空气动力学末梢特征专利检索-空气动力学物理专利检索查询-专利查询网

空 气动 力学末梢特征

阅读：885发布：2020-05-11

专利汇可以提供空气动力学末梢特征专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种飞行器，其限定纵向方向、垂直方向和横向方向。该飞行器包括机身；以及机翼，该机翼大体上沿着横向方向从机身延伸并沿横向方向限定外端。机翼在机翼外端处包括机翼末梢组件，机翼末梢组件限定基本上平行于飞行器的纵向方向的轴线和围绕轴线延伸的圆周方向，机翼末梢组件包括沿圆周方向相对于彼此间隔开的至少三个固定导叶。，下面是空气动力学末梢特征专利的具体信息内容。

权利要求

1. 一种飞行器，其限定纵向方向、垂直方向和横向方向，所述飞行器包括：
机身；以及
机翼，其大体上沿所述横向方向从所述机身延伸并沿所述横向方向限定外端，所述机翼在所述机翼外端处包括机翼末梢组件，所述机翼末梢组件限定基本上平行于所述飞行器的所述纵向方向的轴线以及围绕所述轴线延伸的圆周方向，所述机翼末梢组件包括沿所述圆周方向相对于彼此间隔开的至少三个固定导叶。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼末梢组件包括至少4个且少于
20个沿所述圆周方向相对于彼此间隔开的固定导叶。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼末梢组件的每个所述固定导叶沿所述圆周方向相对于彼此基本上相等地间隔开。
4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼末梢组件的每个所述固定导叶限定长度，并且其中所述机翼末梢组件的至少两个所述固定导叶的长度基本上彼此相等。
5.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于，所述机翼末梢组件的每个固定导叶的长度基本上彼此相等。
6.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼末梢组件的所述固定导叶沿所述圆周方向限定彼此之间的可变间距。
7. 根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，每个相邻的成对固定导叶之间的间距小于由公式360°/(n + 1)+ 180°/(n + 1)限定的角度，并且大于由公式360°/(n + 1)-
180°/(n + 1)限定的角度，其中“n”等于固定导叶的数量。
8.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼末梢组件的所述固定导叶包括第一组固定导叶和第二组固定导叶，其中所述第一组固定导叶各自限定第一长度，其中所述第二组固定导叶各自限定第二长度，并且其中所述第一长度大于所述第二长度。
9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述第一组固定导叶与所述第二组固定导叶交替地间隔开。
10.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼还包括机翼本体，其中所述机翼末梢组件联接到所述机翼本体或与所述机翼本体一体地形成，并且其中所述机翼末梢组件的所述至少3个固定导叶相对于所述机翼本体沿所述圆周方向进一步间隔开。

说明书全文

空气动 力学末梢特征

技术领域

[0001] 本主题大体上涉及一种具有带机翼末梢组件的机翼的飞行器，所述机翼末梢组件用于减小飞行器上的诱导阻力。

背景技术

[0002] 常规商用飞行器大体上包括机身、一对机翼、以及提供推力的推进系统。推进系统典型地包括至少两个飞行器发动机，诸如涡扇喷气发动机。各个涡扇喷气发动机安装到飞行器的相应一个机翼，诸如其在机翼下方处于悬置位置，与机翼和机身分开。这种构造允许涡扇喷气发动机与不受机翼和/或机身影响的单独的自由流空气流相互作用。这种构造可减少进入每个相应的涡扇喷气发动机的入口的空气内的湍流和流动畸变的量，这对发动机的净推进推力具有积极影响。

[0003] 然而，包括涡扇喷气发动机的飞行器上的阻力也影响净推进推力。包括表皮摩擦和诱导阻力的飞行器上的阻力的总量大体上与接近飞行器的空气的自由流速度和由于飞行器上的阻力而产生的在飞行器下游的尾流的平均速度之间的差成比例。

[0004] 在飞行器的每个机翼的外端处定位小翼(或备选地为分流小翼)可通过减少空气流在机翼的外端上用于旋转而损失的动能(即，对这种空气流“解旋”)来减小飞行器上的诱导阻力。然而，由于这种小翼或分流小翼能够提供的解旋的量，故这种小翼或分流小翼所提供的益处是有限的。因此，包括用于进一步减小飞行器上的诱导阻力的特征的飞行器将是有用的。发明内容

[0005] 本发明的方面和优点将在以下描述中部分地得到阐述，或可根据描述而显而易见，或可通过实践本发明而习知。

[0006] 在本公开的一个示例性实施例中，提供了一种飞行器。飞行器限定纵向方向、垂直方向和横向方向。该飞行器包括：机身；以及机翼，其大体上沿着横向方向从机身延伸并沿横向方向限定外端。机翼在机翼的外端处包括机翼末梢组件，机翼末梢组件限定基本上平行于飞行器纵向方向的轴线和围绕轴线延伸的圆周方向，机翼末梢组件包括沿圆周方向相对于彼此间隔开的至少三个固定导叶。

