CN107839875B - 用于倾转旋翼飞行器的机翼延伸小翼 - Google Patents

Abstract

一种用于倾转旋翼飞行器的挂架组件，包括旋翼组件，该旋翼组件能够操作成在垂直起降飞行模式下的大致竖向取向与向前飞行模式下的大致水平取向之间旋转，并且旋翼组件在转换飞行模式下具有介于大致竖向取向与大致水平取向之间的中间取向。旋翼组件包括能够操作成产生滑流的推进旋翼。定位在旋翼组件的外侧的机翼延伸部具有最小尺寸部和外侧端部。小翼联接至机翼延伸部的外侧端部并且具有最小尺寸部。机翼延伸部和小翼能够操作成大致与旋翼组件一起旋转，使得机翼延伸部的最小尺寸部和小翼的最小尺寸部保持成处于推进旋翼的滑流中。

Description

用于倾转旋翼飞行器的机翼延伸小翼

技术领域

本公开总体上涉及具有机翼延伸小翼的倾转旋翼飞行器，并且特别地涉及具有带有小翼的机翼延伸部的倾转旋翼飞行器，其中，所述小翼能够操作成与推进旋翼同步旋转以使倾转旋翼飞行器在转换飞行模式下所经受的阻力减小。

背景技术

固定翼飞行器比如飞机能够利用机翼来飞行，其中，机翼响应于由来自一个或更多个喷气发动机或螺旋桨的推力产生的飞行器的向前空速而产生升力。机翼通常具有翼型截面，该翼型截面在飞行器向前移动时使空气向下偏转，从而产生升力以在飞行中支承飞行器。然而，固定机翼飞行器通常需要数百或数千英尺长的跑道来起飞和着陆。

与固定机翼飞行器不同，垂直起降(VTOL)飞行器不需要跑道。替代地，垂直起降飞行器能够竖向地起飞、悬停和着陆。垂直起降飞行器的一个示例是直升机，直升机是具有为飞行器提供升力和推力的一个或更多个旋翼的旋翼飞行器。旋翼不仅实现悬停和垂直起降，而且实现向前飞行、向后飞行和侧向飞行。这些属性使直升机对于在拥挤的、隔离的或偏远的地区中的使用而言是高度通用的。然而，直升机由于后行桨叶失速和前进桨叶压缩的现象而通常没有固定翼飞行器的向前空速。

倾转旋翼飞行器试图通过包括一组推进旋翼来克服该缺点，所述一组推进旋翼能够基于正执行的操作来改变其旋转平面。倾转旋翼飞行器利用通常联接至安装在固定机翼的端部附近的机舱的推进旋翼来产生升力和推进力。在固定机舱倾转旋翼飞行器中，机舱相对于固定机翼固定，并且推进旋翼能够相对于固定机翼和机舱旋转，使得推进旋翼在垂直起降飞行模式下具有大致水平的旋转平面，并且在以向前飞行模式进行巡航时具有大致竖向的旋转平面，其中，固定机翼提供升力，并且推进旋翼提供向前推力。倾转旋翼飞行器还可以在转换飞行模式下实现向前运动，在转换飞行模式下，推进旋翼具有介于大致水平的旋转平面与大致竖向的旋转平面之间的中间旋转平面。以此方式，倾转旋翼飞行器将直升机的竖向升起能力与固定翼飞行器的速度和范围相结合。

位于机舱外侧的机翼延伸部增大了倾转旋翼飞行器的有效翼展，这有助于巡航效率和巡航范围。与推进旋翼同步旋转的机翼延伸部有助于减小由来自推进旋翼的旋翼洗流在机翼延伸部上引起的向下的力。然而，机翼延伸部的旋转会在转换飞行模式下的向前运动操作期间产生不期望的阻力。因此，存在下述需要：减小倾转旋翼飞行器上的可旋转的机翼延伸部的跨度，但同时仍然保持较长的机翼延伸跨度的减阻特性。

