專利名稱：具有凹陷表面的小翼和相關(guān)系統(tǒng)及方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本公開一般地涉 及具有凹陷表面的小翼以及相關(guān)的系統(tǒng)和方法。
背景技術(shù)：
NASA的Richard Whitcomb等在20世紀(jì)70年代研究了使用小翼來減小在飛機機 翼上的誘導(dǎo)阻力(induced drag)的想法。從那以后，該想法的多種變化都被授予了專利權(quán) (例如參見授權(quán)給Ishimitsu的美國專利號4，205，810和授權(quán)給Goldhammer等人的美國專 利號5，275，358)。另外，目前多種翼尖裝置變化在使用中。這些裝置包括以各種角度向上 或向下傾斜的水平翼展延伸部分和后掠翼展延伸部分。這些裝置可以在全新飛機的最初設(shè) 計階段期間被添加到新機翼，或它們可以作為改型或在衍生模型的開發(fā)期間被添加到現(xiàn)有 機翼?？梢允褂媒?jīng)典的“Trefftz飛機理論”以合理的精確度來計算機翼或機翼/小翼 組合的誘導(dǎo)阻力。根據(jù)這個理論，飛機機翼的誘導(dǎo)阻力只取決于如從機翼前面或后面直接 看到的“升力系統(tǒng)(lifting system)”(即機翼加上翼尖裝置)的后緣跡線和“翼展負(fù)荷 (spanload)”。翼展負(fù)荷是垂直于機翼后緣跡線的空氣動力負(fù)荷的分布?？諝鈩恿W(xué)家通 常將這種空氣動力負(fù)荷分布稱為“升力(lift) ”，即使當(dāng)后緣跡線從水平傾斜時負(fù)荷不是豎 直的。將小翼或其它翼尖裝置添加到機翼改變后緣跡線(即“Trefftz-飛機幾何形狀”) 和翼展負(fù)荷。因此，添加該裝置還改變機翼上的誘導(dǎo)阻力。對于給定的TrefTtz-飛機幾何形狀和給定的總體豎直升力，通常具有給出最低 可能的誘導(dǎo)阻力的一個翼展負(fù)荷。這是“理想的翼展負(fù)荷”，并且由理想的翼展負(fù)荷產(chǎn)生的 誘導(dǎo)阻力是“理想的誘導(dǎo)阻力”。對于TrefTtz-飛機幾何形狀是水平線的平坦機翼，理想的 翼展負(fù)荷是橢圓的。在Trefftz-飛機中，沒有小翼的傳統(tǒng)飛機機翼足夠接近平坦，以致其 理想翼展負(fù)荷非常接近橢圓。對于具有豎直或接近豎直的小翼(即非平面升力系統(tǒng))的傳 統(tǒng)飛機機翼，理想翼展負(fù)荷一般不是橢圓的，但是從傳統(tǒng)機翼理論中可以容易地計算出理 想翼展負(fù)荷。傳統(tǒng)飛機機翼一般不被設(shè)計為理想的或橢圓的翼展負(fù)荷。代替地，它們被設(shè)計為 減小機翼上結(jié)構(gòu)彎曲負(fù)荷的折中的“三角形”翼展負(fù)荷。該設(shè)計以稍微增加的誘導(dǎo)阻力換 取了機體重量的減小。折中的程度從一個飛機樣式到另一個飛機樣式變化非常大。為了制 造該三角形翼展負(fù)荷，翼尖典型地被扭曲以產(chǎn)生“外洗(機翼負(fù)扭轉(zhuǎn)，washout) 外洗指 的是在外側(cè)方向上扭曲以使后緣相對于前沿緣向上移動的機翼。以這種方式外洗翼尖降低 了翼尖對翼根的攻角，因此減小了朝向翼尖的升力分布。設(shè)計新機翼并開發(fā)用于新機翼的相關(guān)工具是昂貴的任務(wù)。因此，一些飛機制造商 開發(fā)至少部分基于最初設(shè)計的衍生機翼設(shè)計。盡管這些設(shè)計可以比開發(fā)更便宜，但它們通 常至少包括一些性能折中。因此，仍然存在對改進的、有成本效益的機翼開發(fā)過程的需要。

發(fā)明內(nèi)容