[0007] 在某些示例性实施例中，机翼末梢组件包括沿圆周方向相对于彼此间隔开的至少4个且少于20个固定导叶。

[0008] 在某些示例性实施例中，机翼末梢组件的每个固定导叶沿圆周方向相对于彼此基本上相等地间隔开。

[0009] 在某些示例性实施例中，机翼末梢组件的每个固定导叶限定长度，并且其中机翼末梢组件的至少两个固定导叶的长度基本上彼此相等。

[0010] 例如，在某些示例性实施例中，机翼末梢组件的每个固定导叶的长度基本上彼此相等。

[0011] 在某些示例性实施例中，机翼末梢组件的固定导叶沿圆周方向限定彼此之间的可变间距。

[0012] 例如，在某些示例性实施例中，每个相邻的成对固定导叶之间的间隔小于由公式360°/(n + 1)+ 180°/(n + 1)限定的角度，并且大于由公式360°/(n + 1)-180°/(n + 1)限定的角度，其中“n”等于固定导叶的数量。

[0013] 在某些示例性实施例中，机翼末梢组件的固定导叶包括第一组固定导叶和第二组固定导叶，其中第一组固定导叶各自限定第一长度，其中第二组固定导叶各自限定第二长度，并且其中第一长度大于第二长度。

[0014] 例如，在某些示例性实施例中，第一组固定导叶与第二组固定导叶交替地间隔开。

[0015] 在某些示例性实施例中，机翼还包括机翼本体，其中机翼末梢组件联接到机翼本体或与机翼本体一体地形成，并且其中机翼末梢组件的至少3个固定导叶沿圆周方向相对于机翼本体进一步间隔开。

[0016] 在某些示例性实施例中，机翼末梢组件的固定导叶各自固定在适当位置。

[0017] 在某些示例性实施例中，机翼还包括限定后缘的机翼本体，并且其中机翼末梢组件的每个固定导叶限定后缘，并且其中固定导叶的后缘与机翼本体的后缘至少部分地对齐或者至少部分地位于机翼本体的后缘的后部。

[0018] 在某些示例性实施例中，机翼是第一机翼，并且飞行器还包括第二机翼，第二机翼在机身的相对于第一机翼的相反侧上大体上沿横向方向从机身延伸，其中第二机翼也限定沿横向方向的外端并且在外端处包括机翼末梢组件，其中第二机翼的机翼末梢组件限定基本上平行于飞行器的纵向方向的轴线和围绕轴线延伸的圆周方向，第二机翼的机翼末梢组件还包括沿第二机翼的机翼末梢组件的圆周方向相对于彼此间隔开的至少三个固定导叶。

[0019] 在某些示例性实施例中，机翼末梢组件的至少三个固定导叶中的第一固定导叶限定具有基本上凹形形状的前缘。

[0020] 在某些示例性实施例中，机翼末梢组件的至少三个固定导叶中的第一固定导叶限定前缘和后缘，其中机翼在外端限定后缘，并且其中第一固定导叶的前缘至少部分地在机翼后缘的前部，并且其中第一固定导叶的后缘至少部分地在机翼后缘的后部。

[0021] 在本公开的一个示例性实施例中，提供了一种发动机。该发动机包括沿横向延伸并沿横向方向限定外端的翼型件，翼型件在翼型件外端处包括翼型件末梢组件，翼型件末梢组件限定轴线和围绕轴线延伸的圆周方向，翼型件末梢组件包括沿圆周方向相对于彼此间隔开的至少三个固定导叶。

[0022] 在某些示例性实施例中，机翼末梢组件的固定导叶沿圆周方向限定彼此之间的可变间距。

[0023] 例如，在某些示例性实施例中，每个相邻的成对固定导叶之间的间隔小于由公式360°/(n + 1)+ 180°/(n + 1)限定的角度，并且大于由公式360°/(n + 1)-180°/(n + 1)限定的角度，其中“n”等于固定导叶的数量。

[0024] 在某些示例性实施例中，机翼末梢组件的至少三个固定导叶的第一固定导叶限定具有基本上凹形形状的前缘。

[0025] 在某些示例性实施例中，翼型件末梢组件的至少三个固定导叶中的第一固定导叶限定前缘和后缘，其中翼型件在外端处限定后缘，并且其中第一固定导叶的前缘至少部分地在翼型件的后缘的前部，并且其中第一固定导叶的后缘至少部分地在翼型件的后缘的后部。

[0026] 本发明的这些及其它特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求书而变得更好理解。结合在本说明书中且构成本说明书的部分的附图示出了本发明的实施例，且连同描述一起用于阐释本发明的原理。

[0027] 技术方案1. 一种飞行器，其限定纵向方向、垂直方向和横向方向，所述飞行器包括：机身；以及
机翼，其大体上沿所述横向方向从所述机身延伸并沿所述横向方向限定外端，所述机翼在所述机翼外端处包括机翼末梢组件，所述机翼末梢组件限定基本上平行于所述飞行器的所述纵向方向的轴线以及围绕所述轴线延伸的圆周方向，所述机翼末梢组件包括沿所述圆周方向相对于彼此间隔开的至少三个固定导叶。

