專利名稱：升力增加系統(tǒng)以及關(guān)聯(lián)的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛行器機(jī)翼，更具體地說，涉及通過控制飛行器機(jī)翼上的邊 界層流增加多元件飛行器機(jī)翼升力的升力增加系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
起飛和著陸性能是運(yùn)輸飛行器的兩個(gè)基本設(shè)計(jì)目標(biāo)。任何飛行器設(shè)計(jì)受 限于最大起飛重量，該重量與跑道長(zhǎng)度有關(guān)。對(duì)于給定的跑道長(zhǎng)度來說，較 高的升力水平允許增大最大起飛重量。同樣，對(duì)于給定重量來說，較高的升
力允許降低失速速度(stall speed )并縮短滑行距離。從操作的角度來看，高 升力能力能進(jìn)入更多的機(jī)場(chǎng)。無論要求凈載重量更大還是滑行距離更短，優(yōu) 良的高升力能力都是飛行器制造商追求的關(guān)鍵目標(biāo)。
對(duì)于給定飛行器重量來說，通過增加機(jī)翼面積或增大最大升力系數(shù) (CLmax)，可以降低失速速度。增加機(jī)翼面積不理想，因?yàn)閷?dǎo)致巡航阻力更
大。因此，更希望增大C^ax。
有效的高升力系統(tǒng)為軍用和商用飛行器兩者提供了重要的性能優(yōu)勢(shì)。在 軍用飛行器領(lǐng)域，要求能在偏遠(yuǎn)簡(jiǎn)陋的地方著陸的能力，以使具有短途滑行 能力的軍事運(yùn)輸能有效擴(kuò)展軍事力量的全球可及性。針對(duì)商用運(yùn)輸來說，高
升力系統(tǒng)關(guān)鍵是經(jīng)濟(jì)影響。例如，增大CLmax導(dǎo)致對(duì)于固定進(jìn)場(chǎng)速度增大了
凈載重能力，起飛L/D增大將增加凈載重量或增大航程，且在迎角不變情況 下增大升力系數(shù)將降低進(jìn)場(chǎng)高度(approach attitude )并導(dǎo)致起落架縮短，即 減小飛行器重量。
由高升力能力改善帶來的經(jīng)濟(jì)優(yōu)勢(shì)的另 一 方面涉及環(huán)境規(guī)定。越來越多 的國(guó)家強(qiáng)調(diào)機(jī)場(chǎng)環(huán)境中的嚴(yán)格噪音極限，導(dǎo)致飛行器操作小時(shí)受限。而且， 不在允許噪音極限內(nèi)操作的飛行器將受到經(jīng)濟(jì)制裁或者甚至禁止進(jìn)出特定 機(jī)場(chǎng)。例如，為了符合環(huán)境規(guī)定， 一些飛行器被迫降低凈載重量，以及在初 始爬升過程中減小起飛和離地(lift-off)速度。但是，如果搭載的乘客較少， 則飛行器運(yùn)營(yíng)就不再具有經(jīng)濟(jì)可行性。因此，巨大的利益驅(qū)動(dòng)著研制起飛和著陸性能改善的飛行器。
空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)尤其對(duì)于起飛和著陸條件是一種挑戰(zhàn)，此時(shí)流體流被粘 滯效應(yīng)所左右。由于增大了改善效率的潛在可能性，所以非常希望能有在這 些高升力條件下改變粘性流結(jié)構(gòu)的技術(shù)。這些年來，已經(jīng)為廣泛的空氣動(dòng)力 學(xué)應(yīng)用場(chǎng)合研制了各種氣流控制策略，諸如改變機(jī)翼上的氣流或者延遲邊界
層分離的各種主動(dòng)或被動(dòng)系統(tǒng)、促動(dòng)器和機(jī)構(gòu)。例如，授予Somers的美國(guó) 專利No. 6,卯5，092公開了一種層流翼型(airfoil )，其包括前后翼型元件以及 位于其間的狹槽區(qū)域。所述前后翼型元件在基本上整個(gè)前翼型元件上引發(fā)層 流，并在狹槽區(qū)域引發(fā)層流。
目前的飛行器通過采用僅在起飛和著陸過程中展開的系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)高升力 水平。這些系統(tǒng)通常包括可動(dòng)前緣縫翼和一個(gè)或多個(gè)尾緣襟翼。展開后，機(jī) 翼變形成多元件結(jié)構(gòu)，有效增大彎曲度和弦長(zhǎng)并導(dǎo)致升力增加。多元件高升 力系統(tǒng)上的氣流高度相互作用。例如，尾緣襟翼受到主機(jī)翼上升力所產(chǎn)生的 滑流的強(qiáng)烈影響。