—般而言，本公開涉及具有凹陷表面的小翼及相關(guān)的系統(tǒng)和方法。依照特定實施 方式的系統(tǒng)包括具有內(nèi)側(cè)部分和外側(cè)部分的機翼以及在外側(cè)部分連接到機翼的小翼。小翼 具有至少部分面向內(nèi)側(cè)的第一表面和至少部分面向外側(cè)的第二表面，第一表面包括凹陷區(qū) 域。該凹陷區(qū)域可以相對于第一表面的相鄰區(qū)域是凹入的，并且相鄰區(qū)域可以包括在弦向 方向上位于該凹陷區(qū)域兩側(cè)上的區(qū)域，以及沿著小翼的展向軸線遠離機翼定位的區(qū)域。本公開的其它方面涉及用于設(shè)計飛機系統(tǒng)的方法。一種這樣的方法包括提供對包 括從機翼內(nèi)側(cè)區(qū)域到外側(cè)區(qū)域的翼剖面的機翼的設(shè)計。該方法進一步包括設(shè)計同機翼一起 使用的小翼，而不改變機翼翼剖面的大體形狀。該小翼具有通常面向內(nèi)側(cè)的第一表面和通 常面向外側(cè)遠離第一表面的第二表面。設(shè)計小翼至少包括通過在小翼的第一表面內(nèi)設(shè)計凹 入的凹陷來減小在機翼與小翼的連接區(qū)域處的氣流的性能沖擊。


圖1為依照本公開的實施方式配置的具有機翼和翼尖裝置的飛機的部分示意性 等軸測圖。圖2為依照本公開的特定實施方式的外側(cè)機翼部分和具有凹陷區(qū)域的小翼的部 分示意性等軸測圖。圖3為圖2所示的機翼和小翼的一部分的后視圖(向前看)。圖4為圖2所示的機翼和小翼的一部分的正視圖(向后看)，表明了特定小翼剖面。圖5A-5F在圖4中所表明的小翼剖面的無量綱化的橫截面圖。圖6為圖5A-5F所示的小翼剖面的復(fù)合，為了闡明的目的縱坐標(biāo)被擴大了。圖7為圖5A-5F所示的小翼上彎線的組合，為了示出的目的縱坐標(biāo)被擴大了。圖8為示出根據(jù)本公開的特定實施方式的方法的流程圖。
具體實施例方式下面的公開描述了具有凹陷表面的小翼和相關(guān)的系統(tǒng)及方法。在下面的描述和圖 1至圖8中闡明了某些具體細(xì)節(jié)，以提供對本公開的多種實施方式的透徹理解。下面的描述 中沒有闡明描述通常與飛機和飛機機翼相關(guān)的公知結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)的其它細(xì)節(jié)，以避免不必要 地遮蔽對多種實施方式的描述。在附圖中示出的許多細(xì)節(jié)、尺寸、角度和其它規(guī)范僅僅是用于說明特定實施方式 的。因此，其它實施方式可以具有其它細(xì)節(jié)、尺寸和規(guī)范，而不脫離本公開。另外，其它實施 方式可以在沒有以下描述的細(xì)節(jié)中的幾個的情況下實施。圖1為根據(jù)本公開的實施方式配置的具有機翼/小翼組合105的飛機100的等軸 測俯視圖。在該實施方式的一個方面，飛機100包括升力面，例如從機身102向外延伸的 機翼110。機身102可以沿著縱軸101被校直并且可以包括被配置為承載多個乘客(未示 出)的乘客倉。在一個實施方式中，乘客倉103可以被配置為承載至少50個乘客。在另一 實施方式中，乘客倉103可以被配置為承載至少150個乘客。在進一步的實施方式中，乘客 倉103可以被配置為承載其它數(shù)量的乘客，并且在其它實施方式(例如軍用實施方式)，乘客倉103可以被省略或可以被配置為承載貨物。機翼110具有包括翼根的內(nèi)側(cè)部分111和包括翼尖的外側(cè)部分112。機翼110還 包括小翼130。在一些情況下，小翼130可以被添加到現(xiàn)有的機翼設(shè)計上，并且在其它情況 下，機翼110和小翼130可以一起被設(shè)計。