專利名稱：空氣動力學氣流系統(tǒng)和相關方法
技術領域：
本發(fā)明涉及空氣動力學氣流系統(tǒng)，更具體地說，涉及能控制飛行器機翼 上的邊界層流的系統(tǒng)。
背景技術：
飛行器設計者的一個設計目標是確保在一定的飛行條件范圍內保證空 氣動力學性能較高。起飛和著陸期間的性能是運輸飛行器的主要設計目標， 此時高升力能力是關鍵需求。起飛和著陸尤其是一項挑戰(zhàn)，因為氣流主要受 粘滯效應左右，粘滯效應是對空氣動力學性能的主要損害，而且改變粘性流 特性的能力對于有效的高升力系統(tǒng)研發(fā)至關重要。非常希望獲得改變粘性流結構的技術，因為對于改善效率存在巨大潛 力。已經為廣泛的應用場合研制出了用來調節(jié)粘性流的各種流體促動器。這 些促動器在機翼表面各個點上提供流體振動排出和吸入。這些設備的巨大魅力在于，它們采用零凈重流脈沖("ZNMF")，即不需要流體源。ZNMF的 優(yōu)勢分成兩方面避免了高壓容器和引擎引出的空氣(引出降低推進效率), 和氣流控制系統(tǒng)可以集成，而不需要復雜的管道。采用振動加壓的氣流控制系統(tǒng)可以利用電驅動的流體設備或燃燒動力 設備。電促動器采用移動隔膜或活塞來經由開口產生吹送/吸引動作，而燃燒 促動器經由出口排出脈沖噴流。 一般來說，存在若干種電促動器電磁促動 器(或音圏，類似麥克風上用的那種)、機電促動器(活塞驅動)和壓電促 動器(承受電脈沖時，金屬隔膜彎曲)。例如，授予Glezer等的美國專利No.5，988,522公開了用于改變流體流方 向的綜合噴流促動器。該促動器包括具有內腔的殼體，該殼體中的機構用來 周期性改變所述內腔的體積，以使產生一系列流體渦旋并將其射入開口的外 部環(huán)境中。所述機構可以包括活塞或隔膜，其受到電偏壓或壓電元件促動。 所述機構在部署促動器的地方使用工作流體，以使線性動量傳遞到氣流系 統(tǒng)，而不讓凈重量注入該系統(tǒng)。此外，采用控制系統(tǒng)來振動所述隔膜，以使綜合噴射流從所述開口傳播。振動流體促動器已經證明對于多種氣流問題非常有效。但是，在該技術 應用到新的值得飛行的航空器之前，與激發(fā)不穩(wěn)定關聯的若干缺陷必須解 決。例如，振動促動器仍然處于研發(fā)階段，它們的實用性和耐用性需要調查， 以用于現實的操作環(huán)境。此外，脈沖激發(fā)導致幅度顯著的沖量和不穩(wěn)定的力， 這對于結構完整性有害，并且非常可能引起結構疲勞。這對于多元件機翼來 說是個尖銳的問題，在多元件飛行器機翼中，縫翼和襟翼利用可擴展的聯桿 和導軌展開。因不穩(wěn)定的力和沖量激發(fā)，邊界層控制質量也受制于振動促動 器。而且，電驅動促動器的物理限制(隔膜位移、開口尺寸和腔的尺寸)也 為最大噴流速度增加了制約，因此也制約了能量輸出。燃燒促動器產生更高 的噴流速度，但是其能量輸出也受到限制，因為它們的開口較小。盡管燃燒 動力促動器不需要空氣源，但是這些設備采用可燃材料，這些可燃材料需要 存儲、供應線路和機體內的防火墻。而且，基于燃燒的系統(tǒng)潛在的危險是使 其為飛行器操作員和 一 般大眾接受的主要障礙。因此，提供一種控制飛行器機翼上的邊界層流的系統(tǒng)是具有優(yōu)勢的。此 外，提供一種能改善飛行器機翼空氣動力學性能的系統(tǒng)是具有優(yōu)勢的。而且， 提供一種易于被飛行器機翼采用來改善起飛和著陸期間飛行器性能的系統(tǒng) 是具有優(yōu)勢的。