這種多元件系統(tǒng)所產(chǎn)生的最大升力受到強(qiáng)反壓力梯度所導(dǎo)致的粘滯效 應(yīng)的制約。所實(shí)現(xiàn)的最大升力水平可能受限于縫翼和主機(jī)翼前緣附近邊界層 分離，以及受限于主機(jī)翼尾緣或襟翼上邊界層增厚或分離。升力可能還受限 于主機(jī)翼尾緣或襟翼上邊界層增厚或分離。此外，來自縫翼或主機(jī)翼的粘性 尾流噴發(fā)在其經(jīng)過襟翼導(dǎo)致的高壓力梯度時(shí)，可能限制最大升力水平。在這 種情況下，每個(gè)高升力部件上的邊界層可能連接，但是粘性尾流的迅速傳播
限制了所能實(shí)現(xiàn)的最大升力。
因此，提供一種能控制多元件飛行器機(jī)翼上邊界層流的系統(tǒng)，對(duì)于改善 多元件機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)性能來說，是具有優(yōu)勢(shì)的。而且，提供一種能適應(yīng)廣 泛的迎角和飛行條件的系統(tǒng)，是具有優(yōu)勢(shì)的。

發(fā)明內(nèi)容
通過提供一種增加多元件飛行器機(jī)翼升力的系統(tǒng)，本發(fā)明的實(shí)施例滿足 上述需求，并實(shí)現(xiàn)了其他優(yōu)勢(shì)。所述系統(tǒng)采用多個(gè)端口和流體設(shè)備來調(diào)節(jié)飛 行器機(jī)翼上的流體流。因此，所述端口和流體設(shè)備可以位于多元件飛行器機(jī) 翼上的各種位置來控制機(jī)翼上的邊界層流并減小粘滯效應(yīng)。計(jì)算結(jié)果已經(jīng)示 出促動(dòng)特定位置上的多個(gè)端口導(dǎo)致Q.增大，以及更為流線型的氣流。如果促動(dòng)飛行器機(jī)翼具體元件上關(guān)鍵位置的端口 ，則在所述迎角范圍內(nèi)獲得接近 無粘性的升力水平。
在本發(fā)明 一種實(shí)施例中，提供了 一種從多元件飛行器機(jī)翼產(chǎn)生升力的系 統(tǒng)。所述系統(tǒng)包括互聯(lián)到主機(jī)翼元件的襟翼和縫翼。所述系統(tǒng)還包括至少一 個(gè)限定在所述縫翼、主機(jī)翼元件和/或襟翼的端口。此外，所述系統(tǒng)還包括至 少一個(gè)流體設(shè)備，其可操作來調(diào)節(jié)進(jìn)出所述端口的流體流，從而控制所述縫 翼、主機(jī)翼元件和/或襟翼上的邊界層流。
在本發(fā)明的各個(gè)方面，所述流體設(shè)備可以是電磁促動(dòng)器、壓電促動(dòng)器、 基于燃燒的促動(dòng)器、隔膜或活塞。所述流體設(shè)備可以采用零凈重流來調(diào)節(jié)穿 過所述端口的流體流。所述流體設(shè)備可以促動(dòng)單個(gè)端口或多個(gè)端口 ，以使流 體同時(shí)流過每個(gè)被促動(dòng)的端口。此外，所述流體設(shè)備可以促動(dòng)與所述縫翼、 主機(jī)翼元件和/或襟翼關(guān)聯(lián)的一個(gè)或多個(gè)端口 。所述端口可以限定在所述縫 翼、主機(jī)翼元件和/或襟翼上表面中，且可以限定在所述縫翼和/或主機(jī)翼元 件的尾部。所述縫翼和襟翼可以可操作地互聯(lián)到所述主機(jī)翼元件，以使所述 縫翼和襟翼的偏轉(zhuǎn)角可以相對(duì)于所述主機(jī)翼元件進(jìn)行調(diào)節(jié)。
本發(fā)明進(jìn)一步的方面提供一種從多元件飛行器機(jī)翼產(chǎn)生升力的額外系 統(tǒng)。所述系統(tǒng)包括多個(gè)機(jī)翼元件(例如，縫翼、主機(jī)翼元件和/或襟翼)，其 中每個(gè)所述機(jī)翼元件可操作地彼此互聯(lián)。所述機(jī)翼元件可以互聯(lián)，以使一個(gè) 機(jī)翼元件的偏轉(zhuǎn)角可以相對(duì)于另 一個(gè)機(jī)翼元件進(jìn)行調(diào)節(jié)。所述系統(tǒng)還包括至
少一個(gè)端口，限定在至少其中一個(gè)機(jī)翼元件上；和至少一個(gè)流體設(shè)備，可操
作來調(diào)節(jié)進(jìn)出所述端口的流體流，以控制至少其中 一個(gè)機(jī)翼元件上的邊界層
、'云
