還可以被包括在與局部弦線(xiàn)和扭 轉(zhuǎn)角θ τ相對(duì)應(yīng)的指定的位置y'。這些特征可以可選擇地以數(shù)學(xué)術(shù)語(yǔ)描述，其中全部的尺寸可以相對(duì)于末梢延伸長(zhǎng)度g250被標(biāo)準(zhǔn)化。末梢延伸長(zhǎng)度g250是所述后緣的直線(xiàn)距離，所述后緣經(jīng)過(guò)所述機(jī)翼末 梢?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)的后緣的起始點(diǎn)。因此，該距離是所述機(jī)翼末梢沿后緣226的起始與彎曲的前 緣220的末端2 之間在χ'-方向上的差值。提供與延伸長(zhǎng)度的高度相對(duì)應(yīng)的另一參考 長(zhǎng)度h252，所述長(zhǎng)度是從彎曲的機(jī)翼末梢部分200沿所述后緣的起始，點(diǎn)226，到后緣端點(diǎn) 232的y'-距離。加入點(diǎn)A、B、C、D以及E用以參考位置。點(diǎn)A 2M是前緣212過(guò)渡到彎 曲的前緣220并且從與前緣212相切的線(xiàn)偏離的點(diǎn)。參考點(diǎn)C 2 是相應(yīng)的沿后緣216的 點(diǎn)。點(diǎn)B 2 是彎曲的前緣220的端，而點(diǎn)D 232是彎曲的后緣222的端。段BD是端段 234。從點(diǎn)A到點(diǎn)C的彎曲的前緣220可以由x-x, = tanAi￡ yA)+M1 *(y-yA)m' +M2 *{y-yA；Γ界定。在一個(gè)實(shí)施方案中，所述彎曲的前緣參數(shù)M1和ffll、M2和m2被選定來(lái)界定可以維持 附著流并且避免流分離的翼面。因此挑選所述參數(shù)以創(chuàng)建從基本上是直的前緣212到點(diǎn)
上的期望的端切線(xiàn)斜率(slope)的平穩(wěn)的橢圓過(guò)渡。所述期望的前緣切線(xiàn)斜率dy/dx， 在點(diǎn)B接近自由流方向U 230并且可以在約0. 0至約0. 1的范圍內(nèi)，并且優(yōu)選地在約0. 03 至約0.07的范圍內(nèi)。在一個(gè)實(shí)施方案中，所述期望的前緣切線(xiàn)斜率接近約0.05。為提供 最優(yōu)的性能特性，在xA、yA、g以及Λ m給定的情況下，M1在約0. 4至約0. 6的范圍內(nèi)，M2在 約0. 08至約0. 12的范圍內(nèi)，Hi1在約3. 6至約5. 4的范圍內(nèi)，并且m2在約5. 2至約7. 7的 范圍內(nèi)。優(yōu)選地,M1為約0.5，M2為約0. Lm1為約4.5，并且m2為約6. 5。兩個(gè)冪項(xiàng)的包括 是優(yōu)選的以有效地提供對(duì)所述前緣在點(diǎn)B的切線(xiàn)斜率dy/dx的控制，并且匹配所述最優(yōu)的 前緣曲線(xiàn)形狀。所述設(shè)計(jì)包括至少一個(gè)冪項(xiàng)以創(chuàng)建從前緣到端點(diǎn)的所述平穩(wěn)的橢圓過(guò)渡。 然而，冪項(xiàng)可以被移除或加入以進(jìn)一步接近所述最優(yōu)性能。從點(diǎn)C到點(diǎn)D的彎曲的后緣222可以由X-Xc = tanAre *{y-yc)+Nl *{y-yc)"' +N2*{y-yc廣界定。在一個(gè)實(shí)施方案中，所述彎曲的后緣參數(shù)N1和Ii1A2和n2被選定來(lái)維持恰當(dāng)?shù)南?變化和對(duì)所述后緣接近點(diǎn)D的切線(xiàn)斜率dy/dx的控制。挑選所述參數(shù)來(lái)提供從所述基本上 是直的后緣開(kāi)始的平穩(wěn)的拋物線(xiàn)過(guò)渡，以在所述機(jī)翼末梢形式上實(shí)現(xiàn)橢圓負(fù)載。可以附加 地挑選所述參數(shù)來(lái)控制所述后緣在點(diǎn)D的切線(xiàn)斜率以接近所述自由流方向。例如，所述后 緣在點(diǎn)D的切線(xiàn)斜率可以落入約0. 0至約2. 0的范圍內(nèi)。在一個(gè)實(shí)施方案中，所述后緣接 近點(diǎn)D的切線(xiàn)斜率在約0. 06至約0. 15的范圍內(nèi)，并且優(yōu)選地為約0. 10。為提供最優(yōu)的性 能特性，在&、yc、段BD、h以及Ate給定的情況下，N1在約0. 