發(fā)明內容通過提供一種控制飛行器機翼上邊界層流的系統(tǒng)，本發(fā)明的實施例滿足 上述需求并實現了其他優(yōu)勢。該系統(tǒng)采用流體設備來調節(jié)經過彼此流體連通 的端口的流體流。因此，所述端口和流體設備可以置于多元件飛行器機翼上 的各種位置，以連續(xù)控制機翼上的邊界層流并減小粘滯效應。流體動力學計 算結果顯示，連續(xù)調節(jié)多個聯系的端口導致更為流線形的氣流，且循環(huán)更高、 粘滯效應更小。空氣動力學改善帶來了更大的升力系數C^和更小的阻力系數Cd。利用這種氣流促動，實現了接近或高于無粘性水平的升力水平。在本發(fā)明 一種實施例中，提供了 一種控制飛行器機翼上的邊界層流的系 統(tǒng)。所述系統(tǒng)包括至少一個機翼元件和多個限定在所述機翼元件中并彼此流 體連通的端口。所述端口可以限定在所述機翼元件上和/或下表面上。此外， 至少 一個端口可以限定在所述^l^翼元件尾部。所述系統(tǒng)還包括至少 一個流體設備(例如，電動泵)，其可操作來經由至少其中一個端口吸入流體并將流 體排出另外至少一個端口 ，從而控制所述機翼元件上流體的邊界層流。在本發(fā)明各個方面，所述流體設備采用零凈重流來調節(jié)經由所述端口的 流體流。所述流體設備可以操作來促動多個端口 ，以使流體同時流過每個被 促動的端口，以及自動或手動促動多個端口。所述機翼元件可以包括互聯到 主機翼元件的縫翼和襟翼。所述流體設備可以促動與所述縫翼、主機翼元件 和/或襟翼關聯的多個端口。本發(fā)明的實施例還提供了 一種控制飛行器機翼上流體邊界層流的方法。所述方法包括在包括至少一個機翼元件的飛行器機翼上激發(fā)流體流；和通 過多個限定在每個機翼元件上的端口吸入和排出流體，持續(xù)調節(jié)所述飛行器 機翼上的流體流，以控制所述機翼元件上的流體邊界層流。激發(fā)流體流可以 包括飛行器開始起飛或著陸，以使激發(fā)機翼元件上流體流運動。在所述的方法的方面，所述調節(jié)步驟包括促動與彼此連通的多個端口關 聯的流體設備。所述調節(jié)步驟還可以包括同時調節(jié)多個端口，和/或經由限定 在所述機翼元件上表面的一對端口吸入和排出流體。類似地，所述調節(jié)步驟 可以包括經由限定在所述機翼元件下表面的端口吸入流體而經由限定在所 述機翼元件上表面的端口排出流體。而且，所述調節(jié)步驟可以包括經由限定 在所述機翼元件上表面的端口吸入流體而經由限定在所述機翼元件下表面 的端口排出流體。所述調節(jié)步驟可以包括經由限定在多個機翼元件中，諸如 縫翼、主機翼元件和襟翼中的多個端口吸入和排出流體。


在以一般術語說明了本發(fā)明之后，現在將參照附圖討論本發(fā)明，所述附圖并非按比例繪制，且其中圖l是本發(fā)明一種實施例的多元件飛行器機翼截面圖；圖2是本發(fā)明另一種實施例的多元件飛行器機翼截面圖；圖3是本發(fā)明另一種實施例的多元件飛行器機翼截面圖；圖4是本發(fā)明另 一種實施例的多元件飛行器機翼截面圖；圖5A是本發(fā)明另 一種實施例的多元件飛行器機翼截面圖；圖5B-5C是描繪圖5A所示多元件飛行器機翼各種空氣動力學特性的曲線圖；圖6A-6C是圖示本發(fā)明一種實施例的多元件飛行器機翼在起飛和著陸 時，針對各種襟翼偏轉角來說，升力系數對迎角的曲線圖；圖7A是圖示不進行氣流促動的基線多元件飛行器機翼上總壓力場的圖形；圖7B是圖示本發(fā)明一種實施例的多元件飛行器機翼上總壓力場的圖形；圖8A是圖示基線多元件飛行器機翼上流線速度場的圖形；圖8B是圖示本發(fā)明一種實施例的多元件飛行器機翼上流線速度場的圖形；圖9A是本發(fā)明另 