本發(fā)明的實(shí)施例還提供一種增加飛行器升力的方法。所述方法包括在 包括多個(gè)機(jī)翼元件的多元件飛行器機(jī)翼上激發(fā)流體流，并調(diào)節(jié)至少其中一個(gè) 機(jī)翼元件上所限定的至少一個(gè)端口中流經(jīng)的流體流，以控制所述機(jī)翼元件上 的邊界層流。激發(fā)流體流可能包括開始飛行器起飛或著陸，以使機(jī)翼元件上 激發(fā)出氣流運(yùn)動(dòng)。而且，所述方法進(jìn)一步包括調(diào)節(jié)至少一個(gè)機(jī)翼元件相對(duì)于 另一個(gè)機(jī)翼元件的偏轉(zhuǎn)角。
在本發(fā)明的各個(gè)方面，所述調(diào)節(jié)步驟包括促動(dòng)與至少一個(gè)端口關(guān)聯(lián)的流 體設(shè)備。所述促動(dòng)步驟可以包括同時(shí)促動(dòng)多個(gè)端口。此外，所述促動(dòng)步驟可 以包括促動(dòng)與一個(gè)或多個(gè)機(jī)翼元件關(guān)聯(lián)的至少一個(gè)端口 。所述調(diào)節(jié)步驟可以包括將流體吸入各端口或從各端口排出流體。


在以一般術(shù)語說明本發(fā)明之后，現(xiàn)在將參照附圖進(jìn)行說明，這些附圖并
未按比例繪制，且其中
圖1A-B是根據(jù)本發(fā)明 一種實(shí)施例的多元件飛行器機(jī)翼透視圖2是根據(jù)本發(fā)明一種實(shí)施例的多元件飛行器機(jī)翼的截面圖3A是根據(jù)本發(fā)明另 一種實(shí)施例的多元件飛行器機(jī)翼截面圖3B-D是描繪圖3A所示多元件飛行器機(jī)翼各種空氣動(dòng)力學(xué)特性的曲
線圖4A是根據(jù)本發(fā)明另 一種實(shí)施例的多元件飛行器機(jī)翼截面圖； 圖4B-D是描繪圖4A所示多元件飛行器機(jī)翼各種空氣動(dòng)力學(xué)特性的曲 線圖5A是圖示基線多元件飛行器機(jī)翼上總壓力場(chǎng)的圖形；
圖5B是圖示帶有根據(jù)本發(fā)明一種實(shí)施例的氣流控制的多元件飛行器機(jī)
翼上總壓力場(chǎng)的圖形；
圖6A是根據(jù)本發(fā)明一種實(shí)施例的多元件飛行器機(jī)翼截面圖6B-F是描繪圖6A所示多元件飛行器機(jī)翼上總壓力曲線的曲線圖7A是根據(jù)本發(fā)明一種實(shí)施例的多元件飛行器機(jī)翼截面圖7B-D是描繪圖7A所示多元件飛行器機(jī)翼各種空氣動(dòng)力學(xué)特性的曲
線圖8A是根據(jù)本發(fā)明另 一種實(shí)施例的多元件飛行器機(jī)翼截面圖； 圖8B-D是描繪圖8A所示多元件飛行器機(jī)翼各種空氣動(dòng)力學(xué)特性的曲 線圖9A是圖示基線多元件飛行器機(jī)翼上總壓力場(chǎng)的圖形； 圖9B是帶有根據(jù)本發(fā)明另一種實(shí)施例的氣流控制的多元件飛行器機(jī)翼 上總壓力場(chǎng)的圖形。
具體實(shí)施例方式
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(shí)施 例，但并非全部。實(shí)際上，本發(fā)明可以以許多形式實(shí)施，不應(yīng)理解為限制于本發(fā)明所述的實(shí)施例，而提供這些實(shí)施例是為了讓本公開滿足適當(dāng)?shù)姆梢?求。類似數(shù)字始終指代類似元件。
現(xiàn)在參照附圖，且具體參照?qǐng)D1A-B，示出了用來增加多元件飛行器機(jī) 翼10升力的系統(tǒng)。飛行器機(jī)翼IO通常包括多個(gè)機(jī)翼元件12、 14和16。每 個(gè)機(jī)翼元件12、14和16都包括多個(gè)限定于其中的端口 11。采用流體設(shè)備(未 示出)調(diào)節(jié)流體流進(jìn)出端口 11，以控制每個(gè)機(jī)翼元件12、 14和16上的邊界 層流。通常所述流體設(shè)備可以選擇性地操作，以控制起飛和著陸過程中流經(jīng) 端口ll的流體流，以改善飛行器機(jī)翼10的性能。于是，飛行器機(jī)翼的空氣 動(dòng)力學(xué)特性，特別是升力可以在一定的迎角范圍內(nèi)并在各種飛行條件下得到 改善。