[0028] 技术方案2. 根据技术方案1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼末梢组件包括至少4个且少于20个沿所述圆周方向相对于彼此间隔开的固定导叶。

[0029] 技术方案3. 根据技术方案1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼末梢组件的每个所述固定导叶沿所述圆周方向相对于彼此基本上相等地间隔开。

[0030] 技术方案4. 根据技术方案1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼末梢组件的每个所述固定导叶限定长度，并且其中所述机翼末梢组件的至少两个所述固定导叶的长度基本上彼此相等。

[0031] 技术方案5. 根据技术方案4所述的飞行器，其特征在于，所述机翼末梢组件的每个固定导叶的长度基本上彼此相等。

[0032] 技术方案6. 根据技术方案1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼末梢组件的所述固定导叶沿所述圆周方向限定彼此之间的可变间距。

[0033] 技术方案7. 根据技术方案6所述的飞行器，其特征在于，每个相邻的成对固定导叶之间的间距小于由公式360°/(n + 1)+ 180°/(n + 1)限定的角度，并且大于由公式360°/(n + 1)-180°/(n + 1)限定的角度，其中“n”等于固定导叶的数量。

[0034] 技术方案8. 根据技术方案1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼末梢组件的所述固定导叶包括第一组固定导叶和第二组固定导叶，其中所述第一组固定导叶各自限定第一长度，其中所述第二组固定导叶各自限定第二长度，并且其中所述第一长度大于所述第二长度。

[0035] 技术方案9. 根据技术方案8所述的飞行器，其特征在于，所述第一组固定导叶与所述第二组固定导叶交替地间隔开。

[0036] 技术方案10. 根据技术方案1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼还包括机翼本体，其中所述机翼末梢组件联接到所述机翼本体或与所述机翼本体一体地形成，并且其中所述机翼末梢组件的所述至少3个固定导叶相对于所述机翼本体沿所述圆周方向进一步间隔开。

[0037] 技术方案11. 根据技术方案1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼末梢组件的所述固定导叶各自固定在适当位置。

[0038] 技术方案12. 根据技术方案1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼还包括限定后缘的机翼本体，并且其中所述机翼末梢组件的每个所述固定导叶限定后缘，并且其中所述固定导叶的所述后缘与所述机翼本体的所述后缘至少部分地对齐或至少部分地定位在所述机翼本体的所述后缘的后部。

[0039] 技术方案13. 根据技术方案1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼是第一机翼，并且其中所述飞行器还包括：第二机翼，其在所述机身的相对于所述第一机翼的相反侧上大体上沿所述横向方向从所述机身延伸，其中所述第二机翼还沿所述横向方向限定外端，并在所述外端处包括机翼末梢组件，其中所述第二机翼的所述机翼末梢组件限定基本上平行于所述飞行器的所述纵向方向的轴线和围绕所述轴线延伸的圆周方向，所述第二机翼的所述机翼末梢组件还包括沿所述第二机翼的所述机翼末梢组件的所述圆周方向相对于彼此间隔开的至少三个固定导叶。

[0040] 技术方案14. 根据技术方案1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼末梢组件的所述至少三个固定导叶中的第一固定导叶限定具有基本上凹形形状的前缘。

[0041] 技术方案15. 根据技术方案1所述的飞行器，其特征在于，所述机翼末梢组件的所述至少三个固定导叶中的第一固定导叶限定前缘和后缘，其中所述机翼在所述外端处限定后缘，并且其中所述第一固定导叶的所述前缘至少部分地在所述机翼的所述后缘的前部，并且其中所述第一固定导叶的所述后缘至少部分地在所述机翼的所述后缘的后部。

[0042] 技术方案16. 一种发动机，包括：沿横向方向延伸并沿所述横向方向限定外端的翼型件，所述翼型件在所述翼型件的所述外端处包括翼型件末梢组件，所述翼型件末梢组件限定轴线和围绕所述轴线延伸的圆周方向，所述翼型件末梢组件包括沿所述圆周方向相对于彼此间隔开的至少三个固定导叶。

[0043] 技术方案17. 根据技术方案16所述的发动机，其特征在于，所述机翼末梢组件的所述固定导叶沿所述圆周方向限定彼此之间的可变间距。

[0044] 技术方案18. 根据技术方案17所述的发动机，其特征在于，每个相邻的成对固定导叶之间的间距小于由公式360°/(n + 1)+ 180°/(n + 1)限定的角度，并且大于由公式360°/(n + 1)-180°/(n + 1)限定的角度，其中“n”等于固定导叶的数量。

[0045] 技术方案19. 根据技术方案16所述的发动机，其特征在于，所述机翼末梢组件的所述至少三个固定导叶中的第一固定导叶限定具有基本上凹形形状的前缘。

[0046] 技术方案20. 根据技术方案16所述的发动机，其特征在于，所述翼型件末梢组件的所述至少三个固定导叶中的第一固定导叶限定前缘和后缘，其中所述翼型件在所述外端处限定后缘，并且其中所述第一固定导叶的所述前缘至少部分地在所述翼型件的所述后缘的前部，并且其中所述第一固定导叶的所述后缘至少部分地在所述翼型件的所述后缘的后部。