发明内容

第一方面，本公开涉及一种用于倾转旋翼飞行器的挂架组件，该挂架组件包括旋翼组件，旋翼组件能够操作成在垂直起降飞行模式下的大致竖向取向与向前飞行模式下的大致水平取向之间旋转，并且旋翼组件在转换飞行模式下具有介于大致竖向取向与大致水平取向之间的中间取向。旋翼组件包括能够操作成产生滑流的推进旋翼。挂架组件包括位于旋翼组件的外侧的机翼延伸部。挂架组件包括联接至机翼延伸部的外侧端部的小翼。机翼延伸部和小翼能够操作成大致与旋翼组件一起旋转，使得机翼延伸部的最小尺寸部和小翼的最小尺寸部保持处于推进旋翼的滑流中。

在一些实施方式中，小翼可以实现倾转旋翼飞行器在转换飞行模式下的向前运动期间的阻力减小。在这些实施方式中，小翼可以通过使机翼延伸部能够具有减小的跨度而实现倾转旋翼飞行器在转换飞行模式下的向前运动期间的阻力减小。在某些实施方式中，小翼可以为机翼延伸部增加后缘涡流阻力减小特性。在一些实施方式中，旋翼组件的中间取向可以相对于大致水平取向成大约60度。在某些实施方式中，机翼延伸部和小翼可以形成小于或等于90度的角度，以使转换飞行模式下的前向型面最小化。在一些实施方式中，机翼延伸部的最小尺寸部和小翼的最小尺寸部可以分别为机翼延伸部的前缘和小翼的前缘。

在某些实施方式中，旋翼组件具有外侧端部，并且机翼延伸部可以固定地联接至旋翼组件的外侧端部。在其他实施方式中，挂架组件可以包括具有外侧端部和内侧部的固定挂架，其中，机翼延伸部以可旋转的方式联接至固定挂架的外侧端部，并且旋翼组件以可旋转的方式联接至固定挂架的内侧部。在一些实施方式中，机翼延伸部和小翼可以是能够围绕倾转旋翼飞行器的水平轴线旋转的。在某些实施方式中，小翼可以是上反角小翼、下反角小翼、组合式上反角和下反角小翼、前掠小翼、后掠小翼、C形小翼、Z形小翼或盒状小翼。在一些实施方式中，机翼延伸部与小翼之间的过渡部可以是成角度的或弯曲的。

在第二方面中，本公开涉及具有垂直起降驾驶模式、向前飞行模式和转换飞行模式的倾转旋翼飞行器。倾转旋翼飞行器包括机身以及由机身支承的第一机翼和第二机翼。第一挂架组件和第二挂架组件分别定位成靠近第一机翼的外侧端部和第二机翼的外侧端部。挂架组件中的每个挂架组件均包括旋翼组件，该旋翼组件能够操作成在垂直起降飞行模式下的大致竖向取向与向前飞行模式下的大致水平取向之间旋转，并且旋翼组件在转换飞行模式下具有介于大致竖向取向与大致水平取向之间的中间取向。旋翼组件包括能够操作成产生滑流的推进旋翼。挂架组件中的每个挂架组件包括位于旋翼组件的外侧的机翼延伸部、以及联接至机翼延伸部的外侧端部的小翼。机翼延伸部和小翼能够操作成大致与旋翼组件一起旋转，使得机翼延伸部的最小尺寸部和小翼的最小尺寸部保持处于推进旋翼的滑流中。