一種實施例的多元件飛行器機翼的截面圖； 圖9B-9D是描繪圖9A所示多元件飛行器機翼各種空氣動力學特性的曲 線圖；圖10是圖示本發(fā)明一種實施例的飛行器機翼在各種氣流促動模式下升力系數對迎角的曲線圖；圖11A是圖示基線多元件飛行器機翼上總壓力場的圖形；圖11B是圖示本發(fā)明另一種實施例的多元件飛行器機翼上總壓力場的圖形；和圖12A-12C是描繪圖11A-11B所示總壓力場的額外圖形。
具體實施方式
以下將參照附圖更為全面地說明本發(fā)明，其中示出了本發(fā)明的一些實施 例，但并不是全部。實際上，本發(fā)明可以實施為許多不同形式，且不應該認 為受到此處所述實施例的限制，而是提供這些實施例來使本公開滿足適當的 法律要求。類似的數字始終指代類似元件?，F在參照附圖，具體參照圖1，示出了控制多元件飛行器機翼IO上邊界 層流的系統(tǒng)。飛行器機翼IO基本上包括多個機翼元件12、 14和16。每個機 翼元件12、 14和16包括多個限定于其中的端口。采用流體設備18調節(jié)流 體流進出端口，以控制每個機翼元件12、 14和16上的邊界層流。通常所述 流體設備可以選擇性地操作，以控制起飛和著陸過程中流經所述端口的流體 流，以改善飛行器機翼10的性能。于是，飛行器機翼的空氣動力學特性， 特別是升力可以在一定的迎角范圍內并在各種飛行條件下得到改善。多元件飛行器機翼IO或翼型，通常包括多個機翼元件，即縫翼12、主機翼元件14和襟翼16。而且，每個縫翼12、主機翼元件14和襟翼16包括 一個或多個端口來控制沿著該多元件機翼IO表面的邊界層。對于多元件飛行器機翼以及限定于其中的端口的示例說明，參見美國專利申請No._,名稱為"Lift Augmentation System and Associated Method",該申請與本發(fā)明 同時提交，并轉讓給本受讓人，通過引用包含在本發(fā)明中。而且，盡管本發(fā) 明中針對多元件飛行器機翼進行討論，但是應該理解，在本發(fā)明額外的實施 例中，如果需要，也可以采用包括單個機翼元件的飛行器機翼。而且，應該 理解，可以通過多個端口和流體設備調節(jié)任意數目的提升表面上的氣流，以 便改善空氣動力學性能。例如，可以將端口限定在尾翼、風舵、機身、螺旋 槳葉片或其他空氣動力學主體上。圖1圖示了多元件飛行器機翼，帶有縫翼12,其包括一對端口 sl和s2; 主機翼元件14，其包括一對端口 m2和m3;和襟翼16，其包括一對端口fl 和G。每個端口限定在各縫翼12、主機翼元件14和襟翼16上表面上。但 是，如圖2所示，所述端口可以限定在飛行器機翼10的上下表面兩者上， 位于飛行器機翼的不同位置。因此，端口s3-s4、 m4-m5和f6限定在各機翼 元件下表面上。所述端口基本上限定為延伸到各縫翼12、主機翼元件4和 襟翼16中，以使流體可以經由這些端口吸入或排出。而且，限定在各縫翼 12、主機翼元件14和襟翼16中的這數對端口可以互相連接且彼此流體連通， 以使一個端口有利于流體流入所述端口 ，而第二端口有利于流體流出所述端 口。但是，這里可以讓不同數量的端口彼此流體連通。例如，參照圖2，限 定在襟翼16下表面的一個端口 f6可以與限定在襟翼上表面的一對端口 fl-G 流體連通。通常端口 sl-s2和m2-m3限定在各縫翼12和主機翼元件14的尾 部，但是這些端口可以限定在各機翼元件中并位于縫翼、主機翼元件或縫翼 16的不同位置上，以實現希望的空氣動力學特性。