08至約0. 12的范圍內(nèi)，N2在 約1. 6至約0. 24的范圍內(nèi)，H1在約2. 8至約4. 2的范圍內(nèi)，并且n2在約3. 6至約5. 4的范 圍內(nèi)。更具體地，N1為約0. 1，N2為約0.2，Ii1為約3.5，并且n2為約4. 5。兩個(gè)冪項(xiàng)的包括 是優(yōu)選的以有效地控制所述機(jī)翼末梢上的負(fù)載并維持恰當(dāng)?shù)南易兓?。然而，更少的或附?的冪項(xiàng)可以被移除或加入以更具體地控制這些特征。至少應(yīng)保留一個(gè)冪項(xiàng)以實(shí)現(xiàn)從后緣到 末梢的所述拋物線(xiàn)過(guò)渡。端段BD可以具有小但有限的尺寸并且可以以接近后緣角度Ate，218的角度后掠。 該部分可以協(xié)助穩(wěn)定所述末梢漩渦并且維持非?？拷邳c(diǎn)B處的最末梢的漩渦位置。段BD 的長(zhǎng)度可以從已經(jīng)描述的其他參數(shù)確定。翼型剖面可以被拱起或扭轉(zhuǎn)以維持所述機(jī)翼末梢的橢圓負(fù)載并且避免沿彎曲的前緣220的流分離。所述翼弦(wing chord)，即在彎曲的前緣220和彎曲的后緣222之間 的參考線(xiàn)，可以根據(jù)以上參數(shù)被設(shè)計(jì)以維持期望的弦分布。所述翼型可以附加地被扭轉(zhuǎn)，從 而使所述弦相對(duì)于所述自由流方向成角度θτ。翼型扭轉(zhuǎn)可以由翼型弦(airfoil chord) 圍繞所述末梢后緣CDB相對(duì)于機(jī)翼參考平面(即χ' -y'平面)的轉(zhuǎn)動(dòng)角界定。在供選擇 的實(shí)施方案中，所述翼型形狀可以是基本小翼翼型的修改形式。圖3是機(jī)翼310從所述后緣的外形視圖，根據(jù)在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案的一些 方面圖示說(shuō)明典型的包括展向弧的機(jī)翼末梢部分300。所述展向弧可以由在ζ'-方向上 的機(jī)翼末梢部分300的彎曲的后緣322從機(jī)翼參考平面，即χ' -y'開(kāi)始的位移形成。在 一個(gè)實(shí)施方案中，位于y' -ζ'平面的該彎曲在點(diǎn)3 處從機(jī)翼后緣316正切射出并且以 拋物線(xiàn)的方式偏離到在后緣端點(diǎn)332的終點(diǎn)。因此，機(jī)翼末梢部分300的端從在點(diǎn)326的 彎曲的后緣322的起始點(diǎn)開(kāi)始彎出χ' -y'參考平面外。在y' -ζ'平面內(nèi)一般地是拋物 線(xiàn)的所述后緣在所述參考平面外的軌跡(path)形成機(jī)翼末梢表面，所述機(jī)翼末梢表面直 到所述后緣終止于點(diǎn)332時(shí)才可以基本上是圓柱形的。在另一實(shí)施方案中，所述展向弧創(chuàng) 建圓柱形表面的一部分，所述部分可以通過(guò)翼型拱起和扭轉(zhuǎn)的疊加而增擴(kuò)。根據(jù)在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案的一些方面的包括展向弧的機(jī)翼的典型外形可 以可選擇地以數(shù)學(xué)術(shù)語(yǔ)描述。所述機(jī)翼可以包括從水平面352隨所述機(jī)翼接近機(jī)翼末梢部 分300的微小傾角θ D，即上反角350。在一個(gè)實(shí)施方案中，機(jī)翼末梢部分300還可以，或者 可選擇地結(jié)合展向弧以維持流附著，減少流分離，以及最小化沿所述末梢設(shè)計(jì)的外緣的過(guò) 早卷曲。所述弧可以依據(jù)所述彎曲的后緣CD從所述機(jī)翼后緣的直線(xiàn)延伸即y ‘-軸的垂直 位移ζ界定，并且可以由Z-Zc = -P* (y-yc)P 界定，其中 yc<y<yD。在一個(gè)實(shí)施方案中，參數(shù)P和ρ與所述機(jī)翼傾斜和扭轉(zhuǎn)組合著被選定以界定先前 界定的彎曲的前緣和彎曲的后緣之間的升力面。為提供最優(yōu)的性能特性，在&、ye、段BD、h 以及Ate給定的情況下，P在約0. 12至約0. 18的范圍內(nèi)，并且ρ在約2. 0至約3. 0的范圍 內(nèi)。優(yōu)選地，P為約0.15，并且ρ為約2. 5?？蛇x擇地，所述設(shè)計(jì)可以包括根據(jù)相同的原理 在相反的方向或在正向的ζ方向上彎曲的機(jī)翼末梢部分300。