附图说明

[0047] 在参照附图的说明书中阐述了本发明(包括其最佳模式)的针对本领域普通技术人员而言完整且充分的公开。

[0048] 图1为根据本公开的各种示例性实施例的飞行器的俯视图。

[0049] 图2为图1的示例性飞行器的左舷视图。

[0050] 图3为图1的示例性飞行器的第一机翼的外端的近视前视图。

[0051] 图4为图1的示例性飞行器的第一机翼的外端的近视俯视图。

[0052] 图5为根据本公开另一示例性实施例的机翼的外端的近视前视图。

[0053] 图6为根据本公开的又一示例性实施例的机翼的外端的近视前视图。

[0054] 图7为沿图6的线7-7的第一组固定导叶的一个固定导叶的横截面视图。

[0055] 图8为沿图6的线8-8的第二组固定导叶的第二固定导叶的横截面视图。

[0056] 图9是根据本公开的再一示例性实施例的机翼的外端的近视前视图。

[0057] 图10是根据本公开的示例性实施例的固定导叶的俯视图(top-down view)。

[0058] 图11是根据本公开另一示例性实施例的固定导叶的俯视图。

具体实施方式

[0059] 现在将详细参照本发明的实施例，其一个或多个实例在附图中被示出。该详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。附图和说明书中相似或类似的标记用于指代本发明的相似或类似的部分。

[0060] 如本文使用的用语“第一”、“第二”和“第三”可以可互换地使用，以将一个构件与另一个区分开，且不旨在表示独立构件的位置或重要性。

[0061] 用语“前部”和“后部”指代飞行器或交通工具的相对位置，并且指代飞行器或交通工具的正常操作姿态。例如，关于飞行器，前部指代更靠近飞行器头部的位置，而后部指代靠近飞行器尾部的位置。

[0062] 用语“上游”和“下游”指代相对于流体流的相对方向。例如，“上游”指代流体流自的方向，且“下游”指代流体流至的方向。

[0063] 用语“联接”、“固定”、“附接到”等指代直接联接、固定或附接，以及通过一个或多个中间构件或特征的间接联接、固定或附接，除非本文另有指定。

[0064] 单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用，除非上下文清楚地另外指出。

[0065] 如本文在说明书和权利要求书各处使用的近似语言被应用于修饰任何数量表示，该任何数量表示可容许在不导致其涉及的基本功能的变化的情况下改变。因此，由一个或多个用语诸如“大约”、“大致”和“基本上”修饰的值不限于指定的准确值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造构件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可指代在10%的裕度内。

[0066] 在这里和说明书和权利要求书各处，范围限制被组合和互换，此范围被识别且包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言另外指示。例如，本文公开的所有范围包括端点，并且端点可彼此独立地组合。

[0067] 现在参照附图，其中同样的数字指示附图各处的相同元件，图1提供了如可结合本发明的各种实施例的示例性飞行器10的俯视图。图2提供了如图1中所示的飞行器10的左舷24视图。如图1和图2共同所示，飞行器10限定延伸穿过其的纵向方向L、垂直方向V、横向方向T、前端14和后端16。

[0068] 此外，飞行器10包括：机身20，其从飞行器10的前端14朝向飞行器10的后端16沿纵向延伸；以及一对机翼22，或者更确切地说，第一机翼22A和第二机翼22B。第一机翼22A从机身20的左舷24大体上沿相对于纵向方向L的横向方向T而从机身20向外延伸。此外，第二机翼22B类似地从机身20的右舷26大体上沿相对于纵向方向L的横向方向T而从机身20向外延伸。用于所描绘的示例性实施例的每个机翼22A,22B包括一个或多个前缘襟翼28和一个或多个后缘襟翼30。此外，如下面将更详细阐释的，机翼22A,22B中的每一个大体上包括机翼本体100和机翼末梢组件102。

[0069] 仍参照图1和图2的示例性飞行器10，飞行器10还包括：垂直稳定翼32，其具有用于偏航控制的舵翼34；以及一对水平稳定翼36，每个水平稳定翼36具有用于俯仰控制的升降襟翼38。机身20还包括外表面40。然而，应当认识到，在本公开的其它示例性实施例中，飞行器10可另外或备选地包括可或可不沿垂直方向V或水平/横向方向T直接延伸的任何其它合适的稳定翼的构造。另外，备选的稳定翼可为任何合适的形状、尺寸、构造或定向，同时保持在本主题的范围内。

[0070] 图1和图2的示例性飞行器10还包括推进系统。所描绘的示例性推进系统包括多个飞行器发动机，其中的至少一个飞行器发动机安装到一对机翼22A,22B中的每个机翼。具体地，多个飞行器发动机包括安装到第一机翼22A的第一飞行器发动机42和安装到第二机翼22B的第二飞行器发动机44。在至少某些示例性实施例中，飞行器发动机42,44可构造为以翼下构造悬挂在机翼22A,22B下方的涡扇喷气发动机。然而，备选地，在其它示例性实施例中，可提供任何其它适合的飞行器发动机。例如，在其它示例性实施例中，第一飞行器发动机42和/或第二飞行器发动机44可备选地构造为涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机等。