附图说明

为了更完整地理解本公开的特征和优点，现在参照详细描述以及附图，在附图中，不同的图中的对应附图标记指的是对应部件，并且在附图中：

图1A至图1C是根据本公开的实施方式的采用小翼的倾转旋翼飞行器的示意性图示；

图2A至图2C是根据本公开的实施方式的用于倾转旋翼飞行器的包括小翼的可旋转挂架组件的轴测图；

图3A至图3B是根据本公开的实施方式的包括小翼的挂架组件的不同视图；

图4A至图4B是根据本公开的实施方式的带有处于各种方向取向的小翼的机翼延伸部的正视图；

图5A至图5B是根据本公开的实施方式的与小翼具有各种过渡部的机翼延伸部的正视图；

图6A至图6D是根据本公开的实施方式的具有各种倾掠(sweep)的小翼的轴测图；以及

图7A至图7C是根据本公开的实施方式的带有具有各种突出部的小翼的机翼延伸部的正视图。

具体实施方式

尽管下面对本发明的各种实施方式的实现和使用进行了详细论述，但是应当理解的是，本公开提供了可以在各种具体情况下实施的许多适用的发明构思。本文中所讨论的具体实施方式仅是说明性的，而非限制本发明的范围。为清楚起见，在该说明书中可能没有对实际实施方案的所有特征都进行描述。显然应当理解的是，在任何这种实际实施方式的开发中都必须做出许多具体的实施决定，以实现开发者的特定目标，例如符合体系相关和业务相关的限制，这些限制随实施方案的不同而不同。此外，应当理解的是，这样的开发工作可能是复杂且耗时的，但仍然会是那些受益于本公开的本领域普通技术人员的常规工作。

在本说明书中，在描述附图中的装置时，可以参照各个部件之间的空间关系以及部件的各方面的空间取向。然而，如本领域技术人员在完整阅读本公开之后将认识到的，本文中所描述的装置、构件、设备等可以以任何期望的取向定位。因此，由于本文中所描述的装置可以以任何期望的方向定向，因而使用诸如“在…上方”、“在…下方”、“上”、“下”的术语或其他类似术语来描述各个部件之间的空间关系或者描述这些部件的各方面的空间取向应当分别被理解成描述这些部件之间的相对关系或这些部件的各方面的空间取向。

参照附图中的图1A至图1C，示意性地示出了倾转旋翼飞行器，并且该倾转旋翼飞行器总体上以10表示。倾转旋翼飞行器10包括机身12、起落架14、尾翼构件16、机翼18、20和挂架组件22、24。机翼18、20由机身12支承。挂架组件22、24分别定位成靠近机翼18的外侧端部26和机翼20的外侧端部28，并且挂架组件22、24分别包括固定挂架30、32，固定挂架30、32分别沿大致水平取向固定地附接至机翼18的外侧端部26和机翼20的外侧端部28。固定挂架30、32相对于机身12和机翼18、20分别是不可旋转的。在固定挂架30、32内以可旋转的方式安装有旋翼组件34、36，旋翼组件34、36分别包括推进旋翼38、40。推进旋翼38、40各自分别包括多个推进旋翼桨叶组件42、44。旋翼组件34、36以可旋转的方式联接至固定挂架30、32的内侧部46、48。如本文中所使用的，术语“联接”可以包括通过包括移动和/或非移动的机械连接在内的任何方式进行的直接联接或间接联接。

旋翼组件34、36的位置和推进旋翼桨叶组件42、44的桨距使用飞行控制系统来确定，以选择性地控制倾转旋翼飞行器10的方向、推力和升力。图1A示出了处于飞行模式或向前飞行模式的倾转旋翼飞行器10，在此模式下，推进旋翼38、40定位成在大致竖向的平面中旋转以在由机翼18、20供给升起力的同时提供向前的推力，使得倾转旋翼飞行器10以与常规的螺旋桨驱动的飞行器非常相似的方式飞行。图1B示出了处于直升机模式或垂直起降飞行模式的倾转旋翼飞行器10，在垂直起降此模式下，推进旋翼38、40定位成在大致水平的平面中旋转以提供升起推力，使得倾转旋翼飞行器10以与常规的直升机非常相似的方式飞行。图1C示出了处于转换飞行模式的倾转旋翼飞行器10，在此模式下，推进旋翼38、40定位成在介于飞行器的竖向平面与水平平面之间的中间平面中旋转并且在直升机模式下旋转以提供向前推力和升起推力两者，这对于倾转旋翼飞行器10的某些操作而言是有用的。