用于維持所述末梢的橢圓負(fù)載和附著流的上述參數(shù)組合可以關(guān)于機(jī)翼翼面(即 后掠和錐形)和氣動(dòng)負(fù)載被界定。所述設(shè)計(jì)參數(shù)可以在恰當(dāng)?shù)南拗苾?nèi)被指定以提供最優(yōu)的 性能特性。圖4A表征供選擇的實(shí)施方案并且圖示說(shuō)明包括根據(jù)在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案 的機(jī)翼末梢部分400的機(jī)翼410的頂視圖。機(jī)翼410包括以角度Λ014向后方后掠的基本 上是直的前緣412和后緣416，后緣416同樣基本上是直的并且以角度Λ 2418向后方后掠。在一個(gè)實(shí)施方案中，機(jī)翼末梢部分400沿前緣412起始于點(diǎn)424，沿后緣416起始 于點(diǎn)426。起始點(diǎn)4Μ和4 可以如所示的出現(xiàn)在遠(yuǎn)離機(jī)身相同的距離處，或者可以出現(xiàn)在 不同的距離處。例如，過(guò)渡點(diǎn)4M可以如所示的出現(xiàn)，但沿后緣416的過(guò)渡可以離所述機(jī)身 更遠(yuǎn)。機(jī)翼末梢部分400包括彎曲的前緣420和彎曲的后緣422。彎曲的前緣420從與前 緣412相切的線(xiàn)射出并且沿橢圓曲線(xiàn)平穩(wěn)地過(guò)渡到端點(diǎn)428，其中接近點(diǎn)4 的切線(xiàn)斜率接 近所述自由流方向U。相似地，彎曲的后緣422以相切的方式從后緣416射出并且沿橢圓曲線(xiàn)向后方彎曲到端點(diǎn)432，其中接近端點(diǎn)432的切線(xiàn)斜率也是接近所述自由流方向U。沿彎 曲的前緣420和彎曲的后緣422的接近所述機(jī)翼末梢的所述切線(xiàn)斜率未必相同。在一個(gè)實(shí)施方案中，前緣末梢4 和后緣末梢432之間的端段434可以位于彎曲 的后緣422的尾部。該段434可以具有指定的長(zhǎng)度并且可以以近似于或等于所述機(jī)翼后緣 的掠角418的角度后掠。CE 434的優(yōu)選長(zhǎng)度在0.15 <CE/h< 0.20的范圍內(nèi)，所述比率在 較高的末梢升力系數(shù)值下較高。據(jù)信，如CE434的段有利于穩(wěn)定所述末梢漩渦。該實(shí)施方案還可以用數(shù)學(xué)術(shù)語(yǔ)描述以界定維持附著流并避免過(guò)早漩渦卷曲的最 優(yōu)設(shè)計(jì)。點(diǎn)A、B、C、D以及E連同長(zhǎng)度ci、c2、g以及h已被包括用以參考。點(diǎn)A4M和 分別是彎曲的端部分400沿前緣412和后緣416的起始點(diǎn)。點(diǎn)C 4 和E 432分別是彎 曲的前緣420和彎曲的后緣422的各自的端末梢位置。點(diǎn)B是對(duì)應(yīng)于與彎曲的后緣422的 點(diǎn)E相同的y'-距離的沿彎曲的前緣420的點(diǎn)。參考長(zhǎng)度C1是沿參考點(diǎn)A和D之間的 x'-方向的距離；而參考長(zhǎng)度C2是沿點(diǎn)B和E之間的χ'-方向的距離。參考高度h是 從沿所述后緣的起始點(diǎn)(即點(diǎn)D)到所述彎曲的機(jī)翼末梢最末端(即點(diǎn)C)的y'-方向的 距離。參考距離g是從與參考距離h相同的起始點(diǎn)(即點(diǎn)D)到所述彎曲的前緣端點(diǎn)C的 X'-方向的距離。從點(diǎn)A到點(diǎn)C的彎曲的前緣420可以由[\-([y-yA]/^ _1 界定。在一個(gè)實(shí)施方案中，所述彎曲的前緣幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)^ipbpm1以及Ii1被選定以界定 維持附著流并減少流分離的翼面，同時(shí)最小化過(guò)早漩渦卷曲的翼面。包括了這四個(gè)參數(shù)對(duì) 于提供所述前緣靠近點(diǎn)A的曲率以及點(diǎn)C處的輪廓切線(xiàn)斜率的控制以界定最優(yōu)的前緣輪廓 是充足的。然而，附加的冪項(xiàng)可以被加入或移除以進(jìn)一步改善所述最優(yōu)參數(shù)。尺度參數(shù)(sizingparameter) (g/Cl)、(h/Cl)、(dy/dx)c 以及(c2/Cl)涉及總體的 翼面比例并且提供用于前緣和后緣兩者的最優(yōu)輪廓的架構(gòu)。