多元件飛行器機(jī)翼IO或翼型，通常包括多個(gè)機(jī)翼元件，即縫翼12、主 機(jī)翼元件14和襟翼16。多元件機(jī)翼IO,正如本領(lǐng)域普通技術(shù)人員所知，可 以具有各種結(jié)構(gòu)。例如，雖然縫翼12和襟翼16示于圖1A-B,但是多元件 機(jī)翼IO可以包括主機(jī)翼元件14和一個(gè)或多個(gè)縫翼12和/或一個(gè)或多個(gè)襟翼 16。而且，縫翼12可以為各種結(jié)構(gòu)，諸如克魯格(Kmeger)縫翼、通風(fēng)縫 翼、密封縫翼或垂頭(dro叩-nose)縫翼。另外，襟翼16可以是無狹槽的， 即使用簡(jiǎn)單鉸鏈模式的偏轉(zhuǎn)。通過改變前緣彎曲度，縫翼12可以用來降低 飛行器機(jī)翼前緣附近的壓力峰值。襟翼16也可以具有各種結(jié)構(gòu)，諸如富勒 (Fowler)襟翼或單槽襟翼、雙槽襟翼或三槽襟翼。通過增加飛行器機(jī)翼的 彎曲度并允許更多升力施加在機(jī)翼后部，襟翼16可以用來改變壓力分布。 而且，主機(jī)翼元件14可以具有各種結(jié)構(gòu)(即，彎曲度、弦長(zhǎng)、前緣半徑等)， 取決于所希望的飛行器類型或空氣動(dòng)力學(xué)特性。于是，多元件飛行器機(jī)翼IO 可以包括各種結(jié)構(gòu)的縫翼12、主機(jī)翼元件12和襟翼16,以使所述多元件飛 行器機(jī)翼可以具有各種翼型輪廓，用來實(shí)現(xiàn)希望的空氣動(dòng)力學(xué)特性，諸如最 大升力系數(shù)。雖然示出了多元件飛行器機(jī)翼IO，但是應(yīng)該理解，可以在許多 多元件提升表面調(diào)節(jié)氣流，以改善空氣動(dòng)力學(xué)特性。例如，可以在擾流板或 副翼或其它能產(chǎn)生升力的多元件翼型機(jī)構(gòu)中限定端口 。
每個(gè)縫翼12、主機(jī)翼元件14和襟翼16包括一個(gè)或多個(gè)端口，用來控制 沿著多元件飛行器機(jī)翼IO表面的邊界層。具體來說，圖2圖示了縫翼12包 括一對(duì)端口 sl-s2，主才幾翼元件14包括多個(gè)端口 ml、 m2、 m3、 m4和m5, 襟翼16包括多個(gè)端口 fl、 f2、 f3、 f4和f5。每個(gè)端口限定在各縫翼12、主機(jī)翼元件14和襟翼16的上表面中。但是所述端口可以限定在多元件飛行器 機(jī)翼10的下表面上，或上下表面兩者上。所述端口基本上限定為延伸到各 縫翼12、主機(jī)翼元件14或襟翼16中，以使流體可以穿過所述端口吸入或排 出。于是，所述端口通常包括靠近縫翼12、主機(jī)翼元件14和襟翼16的孔或 開口，它們各自進(jìn)一步延伸到所述縫翼、主機(jī)翼元件和襟翼中。而且，限定 在各縫翼12、主機(jī)翼元件14和襟翼16中的端口可以互相連接，以便一個(gè)端 口可以促使流體在一個(gè)位置進(jìn)入該端口 ，而第二端口促使流體在不同位置流 出該端口。但是，流體也可能從第一端口流入暫時(shí)保持區(qū)域，以便可以經(jīng)由 該第一端口排出，或一個(gè)或多個(gè)額外的端口排出。通常端口 sl-s2和ml-m5 各自限定在各縫翼12、主機(jī)翼元件14的尾部，但是，所述端口可以限定在 縫翼、主機(jī)翼元件或襟翼的各種位置，以實(shí)現(xiàn)希望的空氣動(dòng)力學(xué)特性。而且， 雖然示出了多元件飛行器機(jī)翼IO的截面圖，但是應(yīng)該理解，所述端口可以 限定成沿著機(jī)翼的各種翼展結(jié)構(gòu)(例如，對(duì)準(zhǔn)、交錯(cuò)、不對(duì)準(zhǔn)等)。而且， 所述端口可以具有各種尺寸和結(jié)構(gòu)，諸如圓形、卵形或任何其他希望的形狀。
多個(gè)流體設(shè)備(未示出)用來調(diào)節(jié)流體流進(jìn)出所述端口 。所述流體設(shè)備 通常采用零凈重流(即，不需要外部流體源)來調(diào)節(jié)穿過所述端口的流體流， 并且可以使用各種機(jī)構(gòu)來促動(dòng)一個(gè)或多個(gè)端口。例如，電磁促動(dòng)器、壓電促 動(dòng)器、基于燃燒的促動(dòng)器、隔膜、活塞或泵可以用來促動(dòng)所述端口。流體設(shè) 備可以促動(dòng)單個(gè)端口，或者可以操作來促動(dòng)多個(gè)開口，以影響多元件飛行器 機(jī)翼10上的邊界層流。此外，可以同時(shí)促動(dòng)若干端口。如本發(fā)明所用，促 動(dòng)包括打開端口和/或迫^f吏流體進(jìn)入或離開端口 ，諸如經(jīng)由該端口吸入或噴出 流體。因此，通過將流體吸入一個(gè)或多個(gè)端口或?qū)⒘黧w從一個(gè)或多個(gè)端口排 出，流體設(shè)備能調(diào)節(jié)經(jīng)過這些端口的流體流。對(duì)于吸入或排出流體的示例系
