分裂式螺旋形的制作方法
【專(zhuān)利摘要】根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施方案的螺旋形機(jī)翼末梢包括具有閉合環(huán)前部輪廓的連續(xù)分段組件，所述閉合環(huán)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(jù)本發(fā)明的一些實(shí)施方案，所述螺旋形輪廓相對(duì)于翼弦平面是較低的，使得所述螺旋形機(jī)翼末梢的一部分在翼弦平面下方延伸。
【專(zhuān)利說(shuō)明】分裂式螺旋形
[0001]優(yōu)先權(quán):本申請(qǐng)要求2011年6月9日遞交的美國(guó)臨時(shí)申請(qǐng)N0.61/495，236的優(yōu)先權(quán)，該申請(qǐng)通過(guò)弓I用被整體并入本申請(qǐng)。
【背景技術(shù)】
[0002]題為“螺旋形末梢的機(jī)翼(Spiroid-Tipped Wing)”的US5，102, 068概括地公開(kāi)了一種螺旋形末梢的機(jī)翼，該機(jī)翼包括被合成一體以便最小化所產(chǎn)生的阻力和/或減輕噪聲效果的機(jī)翼狀升力面和螺旋形末梢裝置，該專(zhuān)利通過(guò)引用被并入本申請(qǐng)，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(jī)翼末梢以形成機(jī)翼表面的連續(xù)的且閉合的延伸部。當(dāng)沿著氣流方向看時(shí)，這產(chǎn)生長(zhǎng)圓形狀的閉合的、在結(jié)構(gòu)上連續(xù)的外形。
[0003]各種機(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)N0.2007/0252031(題為“機(jī)翼末梢裝置”，2007年11月I日公開(kāi))、美國(guó)專(zhuān)利公開(kāi)N0.2007/0114327 (題為“機(jī)翼負(fù)載緩和設(shè)備及方法”，2007年5月24日公開(kāi))、美國(guó)專(zhuān)利N0.6，722，615 (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N0.6，827，314 (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N0.6，886，778 (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N0.6，484，968 (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N0.5，348，253 (題為“融合式(blended)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)引用被并入本申請(qǐng)，就像在本文中全文闡述一樣。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施方案的螺旋形機(jī)翼末梢包括特有的環(huán)輪廓。所述螺旋形輪廓相對(duì)于翼弦平面是較低的，使得所述螺旋形機(jī)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(shè)計(jì)來(lái)改進(jìn)各種氣動(dòng)特性。
【專(zhuān)利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0005]參照附圖可以更好地理解所公開(kāi)的系統(tǒng)和方法。附圖中的部件不一定按比例繪制。
[0006]圖1圖示說(shuō)明根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施方案的耦連到機(jī)翼的示例性螺旋形機(jī)翼末梢。
[0007]圖2圖示說(shuō)明根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施方案的耦連到機(jī)翼的示例性分裂式螺旋形(split-spiroid)機(jī)翼末梢。
[0008]圖3圖示說(shuō)明根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施方案的耦連到機(jī)翼的示例性分裂式螺旋形機(jī)翼末梢。
[0009]圖4圖示說(shuō)明根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施方案的耦連到機(jī)翼的示例性分裂式螺旋形機(jī)翼末梢。
[0010]圖5圖示說(shuō)明圖2的分裂式螺旋形的示例性負(fù)載特性。
[0011]圖6圖示說(shuō)明圖2-4的分裂式螺旋形(split-split-spiroid)機(jī)翼末梢的示例性負(fù)載特性的比較。
【具體實(shí)施方式】
[0012]使描述并且示出某些實(shí)施方案的以下描述和附圖以非限制性的方式說(shuō)明根據(jù)本公開(kāi)的各個(gè)方面和特征的分裂式螺旋形機(jī)翼末梢的幾種可能的構(gòu)型。