在一些实施方式中，机身12可以包括发动机、变速器和/或齿轮箱(未示出)，以经由位于机翼18、20中的一个或更多个传动轴来向推进旋翼38、40提供扭矩和旋转能量。在这些实施方式中，挂架组件22、24不需要包括发动机和/或变速器。在其他实施方式中，每个固定挂架30、32可以是包括相应的发动机、变速器和/或齿轮箱以向推进旋翼38、40提供扭矩和旋转能量的机舱。在另一些其他实施方式中，倾转旋翼飞行器10可以在机身12和固定挂架30、32两者中包括驱动推进旋翼38、40的发动机、变速器和/或齿轮箱。在这种分布式驱动系统中，位于机身12中的发动机、变速器和/或齿轮箱可以在固定挂架30、32中的发动机中的任一发动机或两个发动机出现故障的情况下用作备用驱动系统。

位于旋翼组件34的外侧的机翼延伸部50和位于旋翼组件36的外侧的机翼延伸部52分别以可旋转的方式联接至固定挂架30的外侧端部54和固定挂架32的外侧端部56。机翼延伸部50、52使倾转旋翼飞行器10的翼展和展弦比增大，由此使倾转旋翼飞行器10在向前飞行中的效率提高，其中包括提高以相同的燃料负载在较高海拔下飞行较长距离的能力。在旋冲时，推进旋翼38、40产生旋翼洗流，这在垂直起降飞行模式下于常规的机翼延伸部上引起向下的力。这种向下的力会对抗由推进旋翼38、40产生的升力或推力，由此使推进旋翼38、40的效率降低。因此，如图1A至图1C中所示，机翼延伸部50、52可以相对于由推进旋翼38、40产生的气流而旋转至多个流线型位置，由此使向下的力减小。

小翼58、60分别联接至机翼延伸部50的外侧端部62和机翼延伸部52的外侧端部64。小翼58、60是形成上反角的。小翼58、60通过在不显著增大机翼延伸部50、52的跨度的情况下增大有效展弦比来提高机翼18、20和机翼延伸部50、52的空气动力性能。通过减小机翼延伸部50、52的在没有小翼58、60的情况下原本必需的跨度，减小了在向前飞行模式下机翼18、20和机翼延伸部50、52上的诱导阻力，提高了倾转旋翼飞行器10的结构效能，并且减小了当在转换飞行模式下向前移动时由机翼延伸部50、52引起的阻力。与不具有小翼的机翼延伸部相比，小翼58、60提高了倾转旋翼飞行器10的总机翼的升阻比。小翼58、60通过使由从机翼延伸部下方的高压区域至机翼延伸部上方的低压区域围绕直的机翼延伸部的翼尖的气流引起的翼尖损失或后缘涡流阻力减少而提供与具有较高展弦比的较长机翼相同或相似的空气动力优点。翼尖损失的减少导致更高效且更快速的飞行。尽管较长的机翼延伸部也可以使翼尖损失减少，但机翼延伸部的增大的长度是以机翼18、20的较大的弯曲力矩和倾转旋翼飞行器10的在跨度方向上的较大物理覆盖区为代价的。

在所示实施方式中，旋翼组件34、36、机翼延伸部50、52和小翼58、60能够同步地在如图1A中所示的向前飞行模式下的大致水平取向与如图1B中所示的垂直起降飞行模式下的大致竖向取向之间旋转。在图1C中示出的转换飞行模式下，旋翼组件34、36、机翼延伸部50、52和小翼58、60居间地定向在图1A中示出的竖向取向与图1B中示出的水平取向之间。在这样的中间取向上，旋翼组件34、36、机翼延伸部50、52和小翼58、60可以相对于机翼18、20和机身12以在对应于水平取向的0度与对应于竖向取向的90度之间的任何角度倾转。在图1C的所示实施方式中，旋翼组件34、36、机翼延伸部50、52和小翼58、60相对于机翼18、20和机身12以大约60度倾转，以在向前飞行中执行需要升力和推力两者的各种操作。本领域普通技术人员应当理解的是，尽管旋翼组件34、36、机翼延伸部50、52和小翼58、60被示出为在它们的整个运动范围内相对于机翼18、20具有一致的倾转角，但旋翼组件34、36、机翼延伸部50、52和小翼58、60可以在它们的相应的整个运动范围内具有彼此不同的倾转角。

