專利名稱：用于控制尾流的方法和裝置的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及緩解形成在空氣動力面外梢上的渦流問題，尤其涉及由在下述飛行路徑上航行的飛機、特別是大飛機所引起的渦流問題，即渦流對在該飛行路徑上飛行(或橫穿)該飛行路徑飛行的飛機造成不良影響。
背景技術：
目前機場容量很大程度上由操作時間和能夠進出機場的飛機頻率控制，操作時間在很大程度上受限于白日的長度，以阻止對機場環(huán)境造成的噪音污染。著陸和起飛頻率中的主要因素是驅散由運動中的飛機所產生的尾流渦流所需時間。尾流渦流的大小和強度由飛機大小和重量所決定，處于寬體飛機的尾流內將會造成尤其危險的狀況。在最惡劣的情況下，足以導致飛機墜毀。該問題已經被公認了數十年有余，并已提出了很多方法以解決該問題。
經檢索，用于解決該問題的相關專利文獻如下US6,668,638(Huang)介紹了控制三角機翼飛機的空氣動力面上的渦流破裂。對于在大傾角和高角速度下操作的高性能戰(zhàn)斗機，控制表面上方的氣流會受前緣渦流的影響，其被利用以獲得額外的空氣動力。在上空氣動力面上具有運動的噴流以控制渦流的這一破裂，并且空氣也可以從上機翼表面被吸入。
US6,378,807(Tomioka)設置有噴射器，該噴射器在機翼上方噴吹用于除雪。
US6,283,406(Remington等)涉及在直升飛機上減少特別是當飛機在懸停時所產生的高速沖擊和槳葉渦流互相作用噪音，其使得一個槳葉的渦流影響到下一個槳葉的渦旋。在一個實施例中，空氣進入通道位于每個槳葉的表面上并鄰接前緣和外梢，以允許空氣進入槳葉內部空間，空氣排出通路設置在后緣和外梢部位，以便排出空氣。
US5,813,625(Hassan等)涉及在旋翼飛機上降低噪音。壓力氣體被引導進入旋轉葉片內，并通過沿著旋轉葉片的真實表面區(qū)域在鄰近前緣的上下表面上以及靠近旋轉葉片的末梢的上下表面上的多個開口將壓力氣體排出。該壓力流體的方向通常與槳葉表面垂直。
US5,806,807(Haney)公開了一種渦流衰減翼面，偏轉器40位于機翼上表面上比機翼末梢稍微靠里的位置處，氣體通路從翼面下表面的入口延伸到偏轉器40外側的翼面外側的上側上的出口。
US5,755,408(Schmidt等)示出通過有選擇地噴射壓力氣體而在前緣表面上產生紊流的系統，在微電機械系統控制下，影響部分機翼表面上方邊界層的紊流。
US5,158,251(Taylor)涉及一種翼尖渦流衰減系統，在該系統中，通過位于機翼表面上外緣并在前后方向對齊的窄縫36，將壓力氣體排出。壓力氣體切線地從所述窄縫排出，從而所述壓力氣體向外和向下彎曲，出現“柯恩達效應(Coanda)”(參考圖4)，其從垂直于機翼平面的柯恩達效應表面42沿弦向方向向下延伸。該文獻說明，希望柯恩達效應簾在弦向(水平)方向和鉛垂(垂直)方向這兩維方向上覆蓋盡可能大的區(qū)域。
US4,477,042(Griswold II)對緩解渦流的問題進行了探討，其特別針對具有顯著翼寬負荷的重型飛機，從而渦流不會負面地影響緊隨該重型飛機尾流飛行的飛機。為了緩解該問題，在一個實施例中，將翼尖部位構造成具有向上傾斜的輪廓，在另一實施例中(圖11)則形成向下傾斜的輪廓。并且，氣體通過機翼外緣排放，結合圖6和7從第6欄第37行開始描述上述內容。氣體通過窄縫54被排放，并通常沿末梢表面34、38被切向引導，從而使得在該表面上方流動的氣體與被排放的流體以可匹配的速度結合，形成缺少緊密的層化核的渦流。據記載，被排放流體的作用緩解了氣流的速度差，由此減少了渦流區(qū)域內的循環(huán)。
US3,997,132(Erwin)目的在于緩解翼尖渦流對緊隨該渦流路徑飛行的飛機造成影響這一問題。主噴氣發(fā)動機26安裝于更加靠近機身，在每個翼尖上，設置有輔助噴氣發(fā)動機32，它們布置成將導向片70設置在環(huán)形旁管42內。將這些導向片70設置得能夠抵消在翼尖處出現的渦流影響。
US3,984,070(Patterson Jr)的目的也在于處理跟隨渦流并對飛機造成影響的翼尖渦流的問題。設置有可收縮板，這些可收縮板具有在管件內的可收縮位置，并能夠在渦流驅散模式下擴展到徑向延伸位置(圖2)。
US3,974,986(Johnstone)涉及緩解在翼尖部位所產生的渦流的問題。在機翼端緣的下側處設置有多個入口48，高壓氣流流進這些開口48并流入通道內，在所述通道內通過機翼上表面上的窄縫46將所述高壓氣流排出。
US3,936,013(Yuan)涉及緩解在翼尖部位處產生渦流的問題。在翼尖處設置有從機翼端部橫向向外突出進入氣流內的管件21，具有多個將氣體吹入渦流內的氣流的小孔22。在圖3中，渦流氣體的流動表示為24，其沿向上方向流動，從該管件21中噴射出向下噴流25。