統(tǒng)的進(jìn)一步說明，參見美國(guó)專利申請(qǐng)No._,名稱為"System for
Aerodynamic Flows and Associated Method"，該申i青與本發(fā)明同日寸4是交，并壽爭(zhēng) 讓給本受讓人并通過引用包含在本發(fā)明中。此外，本發(fā)明實(shí)施例可以采用流 體源諸如壓縮機(jī)或飛行器引擎排放氣體。
而且，所述流體設(shè)備能促動(dòng)與縫翼12、主機(jī)翼元件14或襟翼16關(guān)聯(lián)的 端口。而且，所述流體設(shè)備也能促動(dòng)與每一個(gè)縫翼12、主機(jī)翼元件14和襟 翼16關(guān)聯(lián)的端口，從而為獲得更高的升力水平而實(shí)現(xiàn)流體流協(xié)同控制。通 常在飛行器起飛和著陸過程中促動(dòng)所述端口 ，此時(shí)實(shí)現(xiàn)大升力是關(guān)鍵。此外，促動(dòng)通常是連續(xù)性的，盡管在起飛和著陸過程中可以有選擇地調(diào)節(jié)所述端口 來實(shí)現(xiàn)性能改善。
圖3A圖示了多元件飛行器機(jī)翼20，其包括限定在每一個(gè)縫翼22、主機(jī) 翼元件24和襟翼26中的端口 ?？p翼22包括端口 sl-s2，主機(jī)翼元件24包 括端口ml-m3,而襟翼26包括端口 fl-f5。圖3B-D提供多元件飛行器機(jī)翼 20各種空氣動(dòng)力學(xué)特性的曲線。由于所述曲線基于二維模擬，所以未考慮感 生阻力(induced drag)。為了模擬起飛條件，縫翼22展開，且襟翼偏轉(zhuǎn)成 24。角。
圖3B示出了無粘性氣流、基線多元件飛行器機(jī)翼(即，未促動(dòng)端口 ) 上的氣流以及縫翼12、主機(jī)翼元件14或襟翼16其中之一的端口被促動(dòng)(參 見與圖3B—起示出的圖例，用來辨別被促動(dòng)的端口 )的多元件飛行器機(jī)翼 上的氣流的升力系數(shù)Cl,相對(duì)于迎角a進(jìn)行繪圖。如圖3A所示，在迎角小 于15°時(shí)，促動(dòng)襟翼26的端口 fl-f5使CL增大最大，而促動(dòng)縫翼的端口 sl-s2 的結(jié)果略好于促動(dòng)主機(jī)翼元件的端口 ml-m5。而且，在迎角大于17。時(shí)，縫 翼22、主機(jī)翼元件24和襟翼26各自的表現(xiàn)大致相同，不過在迎角大于約 14。時(shí)，縫翼、主機(jī)翼元件和襟翼的表現(xiàn)都強(qiáng)于基線。圖3C(阻力曲線)和 3D也示出促動(dòng)縫翼22、主機(jī)翼元件24或襟翼26其中任一的端口通常導(dǎo)致 (\和L/D較之基線機(jī)翼升高。如圖3C所示，對(duì)于給定的阻力系數(shù)(Cd)來 說，促動(dòng)多元件飛行器機(jī)翼20中的端口導(dǎo)致CL相對(duì)于基線飛行器機(jī)翼升高。 如上所述，增大Cu^，即Ct的最大可獲得值，將降低失速速度(stall speed), 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并降低進(jìn)場(chǎng)高 度(approach attitude )。
圖4A也示出了一種多元件飛行器機(jī)翼20,具有限定在縫翼22、主機(jī)翼 元件24和襟翼26中的端口。此外，圖4B-4C描繪了與圖3B-3C所示相同 的空氣動(dòng)力學(xué)特性。但是，圖4B-4C表明促動(dòng)縫翼22、主機(jī)翼元件24和襟 翼26中的端口組合，在迎角小于約6。時(shí)達(dá)到無粘性氣流，而在約6。以上接 近無粘性氣流。而且，圖4B示出單獨(dú)促動(dòng)ml-m3或fl-f5不能導(dǎo)致0>目對(duì) 于基線多元件飛行器機(jī)翼顯著升高。但是，促動(dòng)ml-m3和fl-f5兩者或sl-s2、 ml-m3和fl-f5導(dǎo)致Ci相對(duì)于基線機(jī)翼來說，在迎角整個(gè)線性范圍內(nèi)顯著升 高。因此，促動(dòng)ml-m3激活了主機(jī)翼元件24尾部的減速粘性層，并推升了 整個(gè)多元件飛行器機(jī)翼20上的載荷。此外，圖4C-4D表明了促動(dòng)相同組合的端口相對(duì)于個(gè)別促動(dòng)縫翼22、主機(jī)翼元件24或襟翼26上的端口時(shí)，CL 和L/D的增大。