机翼延伸部50、52可以独立于旋翼组件34、36而被主动致动，或者可以比如经由连杆臂而直接或间接地连接至旋翼组件34、36，以分别模仿旋翼组件34、36的桨距。旋翼组件34、36、机翼延伸部50、52和小翼58、60能够围绕倾转旋翼飞行器10的水平轴线66旋转。推进旋翼38、40在向前飞行模式下产生大致水平的滑流，在垂直起降飞行模式下产生大致竖向的滑流，并且在转换飞行模式下产生介于水平滑流与竖向滑流之间的滑流。通过使机翼延伸部50、52和小翼58、60如图1A至图1C中所示的那样旋转，机翼延伸部50、52的最小尺寸部68、70和与机翼延伸部50、52的较宽的顶部表面76、78相对的小翼58、60的最小尺寸部72、74在所有操作模式下都保持处于推进旋翼38、40的滑流中，由此使机翼延伸部50、52上的向下的力最小化。在所示实施方式中，最小尺寸部68、70是机翼延伸部50、52的前缘，并且最小尺寸部72、74是小翼58、60的前缘。

尽管已在倾转旋翼飞行器10的情况下示出小翼58、60，但本领域普通技术人员将理解的是，小翼58、60可以以各种方式在具有可倾转的机翼延伸部的各种飞行器——包括例如倾转机翼飞行器、四倾转旋翼飞行器、无人倾转旋翼飞行器等——上实现。由此，本领域技术人员将认识到，小翼58、60可以结合到具有可倾转的机翼延伸部的各种飞行器构型中。应当指出的是，挂架组件22的操作与挂架组件24的操作基本上是对称的。因此，为了提高效率，将仅关于挂架组件22公开某些特征。然而，本领域普通技术人员将基于本文中对挂架组件22的公开内容而完全领会对挂架组件24的理解。

参照附图中的图2A至图2C和3A至图3B，示意性地示出了用于倾转旋翼飞行器的挂架组件，并且该挂架组件总体上以100指示。如图2A至图2C中所示，旋翼组件102、机翼延伸部104和小翼106在旋转通过如图2A中所示的向前飞行模式下的大致水平取向与如图2C中所示的垂直起降飞行模式下的大致竖向取向之间的运动范围时相对于机翼108形成大致一致的且同相位的倾转角，由此使机翼延伸部104的最小尺寸部109和小翼106的最小尺寸110暴露于推进旋翼112的滑流。图2A至图2C示出了旋翼组件102、机翼延伸部104和小翼106相对于机翼108分别形成0度、60度和90度的倾转角。在所示实施方式中，挂架组件100以可旋转的方式联接至机翼108的外侧端部114。机翼延伸部104固定地联接至旋翼组件102的外侧端部116。

具体地参照图3A至图3B，挂架组件100被示出为在转换飞行模式下相对于机翼108倾转60度的角度。包括小翼106能够使机翼延伸部104具有减小的跨度，同时仍然提供与具有增大的机翼延伸跨度118类似的空气动力属性和其他属性。增大的机翼延伸跨度118以虚线示出，原因在于增大的机翼延伸跨度118不是所示实施方式的一部分，但可以用作适当的比较点来示出小翼106的优点。由于包括小翼106而实现机翼延伸部104的跨度减小使机翼延伸部104在转换飞行模式下的前向型面120减小，由此使得由机翼延伸部104在转换飞行模式下的向前运动期间产生的阻力减小。前向型面120小于机翼延伸部104在机翼延伸部104包括增大的机翼延伸跨度118的情况下所具有的前向型面。通过包括小翼106并减小机翼延伸部104的跨度，在倾转旋翼飞行器处于转换飞行模式的情况下，可以在向上倾转的机翼延伸部104沿向前方向行进时避免“谷仓门”阻力作用。尽管所示实施方式示出了机翼延伸部104和小翼106相对于机翼108倾转60度，但是本领域普通技术人员将理解的是，减小机翼延伸部104的跨度使由其中机翼延伸部104和小翼106以介于图2A中示出的水平取向与图2C中示出的竖向取向之间的角度倾转的任何操作引起的阻力都减小。

