專利名稱：高效超音速層流機翼的制作方法
技術領域：
本發(fā)明總體上涉及效率高的、超音速的、層流機翼構造。本發(fā)明
更具體地涉及以下構造領域中的改進
a) 翼板，
b) 斜翼梢，
c) 倒置圓角的翼-翼板接合點，
d) 舷內(nèi)前緣襟翼，
e) 混合的普通-分裂式襟翼。
背景技術：
授權給Richard Tracy的某些在先美國專利公開了用于高效超音 速飛行的層流機翼(#5,322，242， #5,518,204， #5,897,076和#6， 149， 101)。 近來的發(fā)展已經(jīng)引起了五個領域的改進，主要使使用機翼的飛機的低 速特性受益。在先的Tracy專利所述的機翼具有尖銳的、改進型雙凸 面的翼面，前緣后掠角小于大約30度以在超音速巡航狀況下維持附著 的震動，并且大約2%或更小的厚弦比(t/c)作為機翼主體上的翼展 平均。機翼主體不包括舷內(nèi)端附近的區(qū)域，這個區(qū)域較厚，與主流機 身區(qū)域相組合件高達約4%的t/c。
超音速層流機翼具有幾個帶來挑戰(zhàn)的獨特特性，尤其是在低速飛 行時。這些包括在亞音速飛行中幾乎任何攻角下都引起分離"氣泡"的 尖銳前緣、由于縱橫比增大帶來結(jié)構重量損失的極薄翼面、以及限制 "區(qū)域支配"機翼主體以最小化超音速波阻的效力的未掠過前緣。這些 (以及其它特性)對于超音速層流機翼是獨特的并且由這里所聲明的 單獨或一起作用的改進顯著地減輕，這些改進與這種類型的機翼相組 合件
發(fā)明內(nèi)容
這些改進中的兩個利用飛機設計中已經(jīng)使用的結(jié)構，但是與所述 超音速層流機翼相結(jié)合。這些是"翼板"和"斜"梢。另外的三個結(jié)構對 于超音速層流機翼是獨特的。這些是"倒置的圓角"、前緣的舷內(nèi)端處
的可展開襟翼、以及混合的普通-分裂式襟翼系統(tǒng)。所有這5個在下 面描述。
翼板
翼板是機翼在機身和未掠過主機翼板的舷內(nèi)端之間的高度掠過部 分。翼板的前緣優(yōu)選地掠過機翼的前部至與機身的交叉處，并且其后 緣可以是外機翼后緣的繼續(xù)，或者可在機身交叉處之后進一步掠過。 前緣優(yōu)選地在最大超音速巡航速度下掠過超過馬赫角以具有"亞音速 前緣"。這個狀況確保了分開的激波并且允許翼板的前緣對于較小的超 音速波阻而言是稍微鈍的和拱形的，并且機翼的低速提升能力得以改 進，或其具有最大"提升系數(shù)"。
翼板在本申請中除了增大最大提升之外還執(zhí)行多個功能，同時有 利地影響超音速巡航性能。這些功能如下l.增大翼展，以在較小的 結(jié)構重量損失之下改進提升效率，2.改進機身和機翼橫截面的縱向分 布，以實現(xiàn)較低的超音速波阻，3.在飛機前部中為燃料提供附加的容 積，4.在亞音速飛行中在中等和高攻角下形成渦流，這傾向于保持附 著在上舷內(nèi)機翼表面上的流動以獲得更好的提升和發(fā)動機進氣流質(zhì) 量，5.有助于在機翼的舷內(nèi)部分上維持層流，以及6.提供用于安裝起 落架的結(jié)構硬點(hard point)以及用于起落架回收的空間。
斜梢
"斜梢"是機翼高度掠過的側(cè)緣，或翼梢，其可具有尖銳或稍微鈍 邊，只要其在最大巡航速度下掠過超過馬赫角。這種斜梢給所述類型 的機翼增加了兩個重要的貢獻。