在每種情況下，小翼130都可以被特定選擇和/ 或配置以解決與機翼110的設(shè)計相關(guān)的約束。雖然被示出的實施方式的小翼130與機翼組合，但是在其它實施方式中，小翼130 可以與其它類型的升力面組合以減小氣動阻力和/或用作其它目的。例如，在一個其它實 施方式中，小翼130可以與前機翼或前置安定面(canard)組合以減小前置安定面上的氣動 阻力。在進一步的實施方式中，小翼130可以與其它升力面組合。在特定的實施方式中，小 翼可以是豎直的，但是在其它實施方式中，小翼可以從豎直傾斜。小翼豎直或至少從水平面 向上傾斜的實施方式對于減小由處于停機位(airport gate)的飛機100所占的空間是尤 其有用的。圖2為機翼110的外側(cè)部分112連同小翼130 —起的部分示意性等軸測圖(通常 在后部并稍微向外側(cè)觀看)。機翼110包括上表面126且沿著機翼展向軸線113向外延伸， 并且沿著在機翼前沿緣115與機翼后緣116之間的機翼弦向軸線114縱向延伸。在外側(cè)部 分112，機翼110包括機翼/小翼連接117，在該連接處機翼110過渡到小翼130。在特定實 施方式中，連接117可以是大體彎曲的和/或逐漸地以減小機翼110與小翼130之間的流 動干擾(flow interference)。在其它實施方式中，連接117可以具有其它形狀和/或構(gòu) 造，包括銳角轉(zhuǎn)角和/或小半徑轉(zhuǎn)角。如在此所使用的，術(shù)語銳角轉(zhuǎn)角指的是包括表面不連 續(xù)性和/或形狀的突然改變(例如斜面的非逐漸改變)的轉(zhuǎn)角。在任何這些實施方式中， 小翼130包括第一(例如面向內(nèi)側(cè)的)表面131和第二(例如面向外側(cè)的)表面132。小 翼130沿著小翼展向軸線133遠離機翼110延伸，并且沿著小翼弦向軸線134縱向延伸。小翼130可以進一步包括位于第一表面131內(nèi)的凹陷區(qū)域150。該凹陷區(qū)域150 可以被形成特定的大小并定位以解決(例如減小或消除)在機翼/小翼連接117區(qū)域內(nèi)的 機翼110與小翼130之間的可能的干擾影響。在特定實施方式中，凹陷區(qū)域150由不凹入 的相鄰區(qū)域151定界。這些相鄰區(qū)域151可以包括前相鄰區(qū)域151a、后相鄰區(qū)域151b、上 或遠相鄰區(qū)域151c和下或近相鄰區(qū)域151d。相鄰區(qū)域151可以是凸起的，與凹入的凹陷區(qū) 域150形成對比。在圖2中示出的特定實施方式中，凹陷區(qū)域150大體呈梨狀。因此，凹陷區(qū)域150 的弦向范圍可以沿著小翼的展向軸線133在向上/向下方向減小。示出的凹陷區(qū)域150由 四個點152粗略地定界，這四個點152包括最前點152a、最后點152b、最上或遠點152c和 最下或近點152d。在其它實施方式中，凹陷區(qū)域150可以具有其它形狀和/或邊界。在一個代表性實施方式中，最前點152a的位置范圍可以為小翼130的局部弦長 的大約20%到大約40%，而最后點152b的位置范圍可以為局部弦長的大約45%到65%。 在特定實施方式中，凹陷區(qū)域在其展向范圍從局部弦長的大約25%延伸到局部弦長的大約 65%。最上點152c的位置范圍可以為小翼130的展向尺寸的大約20%到40% (例如大約 30%)，而最下點152d的位置范圍可以為小翼的展向尺寸的大約0%到20%。取決于具體 安裝、小翼130相對于機翼110的取向和或其它設(shè)計和/或操作特征，這些位置可以具有其 它值和其它實施方式。