US3,881,669(Lessen)涉及緩解在機翼外稍的外緣形成渦流的問題。這種配置包括將流體流噴射進入拖尾渦流核心部中。如欄3第15行所述，最主要內容是被噴射流體的軸線基本上與拖尾渦流的縱向軸線同一直線和同軸。
US3,841,587(Freed)涉及緩解在翼尖處的渦流的問題。在每個機翼的翼尖處設置有噴嘴組件26，該噴嘴組件26位于機翼的外后緣上，并將氣體向后排放到渦流核心部分內。氣體從噴氣發(fā)動機排出以提供壓力氣體。該噴嘴是收縮-擴張(也就是Venturi類型)噴嘴，使得噴嘴內的氣體在喉部達到音速，從而在氣體向外膨脹的噴嘴的擴張部分處，速度增加至最大超音速程度。噴嘴設置成使得排放通路具有下述結構，即在相對于在翼尖形成的渦流的相反轉動方向上，產生一新的氣體垂直流。從超音速向回過渡到亞音速的轉變過程在渦流形成區(qū)域內產生一具有溫度上突然變化的并且氣體密度快速增加的沖擊波。據記載，其效果是遏制渦流或導致渦流盡早衰減。
US3,596,854(Haney Jr.)主要涉及影響翼尖處出現的渦流，主要是為了對飛機進行更好的空氣動力學控制。在機翼末梢具有殼體10，該殼體10具有通常在前方封閉且在后方具有排放孔12的大概成圓柱形的腔11。這導致空氣在該腔室內轉動或打旋。這樣能夠實現升力的增加或降低。
US3,012,740(Wagner)涉及飛機邊界層控制系統，在此處，高壓氣體從發(fā)動機中分流出，并沿著機翼被排放，從而改善邊界層控制。
US2,650,781(Taylor)示出用于實現邊界層控制的系統。如該文獻所述，在機翼末端形成的渦流在渦流核心部分內產生低壓力區(qū)域。在機翼上表面上設置有細長窄縫20，該窄縫20與管路相連，該管路通向機翼后末端的開口。因此，通過該窄縫被吸入的氣體穿過該管并噴射到渦流內，作為用于邊界層控制的裝置。
US3,845,918(White Jr.)示出“渦流驅散器”，該渦流驅散器包括一固定平板，該平板安裝在機翼末端并沿自由流動方向對齊。該板從該末端的后緣向前延伸并從提升表面向外延伸足夠遠，從而達到渦流的最大轉動速度。
US5,150,859(Ransick)示出一種結構，其中將渦輪機設置在翼尖上，在翼尖誘發(fā)拖尾渦流，從而使得該渦流驅動推進器葉片，推進器葉片又向機翼除冰系統等提供能量。
US5,492,289(Nosenchuck等)公開了“具有減輕強度的拖尾渦流的提升體”。將機翼的后緣形成得在靠近機翼末梢的位置具有變化的弦長，如圖7A所示，具有在末梢端102的部位105處向后突出的“擾動(perturbation)”。
US5,634,613(McCarthy)示出一種通過使機翼的外端部分具有產生“有益渦流”的輪廓而能夠緩解在機翼端部處產生渦流問題的機翼結構。例如在圖2中，即直接觀看機翼前緣所獲得的視圖，在從前向后方向上在位置66具有一螺旋(twist)，該螺旋逐漸將翼面實際迎角從靠近根部的正迎角68變化到位置70的負迎角。
US5,918,835(Gerhardt)公開一種安裝在飛機的翼尖上的翼尖渦流裝置，該裝置具有設置在渦流位置上的徑向葉片，從而這些葉片因從翼尖放出的渦流而轉動。
US6,082,679(Crouch等)公開一種用于破壞拖尾渦流的系統，通過致動翼面的后緣上的控制表面，導致渦流加速破裂而實現破壞拖尾渦流。
US6,394,397(Ngo等)，公司，公開一種通過在機翼的外緣部分上設置滑動尖端件28而驅散渦流的裝置，所述滑動尖端件28處于一與主機翼對齊的位置，還處于一從主機翼向下運動并延伸到壓力側表面24以驅散渦流的第二位置。
US6,422,518(Stuff等)公開一種帶有破壞翼尖渦流的裝置的飛機，通過在飛機的不同位置上設置小翼而實現破壞翼尖渦流，所述不同位置例如是機翼后的機身、水平面上的尾翼末梢或機翼內緣上的降落副翼。
US6,513,761(Huenecke)示出一種通過產生一個或多個反作用渦流而導致拖尾渦流“振蕩”從而減少飛機尾流中的渦流的系統。拖尾渦流的振蕩優(yōu)選地沿垂直于飛機縱向中央軸線的方向延伸。圖7、8和9示出其多種實施方式。如第6欄第6行所述，渦流產生器9和10優(yōu)選的是輔助副翼，它們設置得各自的反渦流13和14干涉副翼渦流11B和12B的形成。