[0013]螺旋形機(jī)翼末梢是用于機(jī)翼末梢裝置的氣動(dòng)構(gòu)思，該氣動(dòng)構(gòu)思已經(jīng)被證明就結(jié)構(gòu)影響最小的性能而言?xún)?yōu)于其他已知的機(jī)翼裝置(諸如小翼)。螺旋形機(jī)翼末梢減小由機(jī)翼末梢渦流產(chǎn)生的阻力。根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施方案的螺旋形機(jī)翼末梢包括特有的環(huán)輪廓。盡管傳統(tǒng)的螺旋形的各個(gè)元件可以針對(duì)特定優(yōu)點(diǎn)布置，但是其螺旋形輪廓被整個(gè)地放置在翼弦平面上方。然而，一般應(yīng)用研究提出了趨向于限制傳統(tǒng)螺旋形對(duì)于某些飛行器設(shè)計(jì)的可能性的問(wèn)題，諸如動(dòng)載荷和顫振、機(jī)翼變形等。因此，本文中所描述的分裂式螺旋形構(gòu)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(shù)以顯著地降低顫振配重要求和動(dòng)態(tài)陣風(fēng)響應(yīng)的效果。其他構(gòu)型幾何結(jié)構(gòu)選擇可用于最小化結(jié)構(gòu)影響以及改進(jìn)氣動(dòng)特性和性能。
[0014]圖1圖示說(shuō)明耦連到機(jī)翼102的螺旋形機(jī)翼末梢100。圖1A圖示說(shuō)明螺旋形機(jī)翼末梢的頂視圖，圖1B圖示說(shuō)明螺旋形機(jī)翼末梢的側(cè)視圖，圖1C圖示說(shuō)明螺旋形機(jī)翼末梢的后視圖。螺旋形機(jī)翼末梢100具有在翼弦平面上方的閉合環(huán)輪廓。如在圖1B中所見(jiàn)的，螺旋形機(jī)翼末梢可以以角度Λ掃掠。
[0015]如在圖1中所見(jiàn)的，機(jī)翼末梢100在A-A處從機(jī)翼102 —般地沿著機(jī)翼的平面突出，然后在翼弦平面上方形成環(huán)以在交點(diǎn)A-A處創(chuàng)建閉合環(huán)。如所示，螺旋形由一般地四個(gè)段組成。
[0016]第一段104 —般地與機(jī)翼在同一個(gè)平面上并且沿著機(jī)翼的長(zhǎng)度定向地延伸。第一段104的弦長(zhǎng)可以等于或短于機(jī)翼在末梢A-A處的弦長(zhǎng)。圖1圖示說(shuō)明與A-A處的機(jī)翼相比縮短的弦長(zhǎng)，使得段104的前緣與機(jī)翼102的前緣一般地連續(xù)，并且段104的后緣從閉合環(huán)螺旋形的下表面射出。第一段104從機(jī)翼端部A-A —般地延伸距離W。第一段104可以沿著其長(zhǎng)度呈錐形，使得與遠(yuǎn)離平面(段106附近)相比，在平面附近(在A處)存在較大的弦長(zhǎng)。
[0017]螺旋形機(jī)翼末梢然后在機(jī)翼平面上方過(guò)渡到與第一段大致成90°的第二段106。如在圖1B中所見(jiàn)的，第二段106相對(duì)于垂直線以角度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(jī)翼彎曲90°進(jìn)入第三段108之前垂直延伸距離h。
[0018]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為恒定的弦長(zhǎng)，或者可以沿著其長(zhǎng)度呈錐形。例如，當(dāng)段104朝著所述平面橫跨時(shí)，該段可以呈倒錐形，使得弦長(zhǎng)在離所述平面最遠(yuǎn)的點(diǎn)處(在段106附近)最小。第三段還可以后掠，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(guò)渡到機(jī)翼102。第四段110類(lèi)似于第二段106，可以以角度Λ掃掠，并且呈錐形以使得上段的弦長(zhǎng)與下段相比縮短。第四段108的后緣與機(jī)翼102的后緣連續(xù)，而第四段的前緣可以從機(jī)翼102或第一段104的上
表面射出。[0020]如從后面看到的，每個(gè)段一般地與段之間的彎曲過(guò)渡部分在同一個(gè)平面上以創(chuàng)建一般地四邊形形式。螺旋形的弦長(zhǎng)可以小于機(jī)翼在附連點(diǎn)A-A處的弦長(zhǎng)，使得如從上方所見(jiàn)的，第一段104和第四段110以偏移的方式重疊，而機(jī)翼的前緣和后緣與第一段的前緣和第四段的后緣連續(xù)。參照?qǐng)D1A，第一段104的后緣從第四段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(gè)段連續(xù)地從飛機(jī)主體朝著段106與108之間的過(guò)渡部分呈錐形。因此，弦直徑跨段104遠(yuǎn)離所述平面并且沿著段106向上減小，到108附近達(dá)到最小長(zhǎng)度。弦長(zhǎng)然后跨段108朝著所述平面并且沿著段110向下增大。每個(gè)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(shè)想可替換的錐度模式。例如，螺旋形可以連續(xù)地從第一段(從機(jī)翼末梢延伸)的原點(diǎn)處的較大的第一直徑、圍繞每個(gè)段、到機(jī)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(jī)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(zhǎng)大于上部分。第一段和第三段可以一般地保持為恒定的弦長(zhǎng)，第三段的弦長(zhǎng)小于第一段以對(duì)應(yīng)于第二段和第四段的錐度。