圖3為圖2中所示的機翼110和小翼130的一部分的后視圖(向前看)。因此，圖 3從后面示出凹陷區(qū)域150，表明凹陷區(qū)域150的整體形狀及其相對于小翼130 (包括小翼 后緣136)和機翼110兩者的位置。圖4為圖2和圖3所示的機翼110和小翼130的正視圖(向后看)，表明代表性的 機翼剖面118和代表性的小翼剖面137 (作為第一至第六小翼剖面137a-137f示出)。第一 小翼剖面137a在位于從凹陷區(qū)域150向下/內(nèi)側(cè)的區(qū)域被取出，而第六小翼剖面137f在 凹陷區(qū)域150上面/外側(cè)的位置被取出。中間小翼剖面137b-137e橫斷凹陷區(qū)域150并且 參照附圖5A-7在下面被進一步詳細(xì)描述。圖5A-5F分別示出了小翼弦剖面137a_137f，參照圖4前面最初描述的。小翼弦 剖面137a-137f的前沿緣部分以在不同的實施方式中可以不同的代表性輪廓示出。如在圖 5A-5F中也示出的，每個小翼弦剖面137a-137f包括上彎線138，如相應(yīng)的第一至第六上彎 線138a-138f示出的。如從圖5A-5F中明顯的，每個弦向剖面的彎度分布是不單調(diào)的，并且 弦向彎度分布沿著小翼130的展向軸線在凹陷區(qū)域150內(nèi)以不單調(diào)的方式變化。特別地， 上彎線在凹陷區(qū)域150下面/內(nèi)側(cè)基本是平的(參見上彎線138a)，在凹陷區(qū)域150中變得 凹入或更凹入(參見上彎線138b-138e)，且然后在凹陷區(qū)域150上面/外側(cè)的遠端展向位 置變得基本平或較不凹入(參見上彎線138f)。隨著剖面沿著展向軸線向遠端方向前進，小 翼130的第一表面131具有類似的不單調(diào)的變化。因此，如在本文所用的，術(shù)語不單調(diào)被用 來描述在指向或方向上改變的變化，例如最初變得更凹入且然后變得較不凹入的輪廓。圖6 —起示出六個小翼剖面137a_137f，其中豎直比例被擴大以突出凹陷區(qū)域150 的存在。圖7—起示出六條上彎線138a-138f以表明在凹陷區(qū)域內(nèi)的上彎線的變化。圖6示 出在凹陷區(qū)域150內(nèi)的小翼第一表面131形狀的不單調(diào)的改變(參見弦剖面137a-137f)， 而圖7示出在凹陷區(qū)域150內(nèi)的上彎線138a-138f形狀的相應(yīng)的不單調(diào)的改變。暫時返回圖2，包括凹陷區(qū)域150的小翼130的實施方式的一個預(yù)期優(yōu)點是凹陷 區(qū)域150可以減小或消除由小翼130和機翼110并置所引起的流動干擾效應(yīng)。特別地，沒 有凹陷區(qū)域150，獨立流(s印aratedflow)可以在機翼/小翼連接117處形成，這可以增加 阻力和/或減小升力，在每一種情況下，這都可以有害地影響飛機性能。凹陷150還可以減 小或消除在該區(qū)域內(nèi)的“雙沖擊(雙激波，double-shock)”壓力場的可能性。特別地，凹陷 150可以減小連接區(qū)域117內(nèi)的空氣動力壓縮(aerodynamic compression)以減小或消除 這樣的沖擊模式。當(dāng)與包括沒有此特征的小翼的機翼相比時，這又可以減小飛機100(圖1) 的阻力并可以改善機翼110的高速沖擊邊緣(buffet margin)。一般而言，預(yù)期機翼/小翼 連接117的轉(zhuǎn)角越小，凹陷區(qū)域150的潛在好處越大。因此，當(dāng)凹陷區(qū)域150被并入到被添 加到現(xiàn)有機翼以減小阻力的小翼130內(nèi)時——但由于被修改的機翼展向范圍的約束，所以 得益于或需要具有小角或銳角轉(zhuǎn)角的機翼/小翼連接117——，凹陷區(qū)域150可以具有特別 的好處。