圖1是等軸視圖，顯示在每個翼尖處散發(fā)渦流的飛機；圖2是翼面的等軸視圖，顯示導致渦流形成的流動模型；圖3是近似示意性等軸視圖，示意性示出所產生的渦流的氣流模型以及這些氣流對其它飛機的影響；圖4是典型渦流的橫截面視圖；圖5A-5B示出本發(fā)明主要實施例的空氣噴流流動模型的順序視圖；圖6是近似示意性等軸視圖，示出本發(fā)明一個實施例的噴嘴部分；圖7是沿圖6中7-7線所作的剖視圖；圖8是圖6的噴嘴部分的端視圖；圖9A、9B、9C-1、9C-2、9D-1、9D2示出在沒有激活渦流驅散裝置情形下和激活渦流驅散裝置情形下從翼尖散發(fā)出的渦流，此時在空氣噴流方向上循環(huán)運動的頻率是10.7Hz；圖10A、10B和10C示出表示當操作頻率是10.7Hz時激活該裝置之前和激活該裝置后的渦流的相同表面；圖11A、11B和11C是表示在10.7Hz操作頻率下渦流的發(fā)展和驅散的圖表；圖12A、12B和12C是類似于圖10A、10B和10C的相同平面的表示，除了操作頻率是1.07Hz之外；圖13A、13B和13C是類似于圖11A、11B和11C的圖表，此時裝置在1.07Hz的頻率下進行操作；圖14A、14B、14C、14D、14E是類似于圖5A-5D的視圖，但是示出本發(fā)明另一實施例，此時空氣噴流具有兩個空氣噴流部分，它們不同相地向后和向前運動。
具體實施例方式
本發(fā)明實施例包括翼面渦流驅散裝置和涉及該裝置的方法。結合在該系統內的翼面具有前緣、后緣、外緣部分、上空氣動力面、下空氣動力面、翼展方向軸線、從前向后弦軸線、與該翼展方向軸線和該弦軸線重合的定位基準面。翼面的特征是當翼面發(fā)揮產生氣動升力的功能時，在翼面外端部位處產生渦流。翼面具有渦流核心部分軸線、主圓周環(huán)流區(qū)域和外周邊流動區(qū)域。
該渦流驅散裝置包括一噴嘴部分，該噴嘴部分位于或接近翼面的外端部分，并具有一噴嘴排出部分，在該實施例中，該噴嘴排出部分處于通常從前向后方向延伸的對正位置，在或靠近翼面外端部分。該噴嘴部分設置得將噴流排放到渦流中。
在一個實施例中，所述噴流沿橫排放方向被排出，具有通常垂直于弦軸線并平行于對正平面的基本排出對正成份。
具有一將壓力氣體供給到所述噴嘴部分的壓力氣體進入部分，壓力氣體從該噴嘴部分被排出。
在本發(fā)明各實施例中，將所述噴嘴排出部分設置得被激勵從而在橫排放方向向前和向后移動。在此所示實施例中，采用循環(huán)方式在上和下端部分之間循環(huán)上下。在至少一個實施例中，噴流的橫排放方向在至少大約三分之一直角范圍內循環(huán)運動，或在至少大約三分之二直角范圍內循環(huán)運動。
在一個實施例中，設置該噴嘴排出部分，從而當橫排放方向處于上和下部位之間的通常中央位置處時，該噴嘴排出部分將噴流排出，從而使該橫排放方向具有一通常垂直于弦軸線并通常平行于定位基準面的基本對正分量。
在另一實施例中，設置該噴嘴排出部分，從而使橫排放方向處于上和下部位之間的通常中央位置，該噴嘴排出系統將噴流排出，從而使該橫排放方向具有一通常從定位基準面向下和向外傾斜的基本對正分量。
在一種操作方式下，設置該裝置從而使排放方向的前后運動的循環(huán)頻率足夠高，因而通過減弱渦流強度實現所述渦流的驅散。在另一種不同操作模式下，該循環(huán)頻率可以大于2Hz，至少高至5Hz，或至少高至10Hz或更高。
在另一種操作方式下，設置該渦流驅散裝置從而使橫排放方向的前后運動的循環(huán)頻率足夠低，因而通過加大導致渦流驅散的不穩(wěn)定性，至少部分地實現渦流的驅散。該循環(huán)頻率可以至少低至大約2Hz，或低至大約1Hz，或更低。
在另一個實施例中，將該噴嘴排放部分設置得具有至少兩個噴嘴排放部分，它們排放至少兩個噴流部分，所述噴流部分不同相地循環(huán)前后運動。
下文將參考圖1詳細介紹這些實施例，圖1大概示意性地示出具有機身12和左右機翼14的飛機10的前部。每個機翼14具有前緣16、后緣18和外緣梢部20。如圖1所示，從每個外緣部分20排放出渦流22，渦流22可以被描述為快速旋轉氣體團。
下文將參考圖2介紹機翼產生渦流的方式，圖2示出具有前緣16、后緣18和外緣梢部20的翼面14的外部。翼面14具有上空氣動力面23、下空氣動力面24、沿翼展方向的軸線26和弦軸線28。為了便于描述，定義了一“對正平面”，該對正平面通常水平地對正(與水平飛行的飛機對正)，與沿翼展方向的軸線26和弦軸線28重合。
進一步參考圖2，簡要介紹在飛行中如何形成的渦流22。在上機翼表面23和下機翼表面24之間存在壓差，這導致在整個后緣表面上在翼展方向(箭頭31所示)上的速度分量改變，該后緣將氣流分為機翼上方流動和機翼下方流動。該速度梯度是在尾流中形成渦流成分的主要因素。該集中渦流的薄層卷起成為兩個截然不同的反向轉動的渦流分量22，如圖1示意性地示出，該渦流氣源于機翼的末梢，在圖2中由附圖標記22表示。