例如，端口可以限定在主 機翼元件14前緣附近，或位于一個或多個縫翼12、主機翼元件和襟翼16 中。而且，雖然示出了多元件飛行器機翼10的截面圖，但是應該理解，所 述端口可以沿著所述機翼限定成各種翼展方向的配置(例如，對準、交錯、不對準等)。圖3和4描繪了本發(fā)明進一步的方面，其中采用了克魯格縫翼22。圖3 示出了克魯才各縫翼22包括端口 sl和s2,主機翼元件24包括端口 ml和m2,而襟翼26包括端口fl、 f2、 f3和f4。示于圖3的每個端口限定在多元件飛 行器機翼20上表面上。圖4表明所述端口可以限定在飛行器機翼20上下表 面兩者之上。于是，克魯格縫翼12包括限定在縫翼上表面中的端口 sl-s2, 而端口 s3-s4則限定在縫翼下表面中。同樣，主機翼元件24包括上端口 ml-m4 和下端口m5-m8,而襟翼26包括上端口 fl-f5和下端口傷-f10。因此，可能 存在多種飛行器機翼配置和限定在飛行器機翼中的聯系端口 ，以實現希望的 空氣動力學特性。多個流體設備18用來調節(jié)流體流進出所述端口 。流體設備18通常采用 零凈重流(即，不需要外部流體源)來調節(jié)經過所述端口的流體流，并且可 以使用各種機構來促動一個或多個端口。通常，采用電力泵來經由彼此流體 連通的至少一對端口持續(xù)吸入(即，吸取)和排出(即，吹出)流體，以影 響多元件飛行器機翼上的邊界層流。但是，根據需要，也可以使用其他恒流 設備，用來經由所述端口吸入或排出流體。此外，可以同時促動若干端口。而且，流體設備18能促動與縫翼、主機翼元件和/或襟翼關聯的端口， 以實現飛行器機翼上的綜合流體流控制，從而實現更高的升力水平。圖3和 4圖示了流體設備18與各機翼元件中的一對端口關聯。但是流體設備18可 以有選擇地促動任何數量的端口來實現飛行器機翼空氣動力學性能的增益。 基本上在飛行器起飛和著陸過程中促動所述端口 ，此時希望有較高的升力。 此外，在起飛和著陸過程中，流經各端口的流體基本上連續(xù)(即，流體恒定 吸入或排出)，雖然根據需要，在起飛和著陸過程中也可以選擇性地調節(jié)所 述端口來實現振動流體流。流體基本上經由各端口沿著流體流的一般方向排 出，當然也可以沿著各種方向排出，諸如靠近或垂直于各縫翼、主機翼元件 或襟翼的方向，或相反于流體流的方向。此外，可以在才幾翼下表面吸入流體 而在機翼上表面排出流體，在機翼上或下表面吸入和排出流體，或在機翼上 表面吸入流體而在機翼下表面排出流體，從而影響機翼的空氣動力學性能。 而且，所述流體設備可以與反饋系統(tǒng)協同操作，以使自動促動所述端口。例 如，位于飛行器機翼上的傳感器可以提供有關流過機翼上的流體的各種空氣 動力學特性指標的信息，以使基于所述信息促動特定端口，從而改善空氣動 力學性能。但是，也可以手動操作所述流體設備，以使在需要或預定飛行條 件下促動所述端口，諸如在起飛和著陸時。圖5A圖示了包括限定在每個縫翼32、主機翼元件34和襟翼36中的端口的多元件飛行器機翼30?？p翼32包括端口 sl-s2，主機翼元件34包括端 口 ml-m3,而襟翼36包括端口 fl-f5。圖5B-5D提供了描繪多元件飛行器機 翼30各種空氣動力學特性的曲線。為了模擬起飛條件，將縫翼32展開，而 襟翼偏轉到S=24°。圖5B示出了基線多元件飛行器機翼(即，不促動端口 )上無粘性流、 粘性流的升力系數Cl,以及促動與縫翼32、主機翼元件3 4和襟翼36關聯 的端口時，多元件飛行器機翼上的粘性流的升力系數CL，所述升力系數針 對迎角a進行繪制。