[0071] 现在参照图3和图4，将更详细地描述上面关于图1和图2描述的示例性飞行器10的第一机翼22A。如所陈述的，第一机翼22A大体上沿横向方向T延伸，沿横向方向T限定外端104(即，相对于机身20的外部)。另外，第一机翼22A大体包括机翼本体100和机翼末梢组件
102。机翼末梢组件102定位在第一机翼22A的外端104处，并且更具体地，联接到第一机翼
22A的外端104的机翼本体100或与其一体形成。例如，在某些示例性实施例中，机翼末梢组件102的一个或多个部分可与机翼本体100一体地形成，或备选地，可以以任何合适的方式附接到机翼本体100。

[0072] 如示出的，机翼末梢组件102限定基本上平行于所示实施例的飞行器10的纵向方向L的轴线106、以及围绕轴线106延伸的圆周方向C(见图3)和相对于轴线106的径向方向R。此外，机翼末梢组件102包括毂107和联接到毂107的多个固定导叶108。因此，将理解，如下面将更详细阐释的，轴线102大体上指代穿过毂107的固定参照线(即，对于包括毂107的实施例)，并且更具体地其在固定导叶108的翼展参照线111(下面对其限定)的平均交叉点处。

[0073] 如还将从图3和图4中理解的，多个固定导叶108沿圆周方向C相对于彼此而间隔开。值得注意的是，对于所描绘的实施例，多个固定导叶108另外沿圆周方向C与机翼本体100间隔开。更具体地，对于所描绘的示例性实施例，机翼末梢组件102包括沿圆周方向C相对于彼此间隔开的至少三(3)个固定导叶108。例如，在某些示例性实施例中，机翼末梢组件
102可包括沿圆周方向C相对于彼此间隔开的至少四(4)个和少于二十(20)个固定导叶108。
对于所描绘的实施例，机翼末梢组件102的多个固定导叶108中的每个被固定在适当位置。
因此，用于所描绘的实施例的多个固定导叶108不构造成在例如间距、定向等方面改变。

[0074] 然而，将理解，在其它示例性实施例中，机翼末梢组件102可包括沿圆周方向C间隔开的少至两个固定导叶108。此外，在其它示例性实施例中，机翼末梢组件102可不包括单独的毂107，并且改为多个固定导叶108中的每个可直接在基部例如附接到彼此、机翼本体100或其组合。在此示例性实施例的情况下，如上指出的，机翼末梢组件102的轴线106可指代固定导叶108的翼展参照线111(下面对其限定)的平均交叉点。

[0075] 现在具体地参照图3，将理解，机翼末梢组件102的每个固定导叶108大体上沿径向方向R和翼展参照线111限定长度或翼展110。如本文所使用的，关于固定导叶108，长度110指代固定导叶108沿径向方向R的直线翼展。另外，翼展参照线111指代大体上纵向延伸穿过固定导叶108的平均质心的直线参照线。此外，对于所描绘的实施例，机翼末梢组件102的多个固定导叶108的至少两个固定导叶108的长度110基本上彼此相等。更具体地，对于图3的实施例，机翼末梢组件102的多个固定导叶108中的每个的长度110基本上彼此相等。

[0076] 此外，如上所指出的，并且如图3所描绘的，机翼末梢组件102的每个固定导叶108沿圆周方向C相对于彼此间隔开并且相对于机翼本体100间隔开。对于所描绘的实施例，机翼末梢组件102的每个固定导叶108沿圆周方向C相对于彼此基本上相等地间隔开。将理解，如本文所使用的，关于多个固定导叶108的用语“间距”指代相对于机翼末梢组件102的轴线106相邻固定导叶108之间的角间距112，并且更具体是相邻固定导叶108的翼展参照线111之间的角间距。另外，如本文所使用的，关于机翼末梢组件102的多个固定导叶108的用语“基本上相等地间隔开”指代第一固定导叶和最后固定导叶108之间的每个相邻固定导叶
108之间的角间距112基本上相等。值得注意的是，这不需要最后固定导叶108和第一固定导叶108之间的角间距112基本上相等。因此，对于图3的实施例，其中存在五个固定导叶108，第一固定导叶108A和第二固定导叶108B之间的角间距112A、第二固定导叶108B与第三固定导叶108C之间的角间距112B、第三固定导叶108C与第四固定导叶108D之间的角间距112C、以及第四固定导叶108D和第五固定导叶108E之间的角间距112D都基本上相等。然而，第五固定导叶108E和第一固定导叶108A之间的角间距(未标记)不需要等于其它间距112A-112D(这是由于例如机翼22A的存在)。