根據氣候條件，對于大型重型飛機來說，這些渦流相當強烈，并可以持續(xù)相當長時間，并且從沿其飛行路徑的殘留效應來說，將傳送很長距離。例如，比較大型的運輸機在進行空中走廊期間的尾流可能對沿著其飛行路徑間隔1.5分鐘即間距大約20公里的飛機造成危險。在平靜的大氣層中，渦流持續(xù)很長時間，直至它們通過分子和湍流消散而毀滅。然而通常，由于大氣擾動而導致最終渦流毀滅的機理是流動不穩(wěn)定性(經常稱作Crow不穩(wěn)定性，Crow，S.C.，“拖尾渦流對的穩(wěn)定性理論”(Stability Theory for a Pair ofTrailing Vortices)，AIAA Journal，Vol8，No.pp.2172-2179，Dec.1970)。通過環(huán)境紊流、風和大氣分層，促進了不穩(wěn)定的開始。這些激勵因素引發(fā)產生沿著渦旋單元核心部分的正弦波。非線性放大的后續(xù)過程導致各渦旋單元分裂，并導致它們毀滅。相對于靜態(tài)條件，由大氣擾亂的擾動和接著發(fā)生的不穩(wěn)定性造成的擾動縮短了渦流的存在時間。但是遺憾的是，這些不穩(wěn)定性通常發(fā)展相當緩慢，不能導致允許實際減少飛機間隔的流動條件。
在起飛和降落期間，配置有大升力設備，尾流包括多個由這些大升力設備所產生的渦流單元。在這些結構情況下，單個渦流的動力學情況是非常復雜的。但是由大氣擾動所引起的不穩(wěn)定仍然是渦流衰變的主導因素。
大型飛機產生的拖尾渦流對于飛入其路徑內的飛機可能造成嚴重的大氣干擾。在起飛和降落期間，由于飛行段形成在相對狹窄的空中走廊內，這種形勢尤其嚴峻。此外，在低速下，渦流22的回旋流非常強。
這些回旋流圖案在圖3中示意性地示出，應該理解的是，圖3并不意于精確地表示與渦流有關的氣流，而是要示出總體型式。如圖所示，渦流的外部具有上升洗流32，渦流的內部具有下降洗流34。如圖所示，在兩個下降洗流區(qū)域34之間飛行的飛機36損失了海拔高度(當降落時)或喪失了爬升速率。飛入上升洗流32內的飛機38承受作用在其上的橫滾力矩。由作用在飛機40上的垂直負荷的突然改變，橫向穿過兩個渦流22的飛機40承受空氣動力應力。
為了便于描述本發(fā)明這些實施例的不同方面，在翼尖產生的渦流在圖4中由橫截面顯示，可以認為該渦流具有渦流核心部分44、圍繞該核的主渦流流動區(qū)域46、圍繞該主渦流流動區(qū)域46的外周邊流動區(qū)域48，明顯的是，在渦流核44、主渦流流動區(qū)域46和外周邊流動區(qū)域48之間沒有清晰的分界線。
下面將參照上述背景資料說明本發(fā)明實施例。在下述說明書中術語“翼面”意味著整個空氣動力繞流體，并不意味著該空氣動力繞流體的橫截面或橫截面結構。在更大范圍內，其意味著包括不同的空氣動力繞流體，包括翼、后緣襟翼、前緣襟板或前緣縫翼、小翼、控制表面等。
下文將參考圖6-8介紹該實施例的翼面渦流驅散系統50和其噴嘴部分52。但是，應該相信，通過首先參考圖5A-5D初步地介紹該渦流驅散系統50的功能，將能更好地理解系統50，圖5A示出了右機翼14的外緣部分20以及噴嘴對正軸線54。在該軸線54的位置上，具有封閉氣體噴流排出口的可動覆蓋板或面板56，周界由圖5A中的附圖標記58表示。如圖5A所示，橫向噴流排放軸線60(此后稱作橫向排放方向60)具有一與噴嘴對正軸線54垂直的基本對正成份，并具有一與上述由翼展方向軸線28和弦軸線30確定的(并重合的)對正平面平行的基本對正成份。在飛機10的巡航工作方式下，覆蓋板56將處于其封閉位置，當飛機降落或起飛和爬升時，該覆蓋板打開。
圖5B顯示噴流62正沿通常平行于并也與該橫排放方向60重合(或鄰近)的方向被排出。如上所述，僅在起飛或降落期間，產生噴流62的排放、下文將詳述，可以操縱上述噴嘴部分52，從而如圖5C所示，噴流62也可以沿具有向上坡度的方向排放，或如圖5D所示，噴流62也可以沿具有向下坡度的方向排放。而且在該實施例的操作模式下，在圖5C和5D之間的上和下運動可以由不同操作模式進行，從而噴流62以更高和更低頻率在上下循環(huán)中轉動。這些的效果有助于驅散渦流42。下文將對此進行更加詳細的介紹。
下文將參考圖6-8詳細介紹噴嘴排放部分52。應該理解的是，圖6-8僅示意性示出噴嘴排放部分52，并不意于示出優(yōu)化結構設計，僅示出具有執(zhí)行基本功能的部件的設計。在此情況下，該設計實際應用為飛機的一部分，每個部件將構造得與輕型、結構堅固、實用和實現加壓、容量以及噴流62排放的設計總目標匹配，并正確地適應機翼或其它翼面的輪廓。
圖6示出了噴嘴部分52的基本部分，其包括一殼體部分64(下文稱為殼體64)和噴嘴排放部分66。如圖所示，殼體64是一個分別具有上壁68和下壁69、底壁70和端壁72的單獨細長殼體，上述這些壁共同地限定一被加壓的增壓室74。該殼體64位于機翼14的外端部分20內，因而明顯地其輪廓適合機翼14該部分的邊界。
具有一從適當的來源接收加壓后空氣的加壓氣體入口76。例如，該加壓后空氣可以從噴氣發(fā)動機的壓縮器部分或其它一些來源排出。如圖所示，入口76是一個單獨入口，但是也可以設置為具有多個入口的歧管或其它結構。
噴嘴排放部分66具有整體細長結構并包括噴嘴安裝部件78，該噴嘴安裝部件78具有細長圓柱壁80的整體結構，其適合地裝配在形成于殼體64前部處的細長前端開口區(qū)域82中。該端部開口區(qū)域82包括與圓柱壁80的結構匹配的兩個朝向相反定位的圓柱型彎曲的表面84，并且彎曲表面84與圓柱壁80形成基本上的氣密密封。