[0022]圖1圖示說(shuō)明示例性螺旋形機(jī)翼末梢。螺旋形的每個(gè)段在必要時(shí)可以前掠或后掠以?xún)?yōu)化設(shè)計(jì)參數(shù)。每個(gè)段還可以包括相對(duì)于機(jī)翼平面的附加角(斜面角)，使得螺旋形在機(jī)翼平面上方或下方傾斜。另外，每個(gè)段可以連續(xù)地或單獨(dú)地呈錐形。螺旋形的構(gòu)型還可以是鏡像的，使得從機(jī)翼延伸的第一段與機(jī)翼后緣連續(xù)，而在翼弦平面上方延伸的第四段與機(jī)翼前緣連續(xù)。螺旋形的前緣和后緣將一般地是連續(xù)的，使得每個(gè)段之間的過(guò)渡部分是彎曲的。
[0023]圖2是根據(jù)本發(fā)明的實(shí)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(cè)視圖；圖2C是示例性分裂式螺旋形形式的后視圖。該分裂式螺旋形在A-F處附連到機(jī)翼。它保有與圖1的閉合環(huán)輪廓類(lèi)似的閉合環(huán)輪廓，除了其形心相對(duì)于翼弦平面是較低的之外。該分裂式可以根據(jù)設(shè)計(jì)目標(biāo)和表面的期望負(fù)載而變化。分裂式設(shè)計(jì)使螺旋形的重心降低更靠近機(jī)翼平面，因此減少受到圖1的螺旋形中存在的顫振問(wèn)題的影響。圖2圖示說(shuō)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(shuō)明通過(guò)使螺旋形的重心朝著機(jī)翼平面降低來(lái)針對(duì)典型的尺度參數(shù)值減少受到顫振問(wèn)題的影響的分裂式螺旋形的示例性實(shí)施方案。
[0024]如在圖2中所見(jiàn)的，螺旋形沿著前緣在A處起始于機(jī)翼，螺旋形是一般地朝下(負(fù)z)、朝向所述平面的尾部(正y)并且以斜面角Φ2遠(yuǎn)離平面主體(正X)到達(dá)點(diǎn)B的平面突出部。如所示，段A-B以與機(jī)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(yuǎn)離機(jī)翼呈錐形，使得A附近的弦長(zhǎng)大于B附近的弦長(zhǎng)。螺旋形然后一般地以水平方式延伸(沒(méi)有ζ位移)，并且沿著機(jī)翼軸從點(diǎn)B朝著點(diǎn)C延伸(正X和y)。段B-C可以以與機(jī)翼大致相同的掠角(即，沿著機(jī)翼軸)掠向所述平面的后面。這個(gè)段可以具有一般地為恒定的弦長(zhǎng)。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。這個(gè)段可以呈錐形，使得下部分的弦長(zhǎng)大于上部分。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(fù)X)從D延伸到E，并且可以朝著所述平面的鼻部(負(fù)y)稍微成一角度。類(lèi)似于段B-C，這個(gè)段可以不呈錐形。因此，沿著螺旋形的最小弦長(zhǎng)在D處的過(guò)渡部分附近。螺旋形通過(guò)向下(負(fù)Z)且朝著平面主體(負(fù)X)并朝著平面鼻部(負(fù)y)突出來(lái)閉合環(huán)，使得段E-F的后緣與機(jī)翼的后緣會(huì)合。段E-F可以類(lèi)似于段A-B那樣呈錐形，使得較大的弦長(zhǎng)在F處的機(jī)翼附近。為了沿著段E-F實(shí)現(xiàn)錐形，當(dāng)該段從E橫跨到F (前掠)時(shí)，螺旋形的后緣可以一般地沿著機(jī)翼軸或者稍微更多一點(diǎn)指向所述平面的鼻部，同時(shí)前緣成更大的角度。錐形段A-B和E-F通過(guò)如從上方所看到的那樣以偏移的構(gòu)型重疊端部來(lái)閉合螺旋形環(huán)。
[0025]圖3是根據(jù)本發(fā)明的實(shí)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(cè)視圖；圖3C是示例性分裂式螺旋形形式的后視圖。圖3類(lèi)似于圖2的分裂式螺旋形，除了螺旋形的前緣和后緣如從上方所看到的那樣相對(duì)于機(jī)翼前緣和后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(yuǎn)的向后的范圍沿著頂部水平段的長(zhǎng)度發(fā)生。圖3的形式圖示說(shuō)明在機(jī)翼末梢施加很大的反力矩以便最小化由機(jī)翼扭轉(zhuǎn)產(chǎn)生的對(duì)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(fù)載分布以創(chuàng)建減小機(jī)翼扭轉(zhuǎn)的反力矩。
[0026]如在圖3中所見(jiàn)的，螺旋形沿著前緣在A處起始于機(jī)翼，螺旋形是一般地朝下(負(fù)z)、朝向所述平面的尾部(正y)并且遠(yuǎn)離平面主體(正X)到達(dá)點(diǎn)B的平面突出部。如從以上所見(jiàn)的，沿著段A-B的前緣是機(jī)翼的前緣的連續(xù)延伸部，S卩，當(dāng)從上方看時(shí)，段A-B沿著機(jī)翼的軸。段A-B可以遠(yuǎn)離機(jī)翼端部略微呈錐形，所以與在B處遠(yuǎn)離機(jī)翼相比，在A處機(jī)翼附近，弦長(zhǎng)較大。螺旋形然后一般地以水平方式延伸(沒(méi)有z位移)，并且從點(diǎn)B沿著機(jī)翼軸朝著點(diǎn)C (正X和y)延伸。如從上方所看到的,從機(jī)翼通過(guò)點(diǎn)A、B和C的前緣一般地是連續(xù)不斷的。沿著這些段的錐度以類(lèi)似的方式一般地為連續(xù)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。