[0077] 更具体地，对于所描绘的实施例，每个固定导叶108A-108E之间的间距112A-112D都基本上等于360度除以n加1(360°/(n + 1))，其中“n”是固定导叶108的数量(即，对于所示的实施例为5(机翼22A不计在内))。值得注意的是，间距通过除以“n + 1”而不只是“n”来确定，是因为机翼本体100可用作另一个固定导叶108，但是不计入在固定导叶108的计数中。因此，对于所描绘的实施例，每个固定导叶108A-108E之间的间距基本上等于六十度(60°)。然而，在包括其它数量的固定导叶108的其它实施例中，如果它们相等地间隔开，则间距可不同(根据公式360°/(n + 1))。

[0078] 此外，将理解，如下面将更详细描述的，第一机翼22A的机翼末梢组件102的多个固定导叶108定位在第一机翼22A的后端处，以更有效地使第一机翼22A的外端104上的空气流解旋。更具体地，具体简要地参照图4，第一机翼22A的示例性机翼本体100限定后缘114，并且机翼末梢组件102的每个固定导叶108也限定后缘116。对于所示的实施例，固定导叶108的后缘116至少部分地与机翼本体100的后缘114对齐，或者至少部分地定位在机翼本体100的后缘114的后部。更具体地，对于所描绘的实施例，固定导叶108的后缘116至少部分地定位在机翼本体100的后缘114的后部。值得注意的是，固定导叶108的后缘116和机翼本体100的后缘114的相对定位指代沿飞行器10的纵向方向L的相对定位。

[0079] 然而，将理解，在其它示例性实施例中，飞行器10的第一机翼22A的机翼末梢组件102可具有任何其它合适的构造，以用于使在第一机翼22A的外端104上的空气流解旋。例如，图5和图6根据本公开的其它示例性实施例各自均提供了飞行器10的第一机翼22A的外端104的近视前视图。图5和图6的示例性实施例可以以与上面参照图1至图4描述的示例性实施例基本相同的方式构造。因此，相同的数字可指代相同的部分。

[0080] 如所示的，第一机翼22A各自均大体上包括机翼本体100和机翼末梢组件102，机翼末梢组件102沿横向方向T定位在相应的第一机翼22A的外端104处。机翼末梢组件102各自限定将被理解为基本上平行于飞行器10的纵向方向L的轴线106、以及围绕轴线106延伸的圆周方向C和相对于轴线106的径向方向R。此外，机翼末梢组件102各自包括沿圆周方向C相对于彼此间隔开的多个固定导叶108。

[0081] 具体地参照图5，所描绘的机翼末梢组件102的多个固定导叶108中的每个的长度110基本上彼此相等。然而，对于所示的实施例，机翼末梢组件102的固定导叶108改为沿圆周方向C在彼此之间限定可变间距(即，角间距112)。例如，对于所示的实施例，所描绘的机翼末梢组件102包括三(3)个固定导叶108。此外，机翼末梢组件102在第一固定导叶108A和第二固定导叶108B之间限定第一间距112A，并且在第二固定导叶108B和第三固定导叶108C之间限定第二间距112B。对于所示的实施例，第二间距112B大于第一间距112A。第一固定导叶108和最后一个固定导叶108(即，对于图5的实施例而言为固定导叶108A和固定导叶
108C)之间的每个相邻固定导叶108之间的可变间距可在360°/(n +1)±180°/(n + 1)确定的范围内，其中“n”是固定导叶108的数量。以这种方式，每个固定导叶108的间距可从固定导叶108到固定导叶108改变“半通(half-passage)”。例如，对于所描绘的实施例，相邻固定导叶108之间的间距112可从45°(即360°/ 4-180°/ 4)和135°(即360°/ 4 + 180°/ 4)改变。当然，在具有其它数量的固定导叶108的其它实施例中，相邻固定导叶108之间的间距
112可改变由上述公式确定的其它度数。

[0082] 此外，现在具体地参照图6的实施例，对于所示的实施例，机翼末梢组件102的多个固定导叶108中的每个沿圆周方向C相对于彼此基本上相等地间隔开。然而，与图5的示例性实施例相反，对于图6的实施例，并非所有固定导叶108都具有相同的尺寸。更具体地，对于图6的实施例，机翼末梢组件102的多个固定导叶108包括第一组固定导叶108-1和第二组固定导叶108-2。第一组固定导叶108-1的每个固定导叶108限定基本上等于第一长度110-1的长度，并且第二组固定导叶108-2的每个固定导叶108限定基本上等于第二长度110-2的长度。对于所示的实施例，第一长度110-1大于第二长度110-2，诸如比第二长度110-2大至少大约15%，诸如比第二长度110-2大至少大约25%，诸如比第二长度110-2大至少大约75%，诸如比第二长度110-2大多达大约300%。更具体地，对于图6的实施例，第一长度110-1比第二长度110-2大大约百分之一百。

[0083] 此外，对于图6的实施例，将理解，第一组固定导叶108-1与第二组固定导叶108-2至少部分地交替间隔开。更具体地，对于图6的实施例，第一组固定导叶108-1与第二组固定导叶108-2完全交替地间隔开。将理解，如本文所使用的，关于第一固定导叶108-1和第二组固定导叶108-2的用语“至少部分地交替间隔开”指代一组固定导叶108中的至少一个固定导叶108定位在另一组固定导叶108的两个相邻固定导叶108之间。此外，用语“完全交替间隔开”指代一组固定导叶108的每个固定导叶108定位在另一组固定导叶108的相邻固定导叶108之间。