為提供令人滿(mǎn)意的性能水平， (g/c^在約0. 50至約0. 80的范圍內(nèi)，(Vc1)在約0. 60至約1. 00的范圍內(nèi)，(dy/dx) c ^ 約0. 03至約0. 07的范圍內(nèi)，并且(C2/Cl)在約0. 60至約0. 70的范圍內(nèi)。在一個(gè)實(shí)施方案 中，(g/q)為約 0. 60，(h/Cl)為約 0. 70，(dy/dx)。為約 0. 05，并且(c2/ci)為約 0. 65。前緣輪廓參數(shù)(ai/Cl)、(b/q)、Hi1以及Ii1在所述尺度構(gòu)架內(nèi)界定所述前緣輪廓。 為提供令人滿(mǎn)意的性能水平，(B1Zc1)在約1. 50至約2. 50的范圍內(nèi)，(Vc1)在約0. 60至 約0. 90的范圍內(nèi)，Hi1在約2. 0至約4. 0的范圍內(nèi)，并且Ii1在約1. 50至約3. 0的范圍內(nèi)。在 一個(gè)實(shí)施方案中，(B1Zc1)為約2.0，(Vc1)為約0.70，Hi1為約3.0，并且Ii1為約2.0。從點(diǎn)C到點(diǎn)E的彎曲的后緣422可以由
(「 \ (l/w2)
!-([7-^0]/ )"2)界定。在一個(gè)實(shí)施方案中，為提供最優(yōu)的性能特性，界定靠近點(diǎn)D的所述后緣曲率和在 點(diǎn)E的所述輪廓切線(xiàn)斜率，來(lái)實(shí)現(xiàn)在所述翼面上與橢圓負(fù)載一致的弦分布以最小化阻力。尺度參數(shù)(g/Cl)、(h/Cl)、(dy/dx) E以及(C2/Cl)涉及總體的翼面比例并且提供用 于前緣和后緣兩者的所述最優(yōu)輪廓的架構(gòu)。如以上依據(jù)所述彎曲的前緣幾何結(jié)構(gòu)所討論 的，除了(dy/dx) E，這些尺度參數(shù)已被先前地選定。尺度參數(shù)(dy/dx) ￡在約0.06至約0. 15的范圍內(nèi)是令人滿(mǎn)意的，并且優(yōu)選地為約0. 10。因此，輪廓參數(shù)( /Cl)、(b2/Cl)、m2以及n2 仍是要選定的。后緣輪廓參數(shù)( /Cl)、(b2/Cl)、m2以及 在所述尺度構(gòu)架內(nèi)界定所述后 緣輪廓。為提供令人滿(mǎn)意的性能水平，(Vc1)在約0. 80至約1. 50的范圍內(nèi)，(b2/Cl)在約 0. 30至約0. 60的范圍內(nèi)，m2在約1. 50至約2. 50的范圍內(nèi)，并且n2在約1. 50至約2. 50的 范圍內(nèi)。在一個(gè)實(shí)施方案中，(a2/Cl)為約1.0，(b2/Cl)為約0.40，m2為約2.0，并且n2為約 2. 0。在一個(gè)實(shí)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緣 角度A2后掠。該部分可以協(xié)助穩(wěn)定所述末梢漩渦并維持靠近所述最末梢(即點(diǎn)E)的所 述漩渦位置。段CE的長(zhǎng)度由尺度和輪廓參數(shù)確定。圖4B圖示說(shuō)明從圖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 起和扭轉(zhuǎn)以維持到所述最末梢的橢圓負(fù)載并避免沿所述大后掠的彎曲的前緣420的流分 離。翼型扭轉(zhuǎn)可以由翼型弦圍繞末梢后緣CED相對(duì)于機(jī)翼參考平面χ' -y'的轉(zhuǎn)動(dòng)角界定。 翼型形狀也可以是基本小翼翼型的修改形式。圖5根據(jù)包括典型的展向弧的設(shè)計(jì)的一些方面，圖示說(shuō)明如朝后緣516看去所見(jiàn) 的機(jī)翼510的典型的外形。所述機(jī)翼可以包括從水平面552隨所述機(jī)翼接近彎曲的末梢部 分500的微小傾角91)，即上反角陽(yáng)0。在一個(gè)實(shí)施方案中，機(jī)翼末梢?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)500還可以， 或者可選擇地結(jié)合所述機(jī)翼升力面的展向弧以維持流附著，減少流分離，并且最小化沿所 述末梢設(shè)計(jì)的外緣的過(guò)早卷曲。所述弧可以依據(jù)彎曲的后緣552(即CD)從機(jī)翼后緣516的直線(xiàn)延伸的側(cè)向位移 ζ界定，并且可以由z/Cl = -P* ([y-yD] /h_l)P 界定。