這個(gè)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(méi)有z位移)。這個(gè)段可以是彎曲的或者由多于一個(gè)的直線段組成，使得螺旋形的最遠(yuǎn)的向后的范圍(最大X)沿著段D-E出現(xiàn)。如所示，這個(gè)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(fù)X，正y)，然后朝著所述平面的鼻部從D’延伸到E (負(fù)X，負(fù)y)。在各種構(gòu)型中，該段可以沿著其長(zhǎng)度呈錐形。如所示，段D-E可以是一般地為恒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可以是恒定的或者呈倒錐形，所以最短弦向長(zhǎng)度在D’處出現(xiàn)。D’可以沿著D-E的長(zhǎng)度出現(xiàn)，并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(xiàn)，使得螺旋形的最遠(yuǎn)的向后的范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(xiàn)。螺旋形通過(guò)向下(負(fù)z)且朝著平面主體(負(fù)X)并且朝著平面鼻部(負(fù)y)突出來(lái)閉合環(huán)，使得邊緣段E-F的后緣與機(jī)翼的后緣會(huì)合。通過(guò)段E-F的弦長(zhǎng)可以是從D’到E的錐形的連續(xù)部分，或者可以呈更大的錐度，使得機(jī)翼附近(在F處)的弦長(zhǎng)比遠(yuǎn)離機(jī)翼大。如從上方所見(jiàn)的，段A-B和E-F通過(guò)以偏移的構(gòu)型重疊端部(沿著A-F)來(lái)閉合螺旋形環(huán)。
[0027]圖4是根據(jù)本發(fā)明的實(shí)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(cè)視圖；圖4C是示例性分裂式螺旋形形式的后視圖。圖4類(lèi)似于圖3的分裂式螺旋形，除了前緣和后緣以相對(duì)于機(jī)翼前緣和后緣的不同角度突出以進(jìn)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(diào)整。沿著螺旋形段中的一個(gè)或更多個(gè)的錐度的量也可以更大。圖4圖示說(shuō)明在機(jī)翼末梢提供主要的反力矩以便最小化由于對(duì)于高度柔性的機(jī)翼構(gòu)型的扭轉(zhuǎn)而將發(fā)生的對(duì)性能的不利影響的分裂式螺旋形的示例性實(shí)施方案。這種有利的效果應(yīng)超過(guò)由于螺旋形本身上的非最佳負(fù)載而導(dǎo)致的阻力增長(zhǎng)兩倍或更多倍。幾何布置以沿著X軸的大展度為特征，以便最大化由于氣動(dòng)負(fù)載而導(dǎo)致的反力矩。參見(jiàn)以下關(guān)于每種示例性設(shè)計(jì)的負(fù)載比較的圖6。
[0028]在一些應(yīng)用中，可能重要的是最小化機(jī)翼末梢負(fù)載和扭轉(zhuǎn)或者最小化對(duì)于顫振和配重要求的敏感性。為了適應(yīng)這樣的應(yīng)用，所公開(kāi)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(shè)計(jì)構(gòu)型合并在各種構(gòu)型、布置、組合和子組合(包括適應(yīng)這樣的裝置的修改)中在本發(fā)明的范圍內(nèi)。
[0029]如在圖4中所見(jiàn)的，螺旋形沿著前緣在A處起始于機(jī)翼，螺旋形是一般地朝下(負(fù)z)、朝向所述平面的前面(負(fù)y)并且遠(yuǎn)離平面主體(正X)到達(dá)點(diǎn)B的平面突出部。螺旋形然后一般地以水平方式延伸(沒(méi)有z位移)，并且從點(diǎn)B沿著機(jī)翼軸朝著點(diǎn)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。沿著段C-D的掃掠和錐度可以大于上述圖3的掃掠和錐度。下一段類(lèi)似于圖3，一般地以水平方式從D延伸到E (沒(méi)有z位移)，并且沿著其長(zhǎng)度彎曲，使得螺旋形的最遠(yuǎn)的向后的范圍沿著D-E的長(zhǎng)度在D’處發(fā)生。D’可以沿著D-E—般地在中間點(diǎn)處出現(xiàn)。螺旋形通過(guò)向下(負(fù)z)且朝著平面主體(負(fù)X)并且朝著平面鼻部(負(fù)y)突出來(lái)閉合環(huán)，使得邊緣段E-F的后緣與機(jī)翼的后緣會(huì)合。螺旋形可以沿著每個(gè)段以不同的程度呈錐形。沿著C-D和E-F的錐形被設(shè)計(jì)為使得每個(gè)段的上部分的弦長(zhǎng)比每個(gè)相應(yīng)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(zhǎng)大致相等的、一般地為恒定的弦長(zhǎng)。如在圖4C中所見(jiàn)的，段D-E的展向長(zhǎng)度可以比段B-C短。段A-B從機(jī)翼端部A-F呈錐形，使得段A-B在點(diǎn)A處機(jī)翼附近的弦長(zhǎng)比在B點(diǎn)處遠(yuǎn)離機(jī)翼的弦長(zhǎng)要長(zhǎng)。如從上面所見(jiàn)的，錐形部分A-B和E-F通過(guò)以偏移的構(gòu)型重疊端部來(lái)閉合螺旋形環(huán)。