細長圓柱壁80在相反兩端被封閉，具有一個或多個通向殼體64的增壓室74以及通向由圓柱壁80確定的噴嘴增壓室88的后開口86。
在圓柱壁80的前部設置有多個單個噴嘴部件90，它們共同形成噴嘴排放部分66的噴嘴排放部位92。如圖6所示，這些噴嘴部件90彼此在橫排放軸線60上彼此對正，從而它們共同形成上述噴流62。因此，當通過單個壓力氣體入口或多個壓力氣體入口76將加壓后氣體引到增壓室74內并從增壓室74內將其引入噴嘴增壓室88內時，該加壓后的空氣通過這些噴嘴部件90被排出并形成噴氣流62。
圓柱壁80被轉動地安裝在限定殼體64的細長前端開口區(qū)域82的圓柱彎曲表面84上，由附圖標記94表示轉動軸線，如圖7中虛線所示，這使得噴嘴部件90能夠從噴嘴部件90水平指向的中間對正位置向上或向下移動到圖7所示的虛線位置。在該實施例中，向上運動的量可以是例如三分之一直角(也就是大約30度)，向下運動數量可以是相同的旋轉角度，從而總運動路徑例如可以是大約60度。
為了將噴嘴部件90移動到各種角度朝向的位置，可以設置例如圖8示意性地示出的一適當致動機構92。噴嘴安裝部件78與軸96相連，軸96與由致動臂100依次運動而轉動的杠桿臂98相連。明顯的是，可以使用諸如曲柄、齒輪傳動、或電、氣、液壓定位裝置等不同設備改變噴嘴安裝部件78的位置，由于這些設計方案是本領域公知的，在此不再驁述。
同樣，具有將加壓氣體引導入噴嘴元件90內的各種裝置。例如，加壓氣體入口76可以直接與噴嘴安裝部件78相連，引入圓柱壁80或通過轉動配件與圓柱安裝部件78的端壁相連。這種配置可排除具有增壓室74的殼體64的現有結構。其約束是使噴嘴組件50位于機翼14的外緣部位20上，更希望具有能夠與這些空間限制匹配的結構的殼體64，也提供一具有足夠體積的增壓室，從而通過噴嘴部件90，形成適合形式的加壓氣體排放。
相對于噴嘴組件52的定位，殼體64和噴嘴安裝部件78可以位于機翼14的外緣部位20上的固定位置上。在此情況下，當渦流驅散系統50進行工作時，將上述覆蓋板56從噴流排放開口58移開，從而使噴嘴部件90能夠引導噴流62通過開口58，從而將噴流62排放到渦流42內。
可以采用不同方式將覆蓋板或面板56從其覆蓋位置移動到開啟位置。例如，該覆蓋板56具有曲線結構并且是可動的，從而使其滑出敞開區(qū)域并進入儲藏位置。
在諸如飛機機翼的翼面上，從平面上看，外端部位具有從前向后外方的適合的曲線，從而使機翼末梢的彎曲輪廓的長度一半之處位于距機身外較短距離處。為了將噴嘴部件90設置得相對接近機翼或其它翼面的外緣部分，噴嘴部件90的對正位置應該是一適度曲線。因此，圖6所示的結構可以被改進為將這些噴嘴部件90設置在一與機翼或其它翼面的外緣部分匹配的曲線上，并仍能上下轉動。具有獲得這種結構的多種方案。例如，替代使噴嘴安裝部件78作為一個沿殼體64的整個長度延伸的單體結構件，噴嘴安裝部件78可以由多個單體部件組成，這些單體都可以圍繞稍微不同的轉動軸線64轉動，從而使它們也可以與翼尖線的外曲率更密切地匹配。也可以采用其它配置，由于這些其它配置是本領域公知的，在這里將省略對它們的介紹。
如上所述，當飛機12處于巡航模式飛行時，不使用渦流驅散系統50，該系統50隱藏在機翼上的覆蓋板56的后面。當在降落或起飛模式下迫切希望促進兩個翼尖渦流的衰減時，將覆蓋板56移動到開啟位置，正常使用渦流驅散系統50。
在處于上述朝向和方向、在該部位將噴流62排放到渦流22內的情況下，噴流62進入渦流的位置是形成渦流核心部分的位置，來自翼面下表面的空氣圍繞正在形成的渦流核心部分進行橫向向外和向上繞曲的渦流流動。至今所作的分析表明，噴流62在該位置進入，對在不斷形成的渦流內的氣流的影響非常有效，從而獲得在臨界位置開始驅散這一總體效果，因而導致基本上促進渦流的衰減。
除此之外，參考圖5A-5D說明操作模式，在此操作模式下，噴嘴安裝部件78循環(huán)上下轉動，從而使噴嘴部件90移動到圖5C所示的上部位置，然后通過圖5B所示的中間位置，向下移動到圖5D所示的下部位置，然后再返回到圖5C所示位置，如此反復循環(huán)。
由用于模擬該實施例操作的計算機流體動力學(Computational FluidDynamics)程序分析本發(fā)明實施例所獲得的效果。對安裝在垂直壁上的機翼進行評估以得到操作的有效性，該機翼帶有8度迎角，0.25馬赫自由流，以便表示最終的接近條件。該操作模式導致帶很強末梢渦流的連貫的尾流。經評估發(fā)現當利用上述本發(fā)明實施例時，采用渦流被顯著驅散的方式對流動造成影響。