斜梢增加了翼展并且因而增加了縱橫比，而沒有常規(guī)圓形邊或鈍 邊那樣引起潤濕區(qū)域和結(jié)構彎曲的相關波阻。更重要地，在低速飛行中，斜梢在高至中等攻角時產(chǎn)生"巻起"渦流，該渦流保持附著至翼梢 的上表面。附著的梢部渦流延遲了前緣分離氣泡的產(chǎn)生和機翼外部上 引起的提升損失。這又增大了機翼的最大提升并且防止或延遲與外部 機翼提升損失相關的梢部渦流的舷內(nèi)運動。結(jié)果是水平尾部上自攻角 的較低下沖氣流導數(shù)，提供更大的縱向穩(wěn)定性和降低的上仰傾向。
倒置的圓角(Reversed Fillet)
大多數(shù)飛機上的機翼-翼板(或翼身)接合點受到與機翼和機身 表面平滑地混合的"圓角"或凹形表面形式的具體處理。這個圓角通常 與前緣和機身之間在平面圖中的凹形曲線相關聯(lián)。
對于層流機翼而言，避免過度邊界層橫流的需要在機翼前緣至翼 板(或機身)接合點處非常困難，因為接合點處大的沖洗氣流引起馬 赫波(壓力擾動)以及機翼表面上局部較高的弦向壓力梯度。這些作 用會引起邊界層橫流的局部臨界水平，這又能使內(nèi)機翼的主要部分上 的層流不穩(wěn)定，導致湍流邊界層和較高的表面摩擦阻力。然而，通過 使前緣輪廓在翼板(或機身)接合點處為凸形以便避免翼板接合點處 的局部掠過或甚至使之稍微反向，橫流能降低至臨界水平之下并且漸 變至顯著降低的湍流。
舷內(nèi)前緣襟翼
前緣與翼板(或機身)結(jié)合處附近強烈的上沖氣流連同尖銳的前 緣一起的第二個后果是，前緣分離"氣泡"的過早生成導致機翼舷內(nèi)部 分上提升的較早損失。這導致了最大提升延遲至高攻角。全翼展的前 緣襟翼能延遲前緣"氣泡"的形成和生成，但是這種設備具有非常薄且 尖銳的層流機翼前緣，機械上很笨拙，并且如果可能的話，也是難以 在沒有任何將排除層流的表面間隙或擾動之下實施。
更實際的解決方案是僅延伸過翼板或機身舷外翼展的舷內(nèi)15% 的前緣襟翼。這種設備，例如從前緣向前延伸的Kruger襟翼，已經(jīng) 由所有人實驗顯示為對于這種類型的機翼非常有效。Krnger襟翼能通過各種方式在最小的前緣機械化下從翼板(或機身)展開，例如從翼 板(或機身)中的腔橫向地移動襟翼，或者通過將其從翼板(或機身) 中的裝載位置繞著豎直樞軸線擺動。
混合的普通-分裂式襟翼
薄的層流機翼不適合于多元件的開縫襟翼、開縫的福勒襟翼，或
者甚至"zap，，襟翼，因為缺乏內(nèi)部空間以及不希望的外部鉸鏈和航跡。 由于這些原因，普通的鉸鏈后緣襟翼是最實際的方法。然而，尤其在 尖銳前緣機翼中可能產(chǎn)生的提升增量受限于襟翼上表面的分離。
普通的分裂式襟翼(下表面僅偏轉(zhuǎn))具有比普通襟翼稍高的最大 提升能力，但是存在著波阻損失。在任何情況下，分裂式襟翼將不會 與用于有效亞音速和近音速巡航的少量襟翼偏轉(zhuǎn)的需要相一致，然而 這對于層流超音速機翼的大多應用來說是需要的。
對于這種類型的機翼，分裂式和普通襟翼的混合組合件提供了獨 特的優(yōu)點?；旌系姆至咽浇笠順嬙鞛槭沟媒笠硐卤砻娴囊徊糠帜芟鄬?于普通襟翼向下偏轉(zhuǎn)。分裂式襟翼鉸鏈線能與普通襟翼鉸鏈共同定位， 或者優(yōu)選地在其之后定位，靠近普通襟翼的弦線中點。在偏轉(zhuǎn)時，分 裂式襟翼通過降低