上述布置的另一特別的優(yōu)點是凹陷區(qū)域150可以應(yīng)用于小翼130，而不影響機翼 上表面126。特別地，機翼上表面126不需要包括平直區(qū)或者凹入或凹陷區(qū)域以提供上述空 氣動力學(xué)優(yōu)點，這是因為預(yù)期小翼130內(nèi)的凹陷150將至少適合于提供上述空氣動力學(xué)優(yōu)點。 因此，該布置的一個優(yōu)點是小翼130可以被翻新到現(xiàn)有和/或空氣動力學(xué)優(yōu)化的機翼110。圖8示出用于設(shè)計小翼的代表性的過程160。該過程160包括提供對包括從機翼
6內(nèi)側(cè)區(qū)域向外側(cè)區(qū)域延伸的翼剖面(例如在圖4中示出的機翼剖面118)的機翼的設(shè)計(過 程部分161)。該方法進一步包括設(shè)計與機翼一起使用的小翼，而不改變機翼翼剖面的大體 形狀(過程部分16 。小翼可以具有通常面向內(nèi)側(cè)的第一表面和通常遠離第一表面面向外 側(cè)的第二表面。設(shè)計小翼進一步包括通過在小翼的第一表面內(nèi)設(shè)計凹陷區(qū)域來至少減小在 機翼和小翼的連接區(qū)域的氣流的性能沖擊。凹入的凹陷可以通過多種方法限定，例如通過 改變凹陷區(qū)域內(nèi)的現(xiàn)有翼剖面的線，和/或通過改變凹陷區(qū)域外的現(xiàn)有翼剖面的線(例如 通過“建立”凹陷區(qū)域外的區(qū)域)。在特定實施方式中，開發(fā)機翼輪廓的過程可以重復(fù)，并且可以包括開發(fā)最初的小 翼放樣(Ioft)(過程部分166)并分析放樣的性能(過程部分167)。在過程部分168，可以 分析放樣以決定其是否達到目標(biāo)性能水平。例如，可以使用計算機流體動力學(xué)(CFD)工具 和/或風(fēng)洞測試來確定是否達到了預(yù)先選擇的目標(biāo)性能水平，來評估放樣。如果沒有，可以 修改最初開發(fā)的放樣(過程部分166)直到達到性能水平，在此點可以結(jié)束該過程。從前述中可以知道本公開的具體實施方式
已經(jīng)為了闡明的目的在本文進行了描 述，但是在其它實施方式中可以做多種修改。例如，小翼可以具有與在附圖中具體指出的不 同的傾斜角度、不同的展向和/或弦向范圍和/或不同的構(gòu)造。這些構(gòu)造可以包括在機翼 上方和下方延伸的小翼和/或螺旋形的小翼和/或翼尖突起(feather)。凹陷區(qū)域也可以 取決于具體的安裝具有不同的位置和/或范圍。在特定實施方式的內(nèi)容中描述的本公開的 某些方面可以在其它實施方式中組合或消除。進一步地，雖然與某些實施方式相關(guān)的優(yōu)點 在那些實施方式的內(nèi)容中進行了描述，但是其它實施方式也可以展現(xiàn)出這些優(yōu)點，并且不 是所有的實施方式需要必須展現(xiàn)出這些優(yōu)點以落入本公開的范圍。因此，本公開可以包括 沒有在以上特別描述或示出的其它實施方式。
權(quán)利要求
1.一種飛機系統(tǒng)，包括機翼，其具有內(nèi)側(cè)部分和外側(cè)部分；以及小翼，其在所述外側(cè)部分連接到所述機翼，所述小翼具有至少部分面向內(nèi)側(cè)的第一表 面和至少部分面向外側(cè)的第二表面，所述第一表面包括凹陷區(qū)域。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其中所述凹陷區(qū)域相對于所述第一表面的相鄰區(qū)域是 凹入的，所述相鄰區(qū)域包括在弦向方向上位于所述凹陷區(qū)域的兩側(cè)上的區(qū)域，并包括在展 向方向上遠離所述機翼定位的區(qū)域。