當多個噴嘴90在比噴嘴對正軸線74高30度和比噴嘴對正軸線74低30度的范圍內以10.7Hz頻率(一個周期0.093秒)一起上下運動時，對渦流的效果由圖9A、9B、9C-1、9C-2、9D-1和9D-2所示翼尖的紋線軌跡表示。在圖9A、9C-1和9C-2中，沒有將噴流62射入渦流內。圖9B、9D-1和9D2表示將以10.7Hz頻率上下運動60度的噴流射入的渦流。這些“瞬態(tài)圖”表明，由噴流循環(huán)運動所提供的間歇混合使翼尖區(qū)域內的流動混亂，通過減少強度并在橫截面內使其擴散，改變了尾部渦流的發(fā)展。
可以使用多種措施追蹤垂直活動。圖10A、10B和10C示出了遠區(qū)域的尾流結構，此時翼尖渦流由全部壓力損失、交叉流以及速度的順氣流方向分量追蹤。渦流核心部分由各自流動特性的等表面表示，如圖清楚所示，由于運動的噴射，渦流強度顯著地下降。
圖11A、11B和11C示出以10.7Hz頻率沿著渦流核心部分的流動發(fā)展診斷圖。在上面的圖表中，示出從開始噴流情形下以0.093秒間隔時序沿著渦流核心部分的流動特征。同樣，沿著在x＝2850穿過渦流核心部分的垂線的特征在下圖表中顯示。由粗實曲線表示未被干擾的渦流。其它曲線表示在信號向下傳播(在正x方向)的情況下，在漸進時間間隔下控制機構對渦流特征的影響。干擾波的前部在時序上對應于最后的瞬時拍攝，由虛曲線表示。該虛線表述從開始噴射0.558秒時的渦流狀態(tài)。結果顯示，由總壓力損耗、橫流速度(由速度的切向分量表示)以及速度的順流分量測量，該工作系統可非常有效地降低渦流強度。
也可以在例如大約1Hz(也就是不到1秒就上下循環(huán)運動一次)更低頻率下有效地使用噴嘴90的上下循環(huán)。通過與未干擾的渦流進行比較，對其效果進行分析，通過以1.07Hz頻率操作本發(fā)明的渦流驅散裝置而進行比較。圖12A、12B和12C示出以1.07Hz頻率進行操作的結果，如圖所示，振蕩噴流62沿著向下游傳播的渦流產生周期干擾。這種連續(xù)激勵導致單個渦流單元不穩(wěn)定和毀滅。
圖13A、13B和13C描述在距開始噴流不同時間間隔下沿著獨渦流(vortex filament)的干擾波。如圖所示，總壓力損耗周期地被降低到小于0.5％，其轉化為原始渦流強度大約85％的降低。最大切向速度周期地降低到原始未干擾渦流的大致50％。類似地，最大渦流被降低三分之二。在實際情況下，考慮到通過使用實時控制而實現在橫流內的大致降低，緊隨其后的飛機將經歷顛簸飛行，但是不會遭遇危險的滾翻運動。
參考圖14A、14B、14C、14D和14E。上述附圖順序地示出類似于圖5B、5C和5D所示方法，但是存在某些差別。在此情況下，噴嘴90被分成朝前部和朝后部，每個朝前部和朝后部能夠以不同于其它噴嘴90組的圖案上下運動。
圖14A示出了前組噴流部分62a和后組噴流部62b。在圖14A中，它們處于相同的位置。如圖14B所示，前組噴流部分62a已經向下運動了30度，同時后組噴流部分62b已經向上運動了30度。在圖14C中，兩個噴流部分62a和62b已經改變了它們的朝向，并正在向水平位置運動，在圖14C中，運動經過水平位置，但是仍在相反方向上轉動。如圖14D所示，它們已經移動到下述位置，即前組噴流部分62a已經向上運動了30度，同時后組噴流部分62b已經向下運動了30度。然后如圖14E所示，兩組噴流部分62a和62b正在沿相反方向運動，并且同時通過水平位置，但是沿相反方向運動。
因而這種噴流振蕩形成可被稱作剪刀圖案的形狀。
同樣，噴流的角度朝向可以從圖5A-5D所示角度朝向進行角度轉換。替代水平的中間位置(也就是與翼面的基準平面平行)，中立位置向外向下傾斜30度。因此，在向上移動到上位置時，噴流將是水平的，在向下轉動到下位置時，則相對于水平線，噴流將向下向外傾斜60度。已經發(fā)現該操作模式可以實現相當令人滿意的結果。
在本發(fā)明的至少一些實施例中，噴嘴部分被設置成在對正位置處、在或接近翼面的外端部分處從大概向前到向后方向上延伸?？梢耘欧艊娏鞯膮^(qū)域的長度尺寸例如是翼面的外梢端部處的弦長距離的三分之一，在更廣范圍內，可以在四分之一和二分之一之間。然而在本發(fā)明更廣的范圍內，該尺寸可以增加到諸如弦長的60％、70％、80％、90％或100％，或在翼面的外稍處，可以是弦長的35％、30％、25％、20％或也可以想象為15％。
從噴嘴部件90排放出的噴流的速度例如可以是0.62馬赫，然而根據其它不同因素，該速度可以增大為0.7馬赫、0.8馬赫、0.9馬赫或更大。也可以降低為例如0.6馬赫、0.5馬赫、0.4馬赫、0.3馬赫或更低。
同樣，帶前后運動的噴流在本實施例的更廣范圍內可以指向不同的角度朝向，并通過不同的角度朝向而前后運動，和/或指向形成渦流的氣流的其它位置。
在噴嘴部分50的渦流排放部位52的一種配置中，具有多個沿對正位置設置的噴嘴部件。每個噴嘴例如可以是一簡單的轉換噴嘴或如果需要更高的速度，則可以是匯聚/擴張噴嘴。噴嘴的橫截面可以是圓形或其它適合形狀。噴嘴橫截面的形狀可以沿噴嘴長度方向變化(例如可以從圓截面形狀變化為出口的橢圓形狀)。使用本領域公知技術，將噴嘴和致動系統的下游分配管路設計得使得壓力損耗盡可能地小。然而在這些實施例的寬廣范圍內，可以具有一連續(xù)窄縫或長度比寬度大的窄縫型式的細長噴嘴排放部分。