`[0030]如在圖2-4中所見(jiàn)的分裂式螺旋形機(jī)翼末梢150、150’和150’ ’ 一般地由沿著點(diǎn)A-B-C-D-E-F的五個(gè)段組成。如從前視圖或后視圖所見(jiàn)的，段A-B使螺旋形以一般地平面的方式相對(duì)于垂直線以角度Φ2在翼弦平面下方過(guò)渡距離“h2”。下一段B-C —般地以水平方式遠(yuǎn)離機(jī)翼從機(jī)翼端部A-F延伸距離“W”。段B-C短于“w”以適應(yīng)段A-B從機(jī)翼端部A的過(guò)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”。螺旋形然后在一般地水平段D-E中朝向所述平面向回循環(huán)。段D-E和B-C的展向長(zhǎng)度可以大致相等，或者一個(gè)可以短于另一個(gè)。最后段E-F閉合螺旋形形式，以相對(duì)于垂直線的角度Φ !從段D-E —般地以平面方式延伸到F處的機(jī)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(jù)設(shè)計(jì)目標(biāo)和表面的期望負(fù)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(shù)以顯著地降低顫振配重要求和動(dòng)態(tài)陣風(fēng)響應(yīng)的效果。優(yōu)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(gòu)型應(yīng)使螺旋形的重心置于翼弦平面或其正上方。該比率取決于諸如錐度和斜面角的螺旋形參數(shù)，但是優(yōu)選地在約0.4與
0.6之間，更優(yōu)選地約為0.6。根據(jù)幾何結(jié)構(gòu)要求和飛機(jī)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(duì)減阻的效果ACD/CD通常很小(大約小于0.5%)，但是是值得注意的，所以權(quán)衡關(guān)系是重要的。h與W的比率影響螺旋形的阻力。約等于1.0的h與w的比率提供基本上最佳的減阻。w/h的進(jìn)一步增大僅最低限度地有效。如在圖3中所見(jiàn)的，可以以減阻為代價(jià)增大w/h的比率，以便使負(fù)載分布偏置。其他構(gòu)型幾何結(jié)構(gòu)選擇可用于最小化結(jié)構(gòu)影響以及改進(jìn)氣動(dòng)特性和性能。
[0032]每個(gè)段可以相對(duì)于飛機(jī)定向以改進(jìn)某一設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)。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(guān)于圖1所公開(kāi)的掃掠相同。每個(gè)段的掃掠可以是相同的或不同的。在一個(gè)實(shí)施方案中，每個(gè)段的掃掠大致是相同的，并且足以使局部臨界馬赫數(shù)(Mach number)保持稍高于飛機(jī)巡航馬赫數(shù)。因此，如從側(cè)面所見(jiàn)的，垂直延伸段A-B、C-D和E-F可以相對(duì)于垂直線成一角度。
[0033]如從頂視圖所見(jiàn)的，每個(gè)段可以沿著機(jī)翼軸指向，或者可以指向機(jī)翼軸的前面或后面，其中機(jī)翼軸沿著機(jī)翼的平行于前緣的長(zhǎng)度截取。例如，如從上方或側(cè)面所見(jiàn)的，圖4的段A-B可以朝著飛機(jī)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(jī)翼平面下方以角度Φ2延伸、同時(shí)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(lèi)似于圖
3那樣沿著機(jī)翼前緣(θ=180° )突出，或者可以類(lèi)似于圖2那樣朝著平面的后面成一角度(180° <θ〈270° )。沿著E-F的尾跡可以類(lèi)似地成一不同量的角度。一般地，后緣將從點(diǎn)E朝著平面的前面到點(diǎn)F成一角度。后緣一般可以是機(jī)翼后緣的連續(xù)部分，類(lèi)似于圖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(jiàn)那樣成一更大的角度以使水平段E-D過(guò)渡回到機(jī)翼端部。段B-C還可以沿著機(jī)翼軸或者相對(duì)于機(jī)翼軸成一角度。例如，段B-C可以類(lèi)似于圖2那樣一般地平行于機(jī)翼軸，或者可以如圖4中稍微所見(jiàn)的那樣成一小于機(jī)翼軸的角度(朝著平面的前面)或者大于機(jī)翼軸的角度(朝著平面的后面)。下段B-C可以以不同于上段E-D的角度定向，以創(chuàng)建點(diǎn)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(jiàn)的那樣一般地平行(類(lèi)似于圖2)。下段B-C可以一般地平行于機(jī)翼軸延伸，而上段D-E可以根據(jù)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(zhǎng)度成一角度的一個(gè)或更多個(gè)段。段D-E可以一般地沿著機(jī)翼軸成一角度或者在更大或更小程度上類(lèi)似于段B-C。上段可以被布置為使得遠(yuǎn)離平面的端部E朝著平面的前面，而遠(yuǎn)離平面的端部D朝著平面的尾部，諸如在圖3和4中所見(jiàn)的那樣。因此，隨著上段從垂直段C-D過(guò)渡，朝著平面主體移動(dòng)，段D-E以水平方式朝著平面的后面突出。可替換地，如在圖2中所見(jiàn)的，段D-E可以一般地沿著機(jī)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(diǎn)E更靠近平面鼻部并且遠(yuǎn)離平面的點(diǎn)D朝著平面尾部。段D-E還可以包括彎曲點(diǎn)D ’，使得螺旋形的向后的范圍沿著段D-E出現(xiàn)。這個(gè)段可以為一般地“〉”形、或者沿著其長(zhǎng)度彎曲的更像“)”形或者這二者的組合。最大的向后的范圍可以出現(xiàn)在沿著段D-E的任何地方,例如,在D-E的中間點(diǎn)的附近或者與螺旋形中間點(diǎn)對(duì)齊、與螺旋形重心對(duì)齊、與段B-C的中間點(diǎn)對(duì)齊。