在一個(gè)實(shí)施方案中，參數(shù)P和ρ與所述翼型拱起和扭轉(zhuǎn)組合著被選定并且界定先 前界定的彎曲的前緣和彎曲的后緣之間的升力面。為提供最優(yōu)的性能特性，在如上所述的 尺度參數(shù)給定的情況下，P在約0. 10至約0. 25的范圍內(nèi)，并且P在約2.0至約4.0的范圍 內(nèi)。更具體地，P為約0.15，ρ為約2. 5。所述展向弧可以可選擇地在所述相反的或正向的 ζ方向上彎曲。用于維持在所述最遠(yuǎn)末梢的橢圓負(fù)載和附著流的上述參數(shù)組合可以關(guān)于機(jī)翼翼 面(即后掠和錐形)和氣動(dòng)負(fù)載被界定。所述設(shè)計(jì)的參數(shù)可以在恰當(dāng)?shù)南拗苾?nèi)被指定以提 供最優(yōu)的性能特性。圖6A圖示說(shuō)明被應(yīng)用于小翼660時(shí)的具有根據(jù)在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案的機(jī) 翼端部分600的典型的機(jī)翼610。如在圖6B中被更加充分地說(shuō)明的，所述機(jī)翼的端在小翼 形式660中可以向上翻轉(zhuǎn)。小翼660被附接在機(jī)翼610的端并且可以具有任何常規(guī)的設(shè)計(jì)。 例如，如圖所示，小翼660于垂直方向上在機(jī)翼610的平面外過(guò)渡662。過(guò)渡部分662可以 是如圖所示的連續(xù)過(guò)渡，如沿恒定半徑、拋物線(xiàn)或橢圓曲線(xiàn)；所述過(guò)渡可以可選擇地是非連 續(xù)的。小翼660的端在過(guò)渡部分662之后可以基本上是直的。機(jī)翼610可以具有從水平面 652起的角度θ D 650。前緣612和后緣616通過(guò)過(guò)渡部分662直到機(jī)翼末梢部分600在 所述機(jī)翼的平面內(nèi)可以基本上是直的。前緣612和后緣616僅在垂直方向上過(guò)渡以形成小 翼 660。小翼660可以包括彎曲的前緣620、彎曲的后緣622以及端段634。彎曲的前緣620從前緣612的向上翻轉(zhuǎn)的切線(xiàn)偏離，而彎曲的后緣622從后緣616的向上翻轉(zhuǎn)的切線(xiàn)偏 離。彎曲的前緣620和彎曲的后緣622可以是拋物線(xiàn)的或橢圓的。端段634也可以根據(jù)本 發(fā)明中描述的實(shí)施方案被設(shè)計(jì)。如圖6B所示，小翼660也可以結(jié)合用于展向弧的設(shè)計(jì)的一 些方面。彎曲的端部分600可以不包括完整的小翼660，并且優(yōu)選地只在過(guò)渡部分662之后 的所述小翼的所述端。圖7圖示說(shuō)明包括根據(jù)在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案的示例性推進(jìn)器702的典型的 飛機(jī)700。推進(jìn)器末梢?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)可以包括彎曲的前緣704、具有端段708的彎曲的后緣706。 彎曲的部分704和706從所述推進(jìn)器葉片主體710平穩(wěn)地過(guò)渡。彎曲的前緣704可以根據(jù) 在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案被設(shè)計(jì)。彎曲的前緣704可以是拋物線(xiàn)的或橢圓的并且被設(shè)計(jì) 來(lái)維持附著氣流并減少流分離。彎曲的后緣706也可以根據(jù)在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案被 設(shè)計(jì)，并且可以采用拋物線(xiàn)的或橢圓的輪廓以維持恰當(dāng)?shù)南易兓⒖刂圃谒鐾七M(jìn)器的末 梢處的所述后緣切線(xiàn)斜率?；旧鲜侵钡牟糠?12和714可以朝所述后緣遠(yuǎn)離推進(jìn)器702 中心的徑向突起成角度。端部分708可以連接彎曲的前緣704的端和彎曲的后緣706的 端。所述段可以具有有限的尺寸并成角度以穩(wěn)定所述末梢漩渦且維持在所述末梢處所述后 緣的漩渦位置。