在一個優(yōu)選實施例中，該系統設計為適用于重600,000磅的飛機。在一種設計方案中，計算設計參數如下噴嘴截面的總弦長是43英寸，具有13個均勻間隔分布的圓排放孔，每個排放孔的直徑是3.2英寸。作為噴流而排放的氣體的速度是0.62馬赫。
在另一設計方案中，對于相同的重600,000磅的飛機，排放速度是0.62馬赫，噴嘴排放部分的總長是35英寸，具有9個噴嘴部件，每個噴嘴部件的排放孔的內徑是3.9英寸。
在第三種設計方案中，對于相同重量的飛機和相同的噴流排放馬赫數，噴嘴排放部分的總長是37英寸，具有10個噴嘴部件，每個噴嘴部件的排放孔的內徑是3.7英寸。
明顯的是可以在權利要求書所限定的本發(fā)明寬泛范圍內進行各種改進。
權利要求
1.一種翼面渦流驅散系統包括a)一翼面，其具有前緣、后緣、外端部分、上空氣動力面、下空氣動力面、翼展方向的軸線、從前向后的弦軸線、與所述翼展方向軸線和弦軸線重合的定位基準面，所述翼面的特征在于當該翼面發(fā)揮產生氣動升力的功能時，在該翼面的所述外端部分上產生渦流，所述渦流具有渦流核心部分軸線、主圓周流動區(qū)域、外周邊流動區(qū)域，b)渦流驅散裝置包括i)位于或接近該翼面的所述外端部分的噴嘴部分，所述噴嘴部分在或接近該翼面的所述外端部分處、在一般從前向后方向延伸的對正位置處具有噴嘴排放部分，所述噴嘴部分設置得沿橫排放方向排放噴流，具有通常垂直于所述弦軸線并且平行于所述對正平面的基本排放對正成份；ii)壓力氣體進入部分，向所述噴嘴部分供應加壓氣體，并從所述噴嘴部件將該加壓氣體排出。
2.根據權利要求1所述的系統，其中，所述噴嘴排放部分設置得被致動，從而采用循環(huán)方式在上和下端位置之間使所述噴流的橫排放方向上下移動。
3.根據權利要求2所述的系統，其中，所述噴嘴排放部分設置得使所述噴流的橫排放方向在上和下端位置之間可轉動地移動至少大約三分之一直角。
4.根據權利要求2所述的系統，其中，所述噴嘴排放部分設置得使所述噴流的橫排放方向在上和下端位置之間可轉動地移動至少大約三分之二直角。
5.根據權利要求2所述的系統，其中，所述噴嘴排放部分設置得當橫排放方向處于所述上和下端位置之間的通常中央位置時，所述噴嘴排放部分排放所述噴流，從而使得該橫排放方向具有通常垂直于弦軸線并通常平行于定位基準面的基本對正成份。
6.根據權利要求2所述的系統，其中，所述噴嘴排放部分設置得當橫排放方向處于所述上和下端位置之間的通常中央位置時，所述噴嘴排放系統排放噴流，從而使得該橫排放方向具有從定位基準面向下和向外傾斜的基本對正成份。
7.根據權利要求2所述的系統，其中，所述渦流驅散裝置設置得使所述橫排放方向的循環(huán)頻率足夠高，從而通過減少渦流的強度而實現渦流的驅散。
8.根據權利要求2所述的系統，其中，所述渦流驅散裝置設置得使所述橫排放方向的運動的循環(huán)頻率足夠低，從而通過加速不穩(wěn)定性而至少部分地實現所述渦流的驅散，該不穩(wěn)定性導致渦流驅散。
9.根據權利要求7所述的系統，其中，所述循環(huán)頻率大于2Hz。
10.根據權利要求9所述的系統，其中，所述循環(huán)頻率至少高至大約5Hz。
11.根據權利要求8所述的系統，其中，所述循環(huán)頻率至少低至大約2Hz。
12.根據權利要求11所述的系統，其中，所述循環(huán)頻率至少低至大約1Hz。
13.根據權利要求2所述的系統，其中，所述噴流包括至少兩股氣流部分，它們彼此不同相地循環(huán)移動。
14.一種驅散由翼面所產生的渦流的方法，該翼面發(fā)揮形成氣動升力的功能，該翼面有前緣、后緣、外端部分、上空氣動力面、下空氣動力面、翼展方向的軸線、從前向后的弦軸線、與所述翼展方向軸線和弦軸線重合的定位基準面，所述方法包括a)在位于或接近該翼面的所述外端部分上設置一噴嘴部分，其在或接近該翼面的所述外端部分處、在大概從前向后方向延伸的對正位置處具有噴嘴排放部分；b)沿橫排放方向從所述噴嘴排放部分排放噴流，該橫排放方向具有通常垂直于所述弦軸線并且平行于所述對正平面的基本排放對正成份。
15.根據權利要求14所述的方法，其中，對所述噴流排放部分進行操作，從而使所述噴流的橫排放方向采用循環(huán)方式在上和下端位置之間上下移動。
16.根據權利要求15所述的方法，其中，對所述噴流排放部分進行操作，從而使所述噴流的橫排放方向在上和下端位置之間可轉動地移動至少大約三分之一直角。
17.根據權利要求15所述的方法，其中，對所述噴流排放部分進行操作，從而使所述噴流的橫排放方向在上和下端位置之間可轉動地移動至少大約三分之二直角。