在一些方面中，包括小翼106提供与增大的机翼延伸跨度118或具有较高展弦比的较长机翼延伸部类似的空气动力优点，原因至少部分地在于小翼106在向前飞行模式下具有与增大的机翼延伸跨度118类似的阻力减小特性。特别地，小翼106以与增大的机翼延伸跨度118类似的方式减小了翼尖损失或后缘涡流阻力。然而，通过消除对增大的机翼延伸跨度118的需要，小翼106使机翼延伸部104能够具有减小的跨度，由此从在转换飞行模式期间的向前运动中引起较小的阻力。因此，小翼106的使用在向前飞行模式下保持倾转旋翼飞行器机翼的有效展弦比，同时还减小转换飞行模式下的前部阻力区域或前向型面。这种阻力减小使当倾转旋翼飞行器在机翼延伸部104向上倾转的情况下向前飞行时——比如在转换飞行模式下的较短的起飞或飞行期间——所需的动力减小。在所示实施方式中，机翼延伸部104和小翼106形成大约90度的角度，以使转换飞行模式下的前向型面120最小化。机翼延伸部104和小翼106还可以形成锐角以获得类似的益处。在一些实施方式中，尽管机翼延伸部104和小翼106可以形成钝角，但是这样的钝角将使小翼106和机翼延伸部104的前向型面120增大。

如果机翼延伸部104包括增大的机翼延伸跨度118，则用于倾转旋翼飞行器的升力的中心向外移动得更远，从而在机翼108上产生更大的弯曲力矩。该更大的弯曲力矩需要额外的机翼支承结构，这使倾转旋翼飞行器的重量增大。因此，包括小翼106通过减小机翼延伸部104的跨度而使机翼108上的弯曲力矩或力矩臂减小，由此为倾转旋翼飞行器提供结构益处。由于增大的机翼延伸跨度118沿着倾转旋翼飞行器的机翼结构具有最长的力矩臂，因而将增大的机翼延伸跨度118排除是特别有利的。因此，通过小翼106实现的减小的机翼延伸跨度使悬停飞行中的可能的骤风载荷减小并使保持稳定悬停所需的控制权限减少。机翼延伸部104的减小的跨度还通过减小倾转旋翼飞行器的物理覆盖区而节省空间。减小的物理覆盖区在倾转旋翼飞行器被存储时或在空间非常珍贵的情况下——比如航空母舰——的操作期间会是有利的。

参照附图中的图4A至图4B、5A至图5B、图6A至图6D和图7A至图7C，示意性地示出了具有各种形状、尺寸和构造的小翼。在图4A中，小翼200是形成下反角的。在图4B中，组合式上反角和下反角小翼210具有上反角部212和下反角部214。在图5A中，小翼300关于机翼延伸部304具有弯曲的或平滑的过渡部302。小翼300还以不同的倾斜角示出以说明说明性实施方式的小翼可能根据应用而具有任何倾斜角。在图5B中，小翼310关于机翼延伸部314具有有角的或尖锐的过渡部312。在图6A中，小翼400略微后掠。特别地，小翼400的前缘402与小翼400的后缘404相比以较大的角度后掠。小翼400的前缘402与后缘404是非平行的。在图6B中，小翼410具有前缘412和后缘414，前缘412和后缘414两者以相同的比率后掠，并且因此彼此平行。在图6C中，小翼420在向前方向或向后方向上都没有倾掠，并且前缘422与后缘424彼此平行。在图6D中，小翼430前掠。特别地，前缘432和后缘434两者均以相同的比率前掠并且是平行的。