圖5A-5B表示起飛條件，此時(shí)襟翼26偏轉(zhuǎn)到24°,且迎角為19°。圖5A 描繪了基線多元件飛行器機(jī)翼上的總壓力場(chǎng)，而圖5B圖示了圖4A中所示 的多元件飛行器機(jī)翼20，此時(shí)促動(dòng)了端口 sl-s2、 ml-m3和fl-f5。圖形圖示 了邊界粘性層以及離開各元件的尾流，此時(shí)對(duì)于基線機(jī)翼來說，Cl等于約 4.06，而對(duì)于多元件飛行器機(jī)翼20進(jìn)行了氣流控制來說，等于5.12。圖5B 表明縫翼22、主機(jī)翼元件24和襟翼26尾流尺寸和強(qiáng)度減小。圖5B所示的 縫翼尾流橫穿主機(jī)翼元件24和襟翼26的反壓力梯度區(qū)域，而不會(huì)使氣流質(zhì) 量顯著變差(即，脫離表面的反流傾向更小)?？倝毫p失是空氣動(dòng)力學(xué)無 效性的量度，且其水平降低是受促動(dòng)氣流情況下性能改善的表示。具體來說， 受促動(dòng)氣流導(dǎo)致升力升高、阻力減小。促動(dòng)導(dǎo)致更為流線形的氣流，多元件 飛行器機(jī)翼20前后部轉(zhuǎn)向角更大(循環(huán)更高)且升力水平增高。
圖6A-6F提供了 A-E位置處的總壓力曲線的曲線圖，用來跟蹤相應(yīng)于縫 翼22、主機(jī)翼元件24和襟翼26的尾流。如圖6B所示，促動(dòng)了縫翼22、主 機(jī)翼元件24和襟翼26每一個(gè)上的端口的多元件機(jī)翼20的縫翼尾流減小了 多元件機(jī)翼上A位置的總壓力損失。尾流強(qiáng)度和寬度減小是空氣動(dòng)力學(xué)效率 提高的表示。類似地，圖6C-6F描繪了各位置B-E尾流的總壓力曲線，此時(shí) 每一幅圖表明相應(yīng)于基線多元件機(jī)翼的尾流比采用氣流控制的多元件機(jī)翼 20更寬且距離更長(zhǎng)。
圖7A-7D圖示了襟翼偏轉(zhuǎn)13°和24。的基線多元件飛行器機(jī)翼與襟翼偏 轉(zhuǎn)相同但每一個(gè)縫翼22、主機(jī)翼元件24和襟翼26上的端口 (sl-s2、 ml-m3 和fl-f5 )被促動(dòng)情況下的多元件飛行器機(jī)翼20之間的對(duì)比。圖7B表明促 動(dòng)多元件飛行器機(jī)翼20中的端口不僅產(chǎn)生更大的CL，而且在更高的迎角時(shí) 產(chǎn)生更大的Ct。例如，在5=24°的襟翼偏轉(zhuǎn)情況下，促動(dòng)端口 sl-s2、 ml-m3 和fl-f5導(dǎo)致在迎角約為22。時(shí)產(chǎn)生的CL匪約為4丄因而，升力增加，延遲 了失速，直到到達(dá)更高的迎角，并且在較低的迎角時(shí)，氣流接近無粘性氣流。 而且，圖7B示出襟翼偏轉(zhuǎn)增大(即，S=24°)導(dǎo)致a增大，但是導(dǎo)致氣流 比13。的襟翼偏轉(zhuǎn)更快地偏離無粘性氣流。圖7C-7D進(jìn)一步表明促動(dòng)端口 ， 增大了 CL，而阻力Co顯著減小。因此，L/D隨著氣流促動(dòng)而增大。
圖8A描繪了根據(jù)本發(fā)明另一種實(shí)施例的多元件飛行器機(jī)翼30。在該具體實(shí)施例中，多元件飛行器機(jī)翼30是示例運(yùn)輸機(jī)翼。多元件飛行器機(jī)翼30 包括克魯格縫翼32、主機(jī)翼元件34和進(jìn)行富勒運(yùn)動(dòng)的35%襟翼36。而且， 縫翼32包括端口 sl-s2,主機(jī)翼元件34包括端口 ml-m5,且襟翼36包括端 口 fl-f5。襟翼36偏轉(zhuǎn)50。，以表示著陸條件，此時(shí)即使在較低迎角時(shí)，氣 流也在大部分襟翼上分離。如前所述，圖8B表明，單獨(dú)/個(gè)別促動(dòng)端口 sl-s2、 ml-m5或fl-f5在增大CL方面并不像促動(dòng)端口 ml-m5和fl-f5兩者或全部端 口 sl-s2、 ml-m5和fl-f5那樣有效。 一般來說，促動(dòng)多元件飛行器機(jī)翼30 的全部端口在低迎角(即，小于16°)時(shí)接近無粘性氣流，且實(shí)現(xiàn)了比基線 多元件飛行器機(jī)翼(即，不促動(dòng)端口 )更高的CL。而且，顯然，促動(dòng)端口 sl-s2、 ml-m5和fl-f5的組合導(dǎo)致Cl増大最多。而且，在圖7C和7D中分 別表明了阻力顯著減小而L/D顯著增大。