以下規(guī)則用于辨別促動模式數字指代端口號，而負("m，，)和正("p，，)分別表示吸入和排出。例如，s (lm2p)、 m ( 2m3p ) 和f (2m3p)表示每個縫翼32、主機翼遠見34和襟翼36的上表面促動器， 此時f (2m3p)指代在端口 2處吸入而在端口 3處吹出的襟翼促動器。如圖5B所示，促動縫翼32、主機翼元件34和/或襟翼36上的端口，較 之不促動端口的基線多元件飛行器機翼而言，在迎角a約為9。以上提供更大 的CL。此外，促動端口 s (lm2p)、 m ( 2m3p )和f ( 2m3p )提供了 CLmax(~6.0)的最大增幅，并直到迎角約為22。都導致大于無粘性升力。促動端 口 m (2m3p)和f ( 2m3p )直到迎角約為12。都導致升力大致符合無粘性水 平。圖5C (阻力曲線)還圖示了促動縫翼32、主機翼元件34和/或襟翼36 中的端口，對于給定升力水平而言，基本上導致阻力比基線機翼低。因此， 促動多元件飛行器機翼30中的端口，相對于基線飛行器機翼來說，在阻力 系數(CD)幾乎全部范圍內都導致Cl増大。如上所述，增大CLmax，即CL 的最大可獲取值，將降低失速速度，從而有利于縮短起飛和著陸距離。而且， 可以增加凈載重能力。圖5B和5C中的模擬圖表示空氣動力學性能受到促動模式的顯著影響。 具體來說，在圖5B所示升力曲線線性部分，單獨促動與每個縫翼32、主機 翼元件34或襟翼36關聯的端口導致空氣動力學性能適當改善。但是每個縫 翼32、主機翼元件34和襟翼36上的組合促動模式在達到或超過無粘性水平 方面最為有效。通常，根據由流體設備提供的凈沖力增量可以實現超過無粘 性水平的升力水平。圖6A-6C圖示了在多元件飛行器機翼進行吸入和排出時("UTU"表示 上表面對上表面)和多元件飛行器機翼在下表面吸入而在上表面排出時 ("LTU，，表示下表面對上表面)，獲得的升力(即，CL)。 UTU配置包括促動三個端口 s ( lm2p )、 m ( 2m3p )和f ( 2m3p ),而LTU配置包4舌促動一組 六個上下端口 ，其中吹出端口由s ( lp2p)、 m (2p3p)和f (2p3p)表示。 在促動LTU配置時，流體設備經由位于機翼下表面的吸引端口吸入空氣， 而經由機翼上表面的各排放端口排出空氣。而且，圖6A-6C針對不促動端口 的基線飛行器機翼、無粘性流和振動促動(即，促動個別端口 )在同一幅曲 線上繪制了 UTU和LTU配置。圖6A相應于起飛配置(襟翼角=13°),圖 6B相應于另一種起飛配置(5=24°),而圖6C相應于著陸配置(5=40°)。圖6A-6C表明UTU和LTU配置與恒流體流結合使用，相對于振動流控 制("OFC")和基線配置，導致Ct增大。UTU和LTU配置兩者還在迎角低 于約24°且5=13°，或者迎角低于約22°且5=24。時，產生了高于無粘性水平 的升力。另外，較之LTU配置的C^ax來說，OFC配置在基線機翼上實現了 Cl隱的約50%-60%。而且，LTU配置的表現略強于UTU配置。鑒于因上下 表面壓力差(即，從高壓區(qū)域到低壓區(qū)域)為負而使動力需求降低，所以希 望采用LTU配置。模擬曲線不僅示出了可獲得無粘性升力水平，而且在促 動預定端口且流體流恒定經過時，甚至可以超過它。圖7A和7B描繪了基線和圖6C所示氣流控制情況下，多元件飛行器機 翼上的總壓力場，此時根據UTUs (lm2p)、 m ( 2m3p )和f ( 2m3p )進行 促動。圖形示出了襟翼偏轉40。且迎角為16。