[发明专利]分裂融合式小翼

说明书

优先权：本申请要求2011年6月9日递交的美国临时申请No.61/495,236的优先权，所述申请通过引用被整体并入本申请。

背景技术

小翼是一般地平面的机翼的一般地上倾的端部。小翼减小由机翼末梢涡流产生的阻力。然而，小翼生成增大机翼上的弯矩的升力。

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，就像在本文中被全文阐述一样。

发明内容

本文中描述创新的包括分裂式小翼（split winglet）的小翼构思，所述分裂式小翼包括分开的在翼弦平面上方和下方的延伸部。分裂式小翼包括类似于现有的小翼的上倾元件和下斜元件（腹鳍）。腹鳍对抗由机翼末梢与下机翼表面之间的相互作用产生的涡流。

分裂式小翼被设计为在不产生在现有的小翼设计中发现的增大的弯矩的情况下减小阻力。分裂式小翼设计据信会使燃料燃耗相对于未经修改的机翼改进大约1.5%至9.5%或者使阻力相对于未经修改的机翼减少大约1.5%至9.5%并且使巡航性能相对于现有的融合式（blended）小翼构型提高大于40%。

如本文中所描述的实施方案可以适应于各种机翼和机翼末梢设计。实施方案可以包括在机翼末梢作为单个单元附连的一体化分裂融合式小翼，或者可以包括被设计为附连到现有的融合式小翼的单独的腹鳍。

附图说明

可以参照附图更好地理解所公开的系统和方法。附图中的组件不一定按比例绘制。

图1是根据本发明的实施方案的示例性分裂式小翼的三视图图示。

图2图示说明根据本发明的实施方案的具有分裂式小翼的机翼的示例性负载分布的主要特性。

图3是根据本发明的实施方案的示例性一体化分裂式小翼的两视图图示。

图4图示说明附连到飞机的分裂式小翼设计的示例性实施方案。

图5图示说明根据本发明的实施方案的包括不同的末梢构型的示例性分裂式小翼。

具体实施方式

融合式小翼产生优越的减阻结果和飞机性能中的其他改进。如本文中所描述的分裂式小翼的实施方案在基本上不改变除了基本融合式小翼设计所需的结构支撑之外还需要的结构支撑的情况下提供另外的性能益处。分裂式小翼通常涉及将附加表面放置在翼弦平面下方。在一个实施方案中，所述附加表面与弯曲小翼一体地构造。在另一个实施方案中，腹鳍是现有的融合式小翼的附加组件。使描述并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小翼的几种可能的构型。

图1是示例性分裂式小翼的三视图图示。图1A是具有腹鳍102的示例性小翼100的前视图；图1B是底视图；图1C是侧视图。小翼包括在A处附连到机翼104的主表面，该主表面具有融合式小翼的几何特征，包括近似平面的外面板B、末梢构型C以及机翼与小翼外面板之间的过渡段A-B。腹鳍102在翼弦平面下方突出，并且包括腹面D。

在示例性实施方案中，小翼几何结构可以在常用范围内变化（即，大小（h₁）、斜面角（φ₁）、掠角（Λ₁）、弧高（ε）和扭转角（θ）），而没有明显损及腹面D的优化或分裂式小翼的总性能。末梢段C的每个表面的几何结构可以单个地被设计为提供与每个表面负载相应的椭圆形末梢负载。