在图7A中，小翼500具有面向内的突出部502以与机翼延伸部504形成大致C形的小翼。面向内的突出部502使机翼延伸部504的前向型面减小，这有助于如上所述那样减小倾转旋翼飞行器在转换飞行模式下向前移动时的阻力。通过在机翼延伸部504向上倾转的同时使面向内的突出部502折起在机翼延伸部504的后方，面向内的突出部502对其自身产生较少的阻力或不产生阻力。在图7B中，小翼510具有面向内的突出部512，该面向内的突出部512比图7A中所示的面向内的突出部长，以形成盒状小翼或伸长的C形小翼。在另一实施方式中，另一小翼部段(未示出)可以将面向内的突出部512的内侧端部514连接至机翼延伸部516，由此在挂架518的外侧形成完全封闭的盒状机翼延伸部。替代性地，小翼510的面向内的突出部512可以延伸至相关联的挂架组件以及/或者与相关联的挂架组件联接，由此在挂架518的外侧形成完全封闭的盒状机翼延伸部。在图7C中，小翼520是Z形小翼。特别地，小翼520具有面向外的突出部522。在所示实施方式中，小翼520关于机翼延伸部524和面向外的突出部522中的每一者均形成锐角，由此在机翼延伸部524于转换飞行模式下向上倾转时使面向外的突出部522折起在机翼延伸部524的后方，并且在倾转旋翼飞行器沿向前方向移动时减小阻力。在其他实施方式中，机翼延伸部524、小翼520和面向外的突出部522可以相对于彼此形成直角或钝角。

尽管图4A至图4B、图5A至图5B、图6A至图6D和7A至图7C示出了具有许多不同尺寸、形状和构造的小翼，但是本领域普通技术人员将理解的是，本公开的小翼可以具有任何尺寸、形状或构造以使转换飞行模式下的阻力和/或飞行模式下的诱导阻力最小化。本公开的小翼可以具有适于特定应用和/或飞行器的任何形状、倾斜角、倾掠、束角、外倾角、扭转、根梢比、小翼跨度、底角、顶锥角、长度、宽度或展弦比。本公开的小翼还可以具有椭圆形形状、抛物线形形状、梯形形状或双曲线形状。例如，小翼可以具有基于下述椭圆的椭圆形形状，该椭圆的长轴竖向延伸并与机翼延伸部的外端部和小翼的内端部的交线重合。说明性实施方式的小翼还可以在升起旋翼保持固定的飞行器以及包括或不包括单独的推进力源的飞行器上使用。例如，说明性实施方式的小翼可以在具有倾转机翼延伸部的并排的纵列式直升机/混合式直升机上使用。

出于图示和描述的目的，已经呈现了本公开的各实施方式的前述描述。这并非意在是穷举的或将本公开限于所公开的精确形式，并且鉴于以上教示，改型和变型是可能的，或者可以根据本公开的实践来获得。选择并描述各实施方式以说明本公开的原理及其实践应用，进而使本领域技术人员能够在各种实施方式中以及如适于所设想的特定用途的各种改型。可以在不背离本公开的范围的情况下于设计、操作状态和各实施方式的设置方面做出其他替换方式、改型、变型和省略。对本领域技术人员而言，当参照说明书时，说明性实施方式的这些改型和组合以及其他实施方式将是明显的。因此，所附权利要求意在涵盖任意这些改型或实施方式。

Claims (13)

1.一种用于倾转旋翼飞行器的挂架组件，所述挂架组件包括：

固定挂架，所述固定挂架具有外侧端部；

旋翼组件，所述旋翼组件以可旋转的方式联接至所述固定挂架，所述旋翼组件能够操作成在垂直起降飞行模式下的大致竖向取向与向前飞行模式下的大致水平取向之间旋转，并且所述旋翼组件在转换飞行模式下具有介于所述大致竖向取向与所述大致水平取向之间的中间取向，所述旋翼组件包括能够操作成产生滑流的推进旋翼；

机翼延伸部，所述机翼延伸部以可旋转的方式设置至所述固定挂架的外侧端部，使得所述旋翼组件和所述机翼延伸部被所述固定挂架的至少一部分分开，所述机翼延伸部具有前缘和外侧端部；以及

小翼，所述小翼联接至所述机翼延伸部的外侧端部，所述小翼具有前缘；

其中，所述机翼延伸部和所述小翼形成小于或等于90度的角度，使得所述小翼在所述转换飞行模式下基本上不构成所述机翼延伸部的前向型面，由此减小了所述倾转旋翼飞行器在所述转换飞行模式下的向前运动期间的阻力；并且