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其中所述小翼具有前沿緣和后緣，并且其中所述小翼 的所述第一表面在靠近所述前沿緣處是凸出的，在靠近所述后緣處是凸出的，并且在所述 前沿緣和后緣之間是凹入的。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其中所述凹陷區(qū)域具有在弦向方向上的最前點和最后 點，所述凹陷區(qū)域具有在展向方向上離所述機翼最近的近點和在所述展向方向上離所述機 翼最遠的遠點。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的系統(tǒng)，其中所述最前點位于橫貫所述最前點的所述小翼的弦 長的大約20%和大約40%之間。
6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的系統(tǒng)，其中所述最后點位于橫貫所述最后點的所述小翼的弦 長的大約45%和大約65%之間。
7.根據(jù)權(quán)利要求4所述的系統(tǒng)，其中所述遠點位于所述小翼的展向尺寸的大約20%和 大約40%之間。
8.一種用于減小飛機系統(tǒng)阻力的方法，包括提供包括從機翼的內(nèi)側(cè)區(qū)域到外側(cè)區(qū)域的翼剖面的機翼；以及提供與所述機翼一起使用的小翼，而不改變在所述機翼的所述外側(cè)區(qū)域的所述機翼翼 剖面的大體形狀，所述小翼具有通常面向內(nèi)側(cè)的第一表面和通常面向外側(cè)遠離所述第一表 面的第二表面，其中所述小翼至少包括使用在所述小翼的所述第一表面內(nèi)的凹入的凹陷減 小在所述機翼與所述小翼的連接區(qū)域處的氣流的性能沖擊。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其中小翼包括具有在弦向方向上的最前點和最后點的 凹入的凹陷，所述凹入的凹陷具有在展向方向上離所述機翼最近的近點和在所述展向方向 上離所述機翼最遠的遠點。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的方法，其中所述最前點位于橫貫所述最前點的所述小翼的 弦長的大約20%和大約40%之間。
11.根據(jù)權(quán)利要求9所述的方法，其中所述最后點位于橫貫所述最前點的所述小翼的 弦長的大約45%和大約65%之間。
12.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其中所述凹入的凹陷包括進入現(xiàn)有小翼放樣的凹陷。
13.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其中所述凹入的凹陷包括在所述小翼的前區(qū)域與后 區(qū)域內(nèi)建立的現(xiàn)有小翼放樣的區(qū)域。
全文摘要
公開了具有凹陷表面(150)的小翼(130)和相關(guān)系統(tǒng)及方法。依照特定實施方式的系統(tǒng)包括具有內(nèi)側(cè)部分(111)和外側(cè)部分(112)的機翼(110)，并進一步包括在外側(cè)部分連接到機翼的小翼(130)。該小翼可以具有至少部分面向內(nèi)側(cè)的第一表面(131)和至少部分面向外側(cè)的第二表面(132)，該第一表面包括凹陷區(qū)域(150)。
文檔編號B64C5/08GK102089207SQ200980109250
公開日2011年6月8日 申請日期2009年3月20日 優(yōu)先權(quán)日2008年4月15日
發(fā)明者A·P·馬拉喬伍斯基, N·K·艾伯納, S·R·錢尼, S·T·勒杜 申請人:波音公司