用于本申請(qǐng)的所述設(shè)計(jì)參數(shù)與用于先前圖示說(shuō)明的實(shí)例的所述設(shè)計(jì)參數(shù)本 質(zhì)上相同。相似地，在本發(fā)明中描述的實(shí)施方案可以被應(yīng)用于雙推進(jìn)器飛機(jī)，其中所述推進(jìn) 器可以被附接到所述飛機(jī)機(jī)翼。圖8圖示說(shuō)明包括根據(jù)本發(fā)明中描述的實(shí)施方案的示例性旋翼802的典型的直升 機(jī)800。旋翼末梢?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)可以包括彎曲的前緣804、彎曲的后緣806以及端段808。彎曲 的部分804和806從旋翼的主體810平穩(wěn)地過(guò)渡。彎曲的前緣804可以是拋物線(xiàn)的或橢圓 的，并且根據(jù)以上描述的所公開(kāi)的實(shí)施方案的一些方面被設(shè)計(jì)以維持附著氣流并且減少氣 流分離。彎曲的后緣806也可以是拋物線(xiàn)的或橢圓的，但可以根據(jù)所公開(kāi)的設(shè)計(jì)的一些方 面利用不同的參數(shù)被設(shè)計(jì)以維持恰當(dāng)?shù)南易兓⒖刂圃谒鐾七M(jìn)器的所述末梢處的所述 后緣切線(xiàn)斜率。端段808可以根據(jù)所公開(kāi)的設(shè)計(jì)的一些方面連接彎曲的前緣804的端和彎 曲的后緣806的端。所述段可以具有有限的尺寸并成角度以穩(wěn)定所述末梢漩渦且維持在所 述末梢處的所述后緣的漩渦位置。用于本申請(qǐng)的所述設(shè)計(jì)參數(shù)與用于先前圖示說(shuō)明的實(shí)例 的所述設(shè)計(jì)參數(shù)基本上相同。盡管所述設(shè)計(jì)已經(jīng)依據(jù)具體的變體和示例性附圖被描述，本領(lǐng)域技術(shù)人員將意識(shí) 到所述設(shè)計(jì)不限于所描述的變體或附圖。因此，在一定程度上本發(fā)明存在這樣的變體，所述 變體在本公開(kāi)的精神內(nèi)或者等同于出現(xiàn)在權(quán)利要求書(shū)中的發(fā)明，所意圖的是，本專(zhuān)利也將 覆蓋這些變體。由于對(duì)本領(lǐng)域技術(shù)人員將會(huì)是顯而易見(jiàn)的，被考慮到本發(fā)明的范圍內(nèi)的變 體包括將示例性實(shí)施方案的各種特征結(jié)合得到新的實(shí)施方案。這些等同實(shí)施方案可以附加 地包括多種應(yīng)用，如水運(yùn)工具、其他飛行器或一般地被意圖來(lái)移動(dòng)氣體或液體的應(yīng)用。例 如，包括推進(jìn)器、直升機(jī)以及推進(jìn)器飛機(jī)的水運(yùn)工具全部被理解為從在本發(fā)明中描述的一 個(gè)或更多個(gè)實(shí)施方案受益?？蛇x擇地，包括通風(fēng)系統(tǒng)的風(fēng)扇也可以被理解為從在本發(fā)明中 描述的一個(gè)或更多個(gè)實(shí)施方案中受益。最后，在本說(shuō)明書(shū)中所引用的全部專(zhuān)利、公開(kāi)文獻(xiàn)以 及專(zhuān)利申請(qǐng)?jiān)诖送ㄟ^(guò)引用被整體并入本文，就像每個(gè)單獨(dú)的公開(kāi)文獻(xiàn)或?qū)＠暾?qǐng)?jiān)诖吮痪?體地且單獨(dú)地闡明一樣。
權(quán)利要求
1.一種連接到機(jī)翼的彎曲的機(jī)翼末梢，所述機(jī)翼具有機(jī)翼前緣和機(jī)翼后緣，所述彎曲 的機(jī)翼末梢包括前緣，所述前緣彎曲以維持附著氣流并且界定從所述機(jī)翼前緣到前端點(diǎn)的第一拋物線(xiàn).一入 ，后緣，所述后緣彎曲以維持在所述機(jī)翼末梢上的橢圓負(fù)載并且界定從所述后緣到后端 點(diǎn)的第二拋物線(xiàn)；以及端段，所述端段連接所述前端點(diǎn)和所述后端點(diǎn)，所述端段以端段角后掠以維持在所述 后端點(diǎn)附近的后漩渦位置。
2.如權(quán)利要求1所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中所述前緣形成以一般地與所述機(jī)翼前緣 相切的方式起始并且在所述前端點(diǎn)接近自由流方向的所述第一拋物線(xiàn)，并且其中所述后緣 形成以一般地從所述機(jī)翼后緣相切的方式起始并且在所述后端點(diǎn)接近所述自由流方向的 所述第二拋物線(xiàn)。