[0034]每個(gè)段還以包括相對(duì)于垂直線的斜面角(Φ )以使螺旋形圍繞機(jī)翼端部A-F旋轉(zhuǎn)。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(大約小于15° )對(duì)設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)幾乎沒(méi)有影響。然而，可以增大斜面角以減輕重量或者出于其他設(shè)計(jì)考慮。大約15°至30°的斜面角是優(yōu)選的，更優(yōu)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(fù)ζ起30° )。
[0035]翼型剖面被選擇來(lái)在飛機(jī)操作范圍上保持低阻力特性。這與最佳負(fù)載所需的翼型弦向壓力分布以及翼弦和扭轉(zhuǎn)分布相關(guān)聯(lián)。分裂式螺旋形到機(jī)翼輪廓中的融合在A-F處被合并以最小化氣動(dòng)干擾阻力。如在頂視圖輪廓中所見(jiàn)的，段A-B的前緣和段E-F的后緣分別是機(jī)翼的前緣和后緣的連續(xù)延伸部。上表面和下表面在A-F處從機(jī)翼延伸。下表面的一部分分支到螺旋形中以沿著機(jī)翼的前緣形成段Α-Β，并且上表面的一部分沿著后緣分支到段E-F中。當(dāng)螺旋形的弦長(zhǎng)一般地小于機(jī)翼在附連A-F處的弦長(zhǎng)時(shí)，沿著A-F起始的螺旋形的后緣從螺旋形段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(chuàng)建其中起始端和終止端重疊、但是偏移的閉合環(huán)。螺旋形可以被設(shè)計(jì)為使得起始端和終止端完全重疊，使得跨A-F的弦長(zhǎng)對(duì)于機(jī)翼和螺旋形是相同的。
[0036]螺旋形單位重量通過(guò)使翼弦與段升力要求匹配來(lái)保持最小。每個(gè)段因此可以呈錐形，使得弦向長(zhǎng)度沿著該段的長(zhǎng)度是可變的。例如，如在圖4Β中所見(jiàn)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(zhǎng)長(zhǎng)度長(zhǎng)于上部分?？商鎿Q地，從機(jī)翼延伸的段(A-B和E-F)可以呈錐形，使得機(jī)翼端部處(沿著A-F)的弦向長(zhǎng)度大于遠(yuǎn)離機(jī)翼端部(點(diǎn)B或E附近)的弦向長(zhǎng)度。弦向長(zhǎng)度可以沿著每個(gè)段之間的過(guò)渡部分是一致的，或者可以在段之間的過(guò)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恒定的弦長(zhǎng)。整個(gè)螺旋形可以呈錐形，使得最小弦向長(zhǎng)度出現(xiàn)在D或D’附近，如在沿著A-F在機(jī)翼附近出現(xiàn)的弦長(zhǎng)最大的情況下所公開(kāi)的那樣。可替換地，螺旋形可以沿著其整個(gè)長(zhǎng)度呈錐形，使得螺旋形的原點(diǎn)(點(diǎn)Α)處的弦長(zhǎng)大于沿著螺旋形到螺旋形的終端(點(diǎn)F)處的最小弦長(zhǎng)的弦長(zhǎng)。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(gè)段到另一個(gè)段或者在整個(gè)單個(gè)段中以變化的程度出現(xiàn)。如在圖4中所見(jiàn)的，沿著單個(gè)段的錐形可以不同程度變化，并且可以沿著段反過(guò)來(lái)。
[0037]如所示，每個(gè)段是一般地`平面的延伸部。然而，根據(jù)期望的應(yīng)用，每個(gè)段可以是彎曲的或者呈現(xiàn)其他外形。每個(gè)段之間的過(guò)渡部分是一般地平滑和連續(xù)的，使得彎曲段一般地連接每個(gè)平面的段。類(lèi)似地，機(jī)翼和螺旋形的前緣和后緣也是平滑和連續(xù)的，提供通過(guò)每個(gè)段之間的過(guò)渡部分的彎曲邊緣。術(shù)語(yǔ)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(jī)翼的主軸(弦向和展向)一般地位于平面中。因此，盡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(dòng)性質(zhì)，但是如果段或結(jié)構(gòu)一般地沿著平面對(duì)齊，則它本身仍被認(rèn)為是平面的。