[0084] 通过包括具有较短长度的第二组固定导叶108-2，第一机翼22A的机翼末梢组件102可包括接近机翼末梢组件102的轴线106(即，与径向向外位置相比处于径向向内位置)的更大坚固度的固定导叶108，这可提高机翼末梢组件102在降低第一机翼22A的外端104上的旋流方面的效率。

[0085] 现在还将参照图7和图8。图7提供了沿图6的线7-7的第一组固定导叶108-1的一个固定导叶108的横截面视图，并且图8提供了沿图6中的线8-8的第二组固定导叶108-2中的一个固定导叶108的横截面视图。参照图7和图8，将理解，对于所示的实施例，多个固定导叶在第一组固定导叶108-1和第二组固定导叶108-2之间限定可变的弦长。更具体地，具体参照图7，第一组固定导叶108-1的固定导叶108限定最大弦长118A，对于所示实施例，该最大弦长118A限定在第一组固定导叶108-1的固定导叶108的基部部分处。值得注意的是，第一机翼22A还在外端104处限定弦120。对于所示的实施例，第一机翼22A的弦120基本上等于第一组固定导叶108-1的固定导叶108的最大弦长118A。另外，现在具体地参照图8，第二组固定导叶108-2的固定导叶108也限定最大弦长118B，对于所示实施例，该最大弦长118B类似地限定在第二组固定导叶108-2的固定导叶108的基部部分处。如所描绘的，最大弦长118A大于最大弦长118B，诸如大至少大约10%，诸如大至少大约25%，诸如大至少大约50%，诸如大多达大约500%。

[0086] 此外，将理解，在某些实施例中，任何固定导叶108(即，所有组的固定导叶)的最大弦长118可小于第一机翼22A在外端104处(即，与机翼末梢组件102相邻的机翼本体100)的弦120。

[0087] 然而，将理解，在其它示例性实施例中，机翼末梢组件102的多个固定导叶108可具有任何其它合适的构造。例如，在其它示例性实施例中，第一组固定导叶108-1和第二组固定导叶108-2可包括任何其它合适数量的固定导叶108。例如，在其它示例性实施例中，第一组固定导叶108-1或第二组固定导叶108-2中的一组可仅包括单个固定导叶108。此外，在其它示例性实施例中，多个固定导叶108可包括任何其它合适数量的固定导叶108组。例如，在其它示例性实施例中，机翼末梢组件102可包括三组或更多组固定导叶108(例如，三组、四组、五组、六组、七组、八组、九组、十组、十一组、十二组等导叶108)，并且在这些实施例中的一个或多个中，多个固定导叶108中的每个可限定不同的长度110。

[0088] 仅作为实例，简要地参照图9，在至少一个实施例中，多个固定导叶108可包括三组固定导叶108，其中第一组导叶108A具有至少两个导叶108A(诸如至少三个或至少四个导叶108A，诸如多达十五个导叶108A，并且更具体地，对于所描绘的实施例为三个导叶108A)，每个固定导叶108A具有第一长度110-1；第二组导叶108B具有至少两个导叶108B(诸如至少三个或至少四个导叶108B，诸如多达十五个导叶108B，并且更具体地，对于所描绘的实施例为四个导叶108B)，每个固定导叶108B具有第二长度110-2；并且第三组导叶108C具有至少两个导叶108(诸如至少三个或至少四个导叶108C，诸如多达十五个导叶108C，并且更具体地，对于所描绘的实施例为六个导叶108C)，每个固定导叶108C具有第三长度110-3。关于这样的实施例，第一长度110-1可大于第二长度110-2和第三长度110-3，并且第二长度110-2可大于第三长度110-3(例如，第一长度110-1可比第二长度110-2大至少大约100%，并且第二长度110-2可比第三长度110-3大至少大约100%)。

[0089] 另外，第三组导叶108C的每个导叶可在每个相邻的第一导叶108A和/或第二导叶108B之间间隔开，并且第二组导叶108B的每个导叶可在每个相邻的成对第一导叶108A之间间隔开。以这种方式，存在比第二导叶108B更多的第三导叶108C、以及比第一导叶108A更多的第二导叶108B。

[0090] 然而，也可提供其它构造。

[0091] 此外，现在参照图10，提供了根据本公开的示例性实施例的固定导叶108的俯视图。图10中描绘的导叶108可结合到上述一个或多个实施例中。如所描绘的，示例性固定导叶108限定弦118、前缘124和长度110。长度110与毂107的轴线106有关。值得注意的是，对于所描绘的实施例，前缘124在机翼22A的前缘126的后部的位置处(诸如在机翼22A的前缘126的后部达机翼22A在外端104处的弦120的至少大约百分之十(10%)的位置处，诸如在机翼22A的前缘126的后部达机翼22A在外端104处的弦120的至少大约百分之二十五(25%)的位置处)联接到毂107，
另外，还将理解，对于所描绘的实施例，固定导叶108的前缘124限定基本上凹形形状(即，当一同观察时，前缘的至少大约75%限定凹形形状)。更具体地，固定导叶108的弦118与固定导叶108的长度110之间的关系不是1:1的关系。相反，固定导叶108的弦118朝径向外部末梢朝零渐缩。更具体地，对于所描绘的示例性实施例，该关系基本上为“1 / X”的关系(即，固定导叶108在距离轴线106的给定距离处的弦118基本上随着至轴线106的距离增大而按比例缩小)。然而，在其它实施例中，固定导叶的前缘124可限定任何其它合适的凹形形状、任何其它合适的弯曲形状(诸如凸形形状)、或任何其它合适的非弯曲形状(例如，线性形状)。