3.如權(quán)利要求2所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中所述端段以與機(jī)翼后緣掠角相等的掠角 后掠。
4.如權(quán)利要求1所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中由所述前緣界定的所述第一拋物線(xiàn)滿(mǎn)足 條件力=tanAL￡ ^(y-yJ+M, *(y-yA)mt +M2 *{y-yA)mi ，其中M1在約0. 4至約0. 6的范圍內(nèi)，M2在約0. 08至約0. 12的范圍內(nèi)，Hi1在約3. 6至 約5. 4的范圍內(nèi)，并且m2在約5. 2至約7. 7的范圍內(nèi)。
5.如權(quán)利要求4所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中M1為約0.5,M2為約0. Lm1為約4. 5，并 且叫為約6. 5。
6.如權(quán)利要求1所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中由所述后緣界定的所述第二拋物線(xiàn)滿(mǎn)足 條件X-Xc =tanAre*{y-yc)n' +N1 *(y-yc)"2 ，其中N1在約0. 08至約0. 12的范圍內(nèi)，N2在約1.60至約0. 24的范圍內(nèi)，Ii1在約2. 8 至約4. 2的范圍內(nèi)，并且n2在約3. 6至約5. 4的范圍內(nèi)。
7.如權(quán)利要求6所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中N1為約0.LN2為約0. 2,H1為約3. 5，并 且 為約4. 5。
8.如權(quán)利要求1所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中所述機(jī)翼末梢包括起始于所述機(jī)翼末梢 的平面內(nèi)的拋物線(xiàn)展向弧。
9.如權(quán)利要求8所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中所述展向弧界定曲線(xiàn)，所述曲線(xiàn)滿(mǎn)足條件Z-Zc = -P*(y_yc)P,其中P在約0. 12至約0. 18的范圍內(nèi)，并且ρ在約2.0至約3.0的范圍內(nèi)。
10.如權(quán)利要求9所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中P為約0.15，并且ρ為約2. 5。
11.如權(quán)利要求1所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中所述機(jī)翼包括小翼，所述機(jī)翼末梢位于 所述小翼的末端。
12.一種連接到機(jī)翼的彎曲的機(jī)翼末梢，所述機(jī)翼具有機(jī)翼前緣和機(jī)翼后緣，所述彎曲的機(jī)翼末梢包括前緣，所述前緣彎曲以維持附著氣流并且界定從所述機(jī)翼前緣到前端點(diǎn)的第一橢圓線(xiàn).一入 ，后緣，所述后緣彎曲以維持在所述機(jī)翼末梢上的橢圓負(fù)載并且界定從所述后緣到后端 點(diǎn)的第二橢圓線(xiàn)；以及端段，所述端段連接所述前端點(diǎn)和所述后端點(diǎn)，所述端段以端段角后掠以維持在所述 后端點(diǎn)附近的后漩渦位置。
13.如權(quán)利要求12所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中所述前緣形成以一般地與所述機(jī)翼前 緣相切的方式起始并且在所述前端點(diǎn)接近自由流方向的所述第一橢圓線(xiàn)，并且其中所述后 緣形成以一般地從所述機(jī)翼后緣相切的方式起始并且在所述后端點(diǎn)接近所述自由流方向 的所述第二橢圓線(xiàn)。
14.如權(quán)利要求13所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中所述端段以與機(jī)翼后緣掠角相等的掠 角后掠。