時的流場?；€的情況導致C匕 約為3.91,而促動的情況產生了 6,14。圖7A圖示了不進行氣流控制，則氣 流沒有效率，即與個別機翼元件關聯的尾流和粘性層尺寸相當大，且總壓力 損失較大。與此相對照，圖7B表明促動導致粘性層更狹窄，且總壓力損失 減小，在多元件飛行器機翼30上氣流更為流線形。因此，在飛行器機翼尾 流中限定了更大的轉向角，這樣增加了升力和減小了反流，即使不能消除。 而且，圖8B還圖示了通過促動與飛行器機翼關聯的端口而獲得的更為流線 形的速度分量。圖8B所示的縫翼尾流較之圖8A所示更為狹窄，且減小了 速度缺陷。也顯著減小了襟翼36尾流中的反流，即使未能消除，同時由于 上表面上更高的吸力水平，升力也如圖所示增加。作為縫翼32流線形尾流 的結果，主機翼元件34和襟翼36上的氣流質量也得到改善，此時不再發(fā)生 反流。圖9A描繪了本發(fā)明另一種實施例的多元件飛行器機翼40。多元件飛行 器機翼40包括克魯格縫翼42、主機翼元件44和偏轉在50。的襟翼46。襟翼46偏轉50。，表示著陸條件，此時氣流即使在迎角較低時，也在大部分襟翼
上分離。而且，縫翼42包括端口 sl-s2,主才幾翼元件44包括端口 ml-m5， 而襟翼46包括端口 fl-f5。和前面一樣，圖9B表明有選擇地促動端口 m (4m5p )和f ( lm2p )、 s ( lm2p )和f ( lm2p )或端口 s ( lm2p )、 m ( 4m5p ) 和f ( lm2p )導致Cl校之基殘配置(即，不促動端口 )和振動促動OFC兩 者增大。 一般來說，促動多元件飛行器機翼30每個機翼元件中的端口在迎 角小于約24。時超過無粘性水平，且較之基線飛行器機翼實現顯著更大的 CLmax ( 7.3 )。而且，圖9B示出了經過所述端口的恒定流體流產生比振動流 體流(CLmax~6.2)更大的CL。而且，圖9C-9D表明在促動相同的端口組合 針對促動個別端口、采用振動流體流、或未促動基線機翼時，對于給定升力 系數來說，阻力減小而L/D增大。而且，對于給定阻力系數(Cd)來說，促 動多元件飛行器機翼40中的端口導致QJ交之基線基線飛行器機翼增大。
圖10描繪了采用克魯格縫翼和襟翼偏轉50。的多元件飛行器機翼促動各 種端口配置時，&對迎角的曲線圖。如圖所示，促動每個縫翼、主機翼元件 和襟翼中的多個端口 ( s ( lm2m )、 m ( 2p3p4p5p )和f ( lp2p3p4p5p ))并 對主機翼元件和縫翼采用LTU配置、對縫翼采用上表面對下表面("UTL") 配置，導致了最大的CLmax(~8.7)，而且對于迎角直到至少約32°，表現都 在無粘性水平之上。而且，促動每個縫翼、主機翼元件和襟翼中的一對開口 并使用LTU和/或UTU配置導致C^在全部線性升力范圍內都位于無粘性水 平之上。在較低迎角時(即，小于約12°), UTU和LTU配置的性能類似， 但在迎角較高時，LTU配置在升力方面展現出逐漸變差。這種升力下降暗示 了縫翼受到端口促動的不良影響，且其尾流對于主元件和襟翼的總氣流質量 有損。在縫翼上反轉氣流促動，即在縫翼上表面吸入流體，而在縫翼下表面 排出流體，導致升力劇烈增加(CLmax 8.0)。圖IO還表明尤其在線性升力范 圍內，在增加升力方面，OFC還是不能像經由所述端口持續(xù)吸入和排出流體 那樣有效。