其中，所述机翼延伸部和所述小翼能够操作成大致与所述旋翼组件一起旋转，使得所述机翼延伸部的前缘和所述小翼的前缘保持处于所述推进旋翼的滑流中。

2.根据权利要求1所述的挂架组件，其中，所述小翼实现所述倾转旋翼飞行器在所述转换飞行模式下的向前运动期间的阻力减小。

3.根据权利要求1所述的挂架组件，其中，所述小翼通过使所述机翼延伸部能够具有减小的跨度而实现所述倾转旋翼飞行器在所述转换飞行模式下的向前运动期间的阻力减小。

4.根据权利要求1所述的挂架组件，其中，所述小翼为所述机翼延伸部增加后缘涡流阻力减小特性。

5.根据权利要求1所述的挂架组件，其中，所述旋翼组件的所述中间取向相对于所述大致水平取向成大约60度。

6.根据权利要求1所述的挂架组件，其中，所述机翼延伸部和所述小翼能够围绕所述倾转旋翼飞行器的水平轴线旋转。

7.根据权利要求1所述的挂架组件，其中，所述小翼使所述向前飞行模式下的诱导阻力减小。

8.根据权利要求1所述的挂架组件，其中，所述小翼选自由上反角小翼、下反角小翼、组合式上反角和下反角小翼、前掠小翼、后掠小翼、C形小翼、Z形小翼和盒状小翼构成的组。

9.根据权利要求1所述的挂架组件，其中，所述机翼延伸部与所述小翼之间的过渡部选自由成角度的过渡部和弯曲的过渡部构成的组。

10.一种具有垂直起降飞行模式、向前飞行模式和转换飞行模式的倾转旋翼飞行器，所述倾转旋翼飞行器包括：

机身；

第一机翼和第二机翼，所述第一机翼和所述第二机翼由所述机身支承，所述第一机翼和所述第二机翼各自具有外侧端部；以及

第一挂架组件和第二挂架组件，所述第一挂架组件和所述第二挂架组件分别定位成靠近所述第一机翼的外侧端部和所述第二机翼的外侧端部，所述挂架组件中的每个挂架组件均包括：

固定挂架，所述固定挂架具有外侧端部；

旋翼组件，所述旋翼组件以可旋转的方式联接至所述固定挂架，所述旋翼组件能够操作成在所述垂直起降飞行模式下的大致竖向取向与所述向前飞行模式下的大致水平取向之间旋转，并且所述旋翼组件在所述转换飞行模式下具有介于所述大致竖向取向与所述大致水平取向之间的中间取向，所述旋翼组件包括能够操作成产生滑流的推进旋翼；

机翼延伸部，所述机翼延伸部以可旋转的方式设置至所述固定挂架的外侧端部，使得所述旋翼组件和所述机翼延伸部被所述固定挂架的至少一部分分开，所述机翼延伸部具有前缘和外侧端部；以及

小翼，所述小翼联接至所述机翼延伸部的外侧端部，所述小翼具有前缘；

其中，对于所述挂架组件中的每个挂架组件，所述机翼延伸部和所述小翼形成小于或等于90度的角度，使得所述小翼在所述转换飞行模式下基本上不构成所述机翼延伸部的前向型面，由此减小了所述倾转旋翼飞行器在所述转换飞行模式下的向前运动期间的阻力；并且

其中，所述机翼延伸部和所述小翼能够操作成大致与所述旋翼组件一起旋转，使得所述机翼延伸部的前缘和所述小翼的前缘保持处于所述推进旋翼的滑流中。

11.根据权利要求10所述的倾转旋翼飞行器，其中，所述旋翼组件的所述中间取向相对于所述大致水平取向成大约60度。

12.根据权利要求10所述的倾转旋翼飞行器，其中，对于每个挂架组件而言，所述机翼延伸部和所述小翼能够围绕所述倾转旋翼飞行器的水平轴线旋转。

13.根据权利要求10所述的倾转旋翼飞行器，其中，所述小翼中的每个小翼选自由上反角小翼、下反角小翼、组合式上反角和下反角小翼、前掠小翼、后掠小翼、C形小翼、Z形小翼和盒状小翼构成的组。

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