15.如權(quán)利要求12所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中所述機(jī)翼末梢由一組約束所述機(jī)翼末 梢的總體比例的尺度參數(shù)界定，所述參數(shù)包括機(jī)翼末梢高度(h)，所述機(jī)翼末梢高度(h)測(cè)量從在所述機(jī)翼和所述機(jī)翼末梢之間的 過(guò)渡點(diǎn)到測(cè)量的所述前端點(diǎn)的遠(yuǎn)離機(jī)身的距離；機(jī)翼末梢長(zhǎng)度(g)，所述機(jī)翼末梢長(zhǎng)度(h)測(cè)量從沿所述后緣的在所述機(jī)翼之間的所 述過(guò)渡點(diǎn)到所述前端點(diǎn)的平行于所述機(jī)身的距離；初始弦長(zhǎng)度(C1),所述初始弦長(zhǎng)度(C1)測(cè)量在所述機(jī)翼和所述機(jī)翼末梢之間的所述過(guò) 渡點(diǎn)處的從所述前緣到所述后緣的平形于所述機(jī)身的弦長(zhǎng)度；以及端弦長(zhǎng)度(C2)，所述端弦長(zhǎng)度(C2)測(cè)量在所述后端點(diǎn)處的從所述前緣到所述后緣的平 行于所述機(jī)身的弦長(zhǎng)度；其中(g/q)在約0.50至約0.80的范圍內(nèi)，(h/Cl)在約0.60至約1.00的范圍內(nèi)，并 且(C2Zc1)在約0. 60到約0. 70的范圍內(nèi)。
16.如權(quán)利要求15所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中在所述前端點(diǎn)處的前緣切線(xiàn)斜率在約 0. 03到約0. 07的范圍內(nèi)，在所述后端點(diǎn)處的后緣切線(xiàn)斜率在約0. 06至約0. 15的范圍內(nèi)。
17.如權(quán)利要求15所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中由所述前緣界定的所述第一橢圓線(xiàn)滿(mǎn) 足條件
18.如權(quán)利要求17所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中(ai/Cl)為約2.0，Ov^c1)為約0.70， Hi1為約3.0，并且Ii1為約2.0。
19.如權(quán)利要求15所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中由所述后緣界定的所述第二橢圓線(xiàn)滿(mǎn) 足條件
20.如權(quán)利要求19所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中( /Cl)為約1.0，(b2/Cl)為約0.40， m2為約2.0，并且n2為約2.0。
21.如權(quán)利要求15所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中所述機(jī)翼末梢包括起始于所述機(jī)翼末 梢的平面內(nèi)的拋物線(xiàn)展向弧。
22.如權(quán)利要求15所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中所述展向弧界定曲線(xiàn)，所述曲線(xiàn)滿(mǎn)足 條件z/Cl = -P*([y_yD]/h-l)p，其中P在約0. 10至約0. 25的范圍內(nèi)，并且P在約2.0至約4.0的范圍內(nèi)。
23.如權(quán)利要求22所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中P為約0.15，并且ρ為約2. 5。
24.如權(quán)利要求12所述的彎曲的機(jī)翼末梢，其中所述機(jī)翼包括小翼，所述機(jī)翼末梢位 于所述小翼的末端。
全文摘要
公開(kāi)了一種包括具有彎曲的前緣和彎曲的后緣的機(jī)翼末梢的機(jī)翼，所述機(jī)翼最小化針對(duì)給定機(jī)翼形式的誘導(dǎo)阻力。所述機(jī)翼末梢的所述前緣和后緣的所述曲線(xiàn)可以一般地被描述為拋物線(xiàn)的、橢圓的或超橢圓的。有限末梢段可以具有掠角，所述掠角在所述彎曲的前緣的端和所述彎曲的后緣的端之間。所述機(jī)翼末梢還可以包括展向弧。
文檔編號(hào)B64C3/10GK102149599SQ200980132637
公開(kāi)日2011年8月10日 申請(qǐng)日期2009年6月19日 優(yōu)先權(quán)日2008年6月20日
發(fā)明者L·B·格拉澤 申請(qǐng)人:航空伙伴股份有限公司