圖11A圖示了基線配置(Q=4.42)多元件飛行器機翼上總壓力場的圖 形。在圖11B中，促動每個端口 s( lm2m)、 m(2p3p4p5p)和f( lp2p3p4p5p ) (產生CL=8.4 )以使縫翼42采用UTL促動，而主機翼元件44和襟翼46采 用LTU配置。比較圖IIA和IIB還表明，較之基線多元件飛行器機翼來說， 尤其是靠近主機翼元件44和襟翼46尾部的地方，與飛行器機翼40關聯的氣流更為流線形。在襟翼46尾流中消除了反流。因此，促動每個機翼元件
中的飛行器機翼40多個端口有利地影響縫翼42、主機翼元件44和襟翼46 尾流和粘性上表面層。氣流以高轉向角在襟翼區(qū)域變?yōu)榱骶€形，導致主機翼 元件44和襟翼46上循環(huán)更強而升力更高。
圖12A-12C圖示了圖11B所示多元件飛行器機翼40上氣流結構的進一 步細節(jié)。特別是圖12B和12C還示出了分別表示經由每個縫翼42、主機翼 元件44和襟翼46中的端口 s ( lm2m )、 m ( 2p3p4p5p )和f ( lp2p2p4p5p ) 吸入和排出流體的速度矢量。
本發(fā)明的實施例提供若干優(yōu)勢。具體來說，多元件飛行器機翼包括流體 設備和端口，用于控制機翼上的邊界層流。將端口定位在飛行器機翼上的關 鍵位置，諸如壓力增大的位置、氣流分離的位置或復循環(huán)位置，并在預定時 刻促動特定端口，則機翼空氣動力學性能，包括升力，在寬泛的迎角范圍內 可以得到改善。促動多元件飛行器機翼中的端口可以導致通常與襟翼關聯的 氣流效應，但是阻力減小、失速特性改善。而且，應用于多元件飛行器機翼 可以緩解粘滯效應，并減小邊界層在機翼關鍵區(qū)域上的沖角，以使流體流可 以超過無粘性水平。所述端口和流體設備可以用來管理多元件飛行器上的載 荷。此外，所述流體設備可以采用零凈重流，以使不需要外部流體源或復雜 的管道。
而且，機翼載荷管理在各種低速飛行條件下，最大限度減小阻力。例如， 在起飛和攀升時，所述系統(tǒng)可以設計成產生更接近橢圓形的翼展載荷分布， 用來減小感生阻力。減小感生阻力使得引擎功率需求降低，這將會減少噪音， 因為起飛時引擎是主要的噪聲源。此外，減小感生阻力使得雙引擎型飛行器 的引擎尺寸減小。另一方面，在進場和著陸時，所述系統(tǒng)可以用來產生更為 三角形的載荷分布，用來提高阻力，這對于更好的控制飛行器來說是令人期 望的。
所述本發(fā)明的許多改動和其他實施例將進入本發(fā)明所述領域技術人員 的腦海，具有前述說明和相關附圖所教導的益處。因此，應該理解，本發(fā)明 并未限于所公開的具體實施例，所述改動和其他實施例旨在包含于附帶的權 利來要求書的范圍內。雖然本發(fā)明采用了具體的術語，但是它們僅用于上位 和說明的意思，且不用作限制。
權利要求
1.一種控制飛行器機翼上邊界層流的系統(tǒng)，包括至少一個機翼元件；多個端口，其限定在所述機翼元件中并彼此流體連通；和至少一個流體設備，其可操作來經由至少一個端口吸入流體并經由另外的至少一個端口排出流體，以控制所述機翼元件上的邊界層流。
2. 如權利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述至少一個流體設備包 括電動泵。
3. 如權利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述至少一個流體設備采 用零凈重流來調節(jié)經過所述端口的流體流。
4. 如權利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述至少一個流體設備可 操作來促動多個端口 ，以使流體同時流經每個被促動的端口 。