[0038]分裂式螺旋形到機(jī)翼輪廓中的融合在A-F處被合并以最小化氣動(dòng)干擾阻力。如在頂視圖輪廓中所見(jiàn)的，段A-B的前緣和段E-F的后緣分別是機(jī)翼的前緣和后緣的連續(xù)延伸部。上表面和下表面在A-F處從機(jī)翼延伸。下表面的一部分分支到螺旋形中以沿著機(jī)翼的前緣形成段A-B，并且上表面的一部分沿著后緣分支到段E-F中。當(dāng)螺旋形的弦長(zhǎng)一般地小于機(jī)翼在附連A-F處的弦長(zhǎng)時(shí)，沿著A-F起始的螺旋形的后緣從螺旋形段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(chuàng)建其中起始端和終止端重疊、但是偏移的閉合環(huán)。螺旋形可以被設(shè)計(jì)為使得起始端和終止端完全重疊，使得跨A-F的弦長(zhǎng)對(duì)于機(jī)翼和螺旋形是相同的。
[0039]螺旋形機(jī)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(gòu)造為附連到機(jī)翼端部的機(jī)翼末梢附連端。機(jī)翼末梢附連端可以是螺旋形的被設(shè)計(jì)為附連到機(jī)翼端部的物理端。機(jī)翼末梢可以通過(guò)螺栓緊固到或以其他方式附連到機(jī)翼端部。機(jī)翼末梢附連端還可以是從機(jī)翼輪廓到螺旋形機(jī)翼末梢輪廓的合成一體的過(guò)渡部分。因此，機(jī)翼末梢附連端可以?xún)H僅是在具有螺旋形機(jī)翼末梢的整體形成的機(jī)翼上識(shí)別的過(guò)渡邊界。
[0040]如本文中所公開(kāi)的，針對(duì)螺旋形機(jī)翼末梢的變化方式已經(jīng)被描述為減小由機(jī)翼末梢渦流引起的阻力。設(shè)計(jì)考慮因素(諸如最小化機(jī)翼末梢負(fù)載和扭轉(zhuǎn)或者最小化對(duì)于顫振和配重要求的敏感性)將改變?cè)O(shè)計(jì)構(gòu)型。為了適應(yīng)這樣的應(yīng)用，所公開(kāi)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(shè)計(jì)構(gòu)型可以在如本文中所公開(kāi)的各種構(gòu)型中被修改和/或組合。如所述的，相對(duì)于翼弦平面改變螺旋形形心重心將影響顫振問(wèn)題，而增大螺旋形前緣之間的位移將增大由螺旋形產(chǎn)生的反力矩。這些考慮因素受到各種構(gòu)型幾何結(jié)構(gòu)(包括斜面角、掃掠角、錐度等)的影響。因此，修改螺旋形設(shè)計(jì)以合并如本文中所公開(kāi)的任何特征對(duì)于本領(lǐng)域的技術(shù)人員將是顯而易見(jiàn)的。因此，每個(gè)螺旋形段可以被單獨(dú)設(shè)計(jì)來(lái)如對(duì)于螺旋形的任何段所公開(kāi)的那樣改進(jìn)特定氣動(dòng)特性。例如，如所圖示說(shuō)明的，當(dāng)頂部段遠(yuǎn)離平面橫跨時(shí)，僅該頂部段包括從向后切換到向前的可變掠角。然而，如果這個(gè)特征被確定改進(jìn)了期望的氣動(dòng)性質(zhì)，則任何段可以包括這個(gè)特征。因此，段B-C可以類(lèi)似地將沿著其長(zhǎng)度的反向掃掠包括在與B-E相對(duì)的構(gòu)型中，使得X位移(Xp)可以如本文中所教導(dǎo)的那樣進(jìn)一步最大化。這樣的修改和組合被認(rèn)為是在本公開(kāi)的概述內(nèi)。
[0041]圖2的一般螺旋形的負(fù)載分布被設(shè)計(jì)為以飛行器巡航升力系數(shù)最大化減阻。圖5圖示說(shuō)明圖2的分裂式螺旋形的負(fù)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(huán)的負(fù)載的分布和到機(jī)翼上的負(fù)載的高效率的過(guò)渡來(lái)確定。這是針對(duì)給定螺旋形單位大小最大化減阻的優(yōu)化處理的結(jié)果。圖5圖示說(shuō)明針對(duì)典型的巡航飛行條件的負(fù)載的特性。注意的是，s坐標(biāo)被引入來(lái)表示螺旋形輪廓沿著I軸的滑行(rollout)。
`[0042]如在圖5中所見(jiàn)的，分裂式螺旋形將分裂合并在出現(xiàn)于點(diǎn)A處并且由比率ln/l12定義的負(fù)載中，其中I11施加于上表面，I12施加于下表面。機(jī)翼上的負(fù)載保持從基本螺旋形構(gòu)型的負(fù)載不變。分裂式螺旋形上的最佳負(fù)載從下表面ABCD上的正性變化、在D處通過(guò)零，并且改變上段DEF的方向。
[0043]負(fù)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(fù)載矢量
[0046]f =循環(huán)矢量(在s方向上為正)
[0047]C?=自由流速率矢量。
[0048]在D處的負(fù)載方向上的變化與以上對(duì)于負(fù)載的定義一致。
[0049]以上所示的這個(gè)分布是其極限值由基本負(fù)載曲線以點(diǎn)線給出的方式的垂直平移定義的一族分布中的一個(gè)。然而，從實(shí)用角度來(lái)講，極限被約束為以下:
【權(quán)利要求】
1.一種螺旋形機(jī)翼末梢，所述螺旋形機(jī)翼末梢包括: 圍繞環(huán)，所述圍繞環(huán)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(gòu)造為附連到機(jī)翼端部的機(jī)翼末梢附連端； 所述中間段橫跨所述機(jī)翼末梢附連端的弦向平面。
2.如權(quán)利要求1所述的螺旋形機(jī)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(duì)側(cè)上從所述機(jī)翼末梢附連端延伸。