圖9A和9B分別圖示了基線多元件飛行器機(jī)翼(Q=4.42)和圖8A所 示的多元件飛行器機(jī)翼30 (CL=6.61 )上，在5=50°和a二22。時(shí)的總壓力場(chǎng)圖 形，其中分別促動(dòng)了每一個(gè)端口 sl-s2、 ml-m5和fl-f5。如圖所示，圖9B 還表明多元件飛行器機(jī)翼30上，特別是靠近主機(jī)翼元件34和襟翼36尾部 的地方，氣流更為流線性。而且在襟翼36附近消除了反流。因此，促動(dòng)多 元件飛行器機(jī)翼30的端口有利于改進(jìn)升力特性、緩解機(jī)翼上各區(qū)域的粘滯 效應(yīng)。
本發(fā)明的實(shí)施例提供了若干優(yōu)勢(shì)。具體來說，所述多元件飛行器機(jī)翼包 括流體設(shè)備和端口，用來控制機(jī)翼上流體的邊界層流。通過將所述端口設(shè)置 在多元件飛行器機(jī)翼上的關(guān)鍵位置(即，反壓力梯度位置、氣流分離位置或 復(fù)環(huán)流位置)并在預(yù)定飛行條件下促動(dòng)特定端口 ，可以向在一定的迎角范圍 內(nèi)改善機(jī)翼的空氣動(dòng)力學(xué)特性，包括升力。促動(dòng)多元件飛行器機(jī)翼上的端口 可以導(dǎo)致通常與襟翼關(guān)聯(lián)的氣流效應(yīng)，但是阻力減小并且失速特性改善。而 且，多元件飛行器機(jī)翼上的促動(dòng)導(dǎo)致接近無粘性流場(chǎng)，從而緩解了粘滯效應(yīng) 并減小了機(jī)翼各區(qū)域的邊界層分離傾向。所述端口和流體設(shè)備可以用來管理 多元件飛行器機(jī)翼上的載荷，為起飛(翼展方向橢圓載荷，以減小阻力)和 著陸(翼展方向三角形載荷，以使進(jìn)場(chǎng)角更陡峭)控制感生阻力。另外，可 以適當(dāng)使用這種促動(dòng)，以減小結(jié)構(gòu)擾動(dòng)并制約結(jié)構(gòu)疲勞。此外，所述流體設(shè) 備可以采用零凈重流，以使不需要額外流體源或者復(fù)雜的管道。
這里所述的本發(fā)明的許多改動(dòng)和其他實(shí)施例將進(jìn)入本發(fā)明所述領(lǐng)域技術(shù)人員的腦海，并具有前述說明書以及相關(guān)附圖中的教導(dǎo)的益處。因此，應(yīng) 該理解，本發(fā)明并未限于所4皮露的具體實(shí)施例，而改動(dòng)和其他實(shí)施例也應(yīng)包 括在附帶的權(quán)利要求書的范圍內(nèi)。雖然本發(fā)明采用了特定的術(shù)語，但是它們 作上位使用并僅具說明的意思，而不是用于限制的目的。
權(quán)利要求
1. 一種由多元件飛行器機(jī)翼產(chǎn)生升力的系統(tǒng)，包括主機(jī)翼元件；互聯(lián)到所述主機(jī)翼元件的縫翼；互連到所述主機(jī)翼元件的襟翼；限定在所述縫翼、主機(jī)翼元件和襟翼至少其中之一上的至少一個(gè)端口；和至少一個(gè)流體設(shè)備，其可操作來調(diào)節(jié)進(jìn)出所述至少一個(gè)端口的流體流，從而控制所述縫翼、主機(jī)翼元件和襟翼至少其中之一上的邊界層流。
2. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述至少一個(gè)流體設(shè)備包 括電磁促動(dòng)器、壓電促動(dòng)器、基于燃燒的促動(dòng)器、隔膜、活塞和泵其中之一。
3. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述至少一個(gè)流體設(shè)備采 用零凈重流來調(diào)節(jié)經(jīng)過所述端口的流體流。
4. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述至少一個(gè)流體設(shè)備可 操作來促動(dòng)多個(gè)端口 ，以使流體同時(shí)流經(jīng)每個(gè)被促動(dòng)的端口 。
5. 如權(quán)利要求4所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述至少一個(gè)流體設(shè)備可 操作來促動(dòng)與所述縫翼、主機(jī)翼元件和襟翼至少其中之一關(guān)聯(lián)的至少一個(gè)端 口 。
6. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述至少一個(gè)端口限定在 所述縫翼、主機(jī)翼元件和襟翼至少其中之一的上表面中。
7. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述至少一個(gè)端口限定在 所述縫翼和主機(jī)翼元件至少其中之一的尾部。
8. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，每個(gè)流體設(shè)備可以操作來 促動(dòng)各端口 。
9. 如權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，每個(gè)所述縫翼和襟翼可操 作地互聯(lián)到所述主機(jī)翼元件，以使所述縫翼和襟翼的偏轉(zhuǎn)角能相對(duì)于所述主 機(jī)翼元件進(jìn)行調(diào)節(jié)。
10. —種由多元件飛行器機(jī)翼產(chǎn)生升力的系統(tǒng)，包括多個(gè)機(jī)翼元件，其中每個(gè)所述機(jī)翼元件可操作地彼此互聯(lián)； 限定在至少一個(gè)所述機(jī)翼元件中的至少一個(gè)端口；和至少一個(gè)流體設(shè)備，其可操作來調(diào)節(jié)流體進(jìn)出所述至少一個(gè)端口，從而 控制所述至少一個(gè)機(jī)翼元件上的邊界層流。
11. 如權(quán)利要求IO所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述多個(gè)機(jī)翼元件包括 縫翼、主機(jī)翼元件和襟翼。
12. 如權(quán)利要求10所述的系統(tǒng)，其特征在于，每個(gè)所述流體設(shè)備可操 作來調(diào)節(jié)各端口。
13. 如權(quán)利要求IO所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述機(jī)翼元件彼此互聯(lián)， 以使一 個(gè)機(jī)翼元件的偏轉(zhuǎn)角可以相對(duì)于另 一個(gè)機(jī)翼元件進(jìn)行調(diào)節(jié)。
14. 一種增加飛行器升力的方法，包括在包括多個(gè)機(jī)翼元件的多元件飛行器機(jī)翼上激發(fā)流體流；和 調(diào)節(jié)限定在至少一個(gè)所述機(jī)翼元件中的至少 一個(gè)端口中流經(jīng)的流體流， 從而控制所述至少一個(gè)機(jī)翼元件上的邊界層流。
15. 如權(quán)利要求14所述的方法，其特征在于，所述激發(fā)包括啟動(dòng)飛機(jī) 起飛和著陸。
16. 如權(quán)利要求14所述的方法，其特征在于，所述調(diào)節(jié)包括促動(dòng)與至 少一個(gè)端口關(guān)聯(lián)的流體設(shè)備。
17. 如權(quán)利要求16所述的方法，其特征在于，所述促動(dòng)包括同時(shí)促動(dòng) 多個(gè)端口 。
18. 如權(quán)利要求16所述的方法，其特征在于，所述促動(dòng)包括促動(dòng)與至 少一個(gè)機(jī)翼元件關(guān)聯(lián)的至少一個(gè)端口 。
19. 如權(quán)利要求14所述的方法，其特征在于，所述調(diào)節(jié)包括將流體吸 入各端口和從各端口排出流體。
20. 如權(quán)利要求14所述的方法，進(jìn)一步包括調(diào)節(jié)至少一個(gè)機(jī)翼元件 相對(duì)于另 一個(gè)機(jī)翼元件的偏轉(zhuǎn)角。
全文摘要
一種由多元件飛行器機(jī)翼產(chǎn)生升力的系統(tǒng)和方法。所述系統(tǒng)包括主機(jī)翼元件；互聯(lián)到所述主機(jī)翼元件的縫翼；和互連到所述主機(jī)翼元件的襟翼。所述系統(tǒng)還包括限定在所述縫翼、主機(jī)翼元件和襟翼至少其中之一上的至少一個(gè)端口。此外，所述系統(tǒng)包括至少一個(gè)流體設(shè)備，其可操作來調(diào)節(jié)進(jìn)出所述至少一個(gè)端口的流體流，從而控制所述縫翼、主機(jī)翼元件和襟翼至少其中之一上的邊界層流。
文檔編號(hào)B64C21/02GK101415605SQ200680033806
公開日2009年4月22日 申請(qǐng)日期2006年7月26日 優(yōu)先權(quán)日2005年8月9日
發(fā)明者約拉姆·亞德林, 羅杰·W·克拉克, 阿溫·施米洛維克 申請(qǐng)人:波音公司