[0092] 此外，现在仍参照图11，提供了根据本公开另一示例性实施例的固定导叶108的俯视图。图11中描绘的导叶108可结合到上述一个或多个实施例中。如所描绘的，示例性固定导叶108限定前缘124和后缘116，并且联接到毂107，毂107限定定位在机翼22A的外端104处的轴线106。另外，机翼22A在外端104处限定后缘114。

[0093] 然而，值得注意的是，对于所描绘的实施例，固定导叶108在某位置处联接到毂107，使得固定导叶108的整个后缘116位于机翼22A的后缘114的后部。另外，毂107延伸到机翼22A的后缘114的后部。此外，固定导叶108的前缘124的至少部分也位于外端104处的机翼
22A的后缘114的后部。在至少某些示例性实施例中，每个固定导叶108可定位成使得进一步帮助使空气流解旋。

[0094] 值得注意的是，尽管上面参照图3至图11描述的实施例涉及飞行器10的第一机翼22A的机翼末梢组件102，但是将理解，在其它实施例中，飞行器10还可包括具有类似的机翼末梢组件102的第二机翼22B。第二机翼22B的机翼末梢组件102可为上述机翼末梢组件102的对称镜像。例如，在某些实施例中，第二机翼22B还可包括沿横向方向T在外端处的机翼末梢组件102，其中机翼末梢组件102限定基本上平行于飞行器10的纵向方向L的轴线和围绕该轴线延伸的圆周方向C。第二机翼22B的机翼末梢组件102还可包括沿第二机翼22B的机翼末梢组件102的圆周方向C相对于彼此间隔开的多个固定导叶108，诸如至少大约三(3)个固定导叶108，其沿第二机翼22B的机翼末梢组件102的圆周方向C相对于彼此间隔开。这种构造的一个示例性实施例可在例如图1和图2中看到。

[0095] 此外，还有，尽管上面讨论的示例性实施例公开为包括在飞行器机翼的外端处的机翼末梢组件102，但是在其它示例性实施例中，类似的末梢组件可定位在任何其它合适的翼型件的端部处(诸如在发动机(即，能够发电的任何机器)的翼型件的外端处)，使得它们可被称为“翼型件末梢组件”。例如，在其它实施例中，“机翼”末梢组件102可定位在无导管风扇组件的转子或定子的外端，定位在螺旋桨或风扇叶片的外端，定位在风力涡轮风扇叶片的外端，定位在船用螺旋桨叶片的外端等。

[0096] 将理解，包括具有根据本公开的一个或多个示例性实施例的机翼末梢组件的机翼将减少这种机翼的外端上的旋流。更具体地，由于机翼的底侧和机翼的顶侧之间的压力差，故在机翼的底侧上的空气流可倾向于围绕机翼的外端而旋转到顶侧。这种旋转在飞行器尾流中产生机翼末梢涡流，导致飞行器机翼上的诱导阻力增加，降低了飞行器的效率。通过包括具有根据本文所述的一个或多个实施例布置的多个固定导叶的机翼末梢组件，机翼末梢组件可更有效地弄直(straighten out)空气流中的这种涡流(即，使空气流解旋)以减少引起飞行器机翼的阻力，并且提高飞行器的整体效率。值得注意的是，尽管包括从机翼延伸的附加结构，但是提供根据本文描述的一个或多个示例性实施例的至少三个固定导叶可具有降低总阻力的出乎意料的益处。

[0097] 本书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何结合的方法。本发明的可专利性范围由权利要求书限定，且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这种其它实例包括不异于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等同结构要素，则这种其它实例旨在处于权利要求书的范围内。

标题	发布/更新时间	阅读量
空气动力学减阻保险杠	2020-05-11	443
修改空气动力学喷射器的轮廓的零件	2020-05-13	244
空气动力学玩具	2020-05-11	145
空气动力学黑板擦	2020-05-12	309
空气动力学结构	2020-05-11	196
空气动力学LED灯	2020-05-11	460
由蓄能装置驱动的空气动力学板	2020-05-12	350
用于飞机的空气动力学型材体	2020-05-12	582
空气动力学活板的操控设备	2020-05-12	106
扁平空气动力学风挡擦拭器刮片	2020-05-13	85

空气动力学末梢特征

空气动力学末梢特征

技术领域

背景技术

附图说明

具体实施方式

该功能需要专业版企业版VIP权限，您可以：