5. 如權利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述至少一個流體設備可 操作來自動或手動促動多個端口 。
6. 如權利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述機翼元件包括互聯到 主機翼元件的縫翼和襟翼。
7. 如權利要求6所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述至少一個流體設備促 動與所述縫翼、主機翼元件和襟翼至少其中之一關聯的多個端口。
8. 如權利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述至少一個端口限定在 所述才幾翼元件上表面。
9. 如權利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述至少一個端口限定在 所述才幾翼元件下表面。 .
10. 如權利要求l所述的系統(tǒng)，其特征在于，限定在所述機翼元件上表 面中的至少一個端口與限定在所述機翼元件下表面中的至少一個端口流體 連通。
11. 如權利要求l所述的系統(tǒng)，其特征在于，至少一個所述端口限定在 所述機翼元件尾部。
12. —種控制飛行器機翼上流體邊界層流的方法，包括 在包括至少 一個機翼元件的飛行器機翼上激發(fā)流體流； 通過限定在每個機翼元件中的多個端口吸入和排出流體，以持續(xù)調節(jié)所述飛行器機翼上的流體流，從而控制所述機翼元件上流體的邊界層流。
13. 如權利要求12所述的方法，其特征在于，所述激發(fā)包括啟動飛行 器起飛和著陸。
14. 如權利要求12所述的方法，其特征在于，所述調節(jié)包括促動與多個流體連通的端口關聯的流體設備。
15. 如權利要求12所述的方法，其特征在于，所述調節(jié)包括同時調節(jié) 多個端口。
16. 如權利要求12所述的方法，其特征在于，所述調節(jié)包括經由限定 在所述機翼元件上表面中的一對端口吸入和排出流體。
17. 如權利要求12所述的方法，其特征在于，所述調節(jié)包括經由限定 在所述機翼元件卞表面中的端口吸入流體，而經由限定在所述機翼元件上表 面中的端口排出流體。
18. 如權利要求12所述的方法，其特征在于，所述調節(jié)包括經由限定 在所述機翼元件上表面中的端口吸入流體，而經由限定在所述機翼元件下表 面中的端口排出流體。
19. 如權利要求12所述的方法，其特征在于，所述調節(jié)包括經由限定 在多個機翼元件中的多個端口吸入和排出流體。
20. 如權利要求19所述的方法，其特征在于，所述調節(jié)包括經由限定 在每個縫翼、主機翼元件和襟翼中的多個端口吸入和排出流體。
全文摘要
提供了一種控制飛行器機翼上的邊界層流的系統(tǒng)和方法。所述系統(tǒng)包括至少一個機翼元件(12、14、16)；和多個限定在所述機翼元件中并流體連通的端口(s1、s2、m2、m3、f1、f2)。所述系統(tǒng)還包括至少一個流體設備，其可操作來經由至少一個端口吸入流體并經由另外至少一個端口排出流體，從而控制所述機翼元件上的邊界層流。
文檔編號B64C21/02GK101263051SQ200680033794
公開日2008年9月10日 申請日期2006年7月26日 優(yōu)先權日2005年8月9日
發(fā)明者戴維·J·曼利, 約拉姆·亞德林, 羅杰·W·克拉克, 阿爾文·施米洛維克 申請人:波音公司