18.根據權利要求15所述的方法，其中，對所述噴流排放部分進行操作，從而當橫排放方向處于所述上和下端位置之間的通常中央位置處時，所述噴嘴排放部分排放所述噴流，從而使該橫排放方向具有通常垂直于弦軸線并通常平行于定位基準面的基本對正成份。
19.根據權利要求15所述的方法，其中，對所述噴流排放部分進行操作，從而當橫排放方向處于所述上和下端位置之間的通常中央位置處時，所述噴嘴排放部分排放所述噴流，從而使該橫排放方向具有從定位基準面向下和向外傾斜的基本對正成份。
20.根據權利要求15所述的方法，其中，對所述渦流驅散裝置進行操作，從而使所述橫排放方向的所述噴流的循環(huán)頻率足夠高，從而通過減小渦流的強度而至少部分地實現渦流的驅散。
21.根據權利要求20所述的方法，其中，對所述渦流驅散裝置進行操作，從而使所述橫排放方向的運動的循環(huán)頻率足夠低，從而使通過加速導致渦流驅散的不穩(wěn)定性而至少部分地實現所述渦流的驅散。
22.根據權利要求20所述的方法，其中，所述循環(huán)頻率大于2Hz。
23.根據權利要求22所述的方法，其中，所述循環(huán)頻率至少高至大約5Hz。
24.根據權利要求21所述的方法，其中，所述循環(huán)頻率至少低至大約2Hz。
25.根據權利要求24所述的方法，其中，所述循環(huán)頻率至少低至大約1Hz。
26.根據權利要求15所述的方法，其中，所述噴流包括至少兩股噴流部分，它們彼此不同相地循環(huán)移動。
27一種翼面渦流驅散系統包括a)一翼面，其具有前緣、后緣、外端部分、上空氣動力面、下空氣動力面、翼展方向的軸線、從前向后的弦軸線、與所述翼展方向軸線和弦軸線重合的定位基準面，所述翼面的特征在于當該翼面發(fā)揮產生氣動升力的功能時，在該翼面的所述外端部分處產生渦流，b)渦流驅散裝置包括i)位于或接近該翼面的所述外端部分的噴嘴部分，所述噴嘴部分在或接近該翼面的所述外端部分的位置處具有細長的噴嘴排放部分，將所述噴嘴部分設置得沿排放方向排放噴流，使該噴流進入所述渦流內，該噴嘴部分還具有壓力氣體入口部分，用于將壓力氣體供給到所述噴嘴部分，并從所述噴嘴排放部分將該壓力氣體排出；ii)所述噴嘴排放部分設置得被致動而將噴流的排放方向改變?yōu)椴捎醚h(huán)方式在第一和第二端位置之間前后運動。
28.根據權利要求27所述的系統，其中，所述噴嘴排放部分設置得使所述噴流的排放方向在第一和第二位置之間可轉動地移動至少大約三分之一直角。
29.根據權利要求27所述的系統，其中，所述噴嘴排放部分設置得使所述噴流的橫排放方向在第一和第二位置之間可轉動地移動至少大約三分之二直角。
30.根據權利要求27所述的系統，其中，所述渦流驅散裝置設置得使所述排放方向的前后運動循環(huán)頻率足夠高，從而通過減少渦流的強度而至少部分地實現所述渦流的驅散。
31.根據權利要求27所述的系統，其中，所述渦流驅散裝置設置得使所述排放方向的前后運動循環(huán)頻率足夠低，從而通過加速導致渦流驅散的不穩(wěn)定性而至少部分地實現所述渦流的驅散。
32.根據權利要求30所述的系統，其中，所述循環(huán)頻率大于2Hz。
33.根據權利要求32所述的系統，其中，所述循環(huán)頻率至少高至大約5Hz。
34.根據權利要求31所述的系統，其中，所述循環(huán)頻率至少低至大約2Hz。
35.根據權利要求34所述的系統，其中，所述循環(huán)頻率至少低至大約1Hz。
36.根據權利要求27所述的系統，其中，所述噴嘴排放部分設置得使所述噴流的橫排放方向在上和下端位置之間可轉動地移動至少大約三分之二直角。
37.一種驅散由翼面所產生的渦流的方法，該翼面發(fā)揮形成氣動升力的功能，該翼面有前緣、后緣、外端部分、上空氣動力面、下空氣動力面、翼展方向的軸線、從前向后的弦軸線、與所述翼展方向軸線和弦軸線重合的定位基準面，所述方法包括a)在位于或接近該翼面的外端部分處設置帶有噴嘴排放部分的噴嘴部分；b)沿排放方向從所述噴嘴排放部分將噴流排放到所述渦流內；c)隨著所述噴流移動到所述渦流內，使所述排放方循環(huán)地向前后移動。
全文摘要
一種用于驅散在飛機(10)的翼尖(20)上形成的渦流(22)以及來自其它翼面的渦流的系統和方法。在或接近翼面(14)的外端部分(20)的位置將噴流(62)排放到渦流內，噴流(62)循環(huán)地前后運動。該循環(huán)運動可以是高頻或低頻，從而至少部分地減少渦流(22)的強度或加速導致渦流衰減的渦流(22)的不穩(wěn)定性。
文檔編號B64C23/06GK1953900SQ200580012538
公開日2007年4月25日 申請日期2005年2月15日 優(yōu)先權日2004年2月20日
發(fā)明者阿爾文·什米洛維奇, 約拉姆·亞德林, 羅杰·克拉克, 唐納德·利奧波德 申請人:波音公司