3.如權(quán)利要求2所述的螺旋形機(jī)翼末梢，其中所述螺旋形機(jī)翼末梢在所述弦向平面上方延伸距離hi并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(quán)利要求2所述的螺旋形機(jī)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(quán)利要求2所述的螺旋形機(jī)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(duì)方向從所述機(jī)翼末梢附連端延伸。
6.如權(quán)利要求1所述的螺旋形機(jī)翼末梢，其中在所述弦向平面中沿著所述機(jī)翼末梢附連端的I軸起始于前緣，指向后緣，X軸在所述弦向平面中與所述I軸正交，并且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(fù)Z方向上從所述機(jī)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(jī)翼末梢附連端延伸。
7.如權(quán)利要求6所述的螺旋形機(jī)翼末梢，其中所述起始段在正I方向上從所述機(jī)翼末梢附連端延伸。
8.如權(quán)利要求6所述的螺旋形機(jī)翼末梢，其中所述起始段在負(fù)I方向上從所述機(jī)翼末梢附連端延伸。
9.如權(quán)利要求6所述的螺旋形機(jī)翼末梢，其中所述中間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(quán)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，并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(gòu)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(xiàn)。
11.一種飛行器，所述飛行器包括從主體突出的機(jī)翼，所述機(jī)翼包括耦連到所述機(jī)翼的端部的螺旋形機(jī)翼末梢，所述螺旋形機(jī)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(jī)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(yuǎn)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(jī)翼的所述端部。
12.如權(quán)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(jī)翼的翼弦平面下方從所述機(jī)翼的所述端部延伸。
13.如權(quán)利要求12所述的飛行器，其中當(dāng)所述第一段從所述機(jī)翼的所述端部處的第一端橫跨到第二端時(shí)，所述第一段相對(duì)于所述飛行器主體前掠。
14.如權(quán)利要求12所述的飛行器，其中當(dāng)所述第一段從所述機(jī)翼的所述端部處的第一端橫跨到第二端時(shí)，所述第一段相對(duì)于所述飛行器主體后掠。
15.如權(quán)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(dāng)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(shí)相對(duì)于所述飛行器主體前掠的第一部分和相對(duì)于所述飛行器主體后掠的第二部分。
16.如權(quán)利要求12所述的飛行器，其中所述螺旋形機(jī)翼末梢的最小弦長(zhǎng)沿著所述第四一般地平面的段出現(xiàn)。
17.如權(quán)利要求12所述的飛行器，其中所述螺旋形機(jī)翼末梢的最小弦長(zhǎng)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(xiàn)。
18.如權(quán)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(jī)翼的所述端部的弦長(zhǎng)大于相應(yīng)的遠(yuǎn)離所述機(jī)翼的一般地平面的段的弦長(zhǎng)。
19.如權(quán)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(duì)于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(huán)。
20.如權(quán)利要求11所述的`飛行器，其中所述螺旋形機(jī)翼末梢的前緣在所述機(jī)翼的平面下方連續(xù)地從所述機(jī)翼的前緣延伸，然后一般地以水平方式且一般地平行于所述機(jī)翼地過(guò)渡，然后一般地垂直地過(guò)渡，掠向所述飛行器的后面，并且所述螺旋形機(jī)翼末梢的后緣在所述機(jī)翼的所述平面上方連續(xù)地從所述機(jī)翼的后緣延伸。
21.一種包括從主體突出的至少兩個(gè)機(jī)翼的飛機(jī)，每個(gè)機(jī)翼包括包含圍繞一區(qū)域的閉合環(huán)形式的機(jī)翼末梢輪廓，其中翼弦平面與所述閉合環(huán)形式的所述圍繞區(qū)域交叉。
【文檔編號(hào)】B64C23/06GK103717490SQ201280038841
【公開(kāi)日】2014年4月9日 申請(qǐng)日期:2012年6月11日 優(yōu)先權(quán)日:2011年6月9日
【發(fā)明者】L·B·格拉澤 申請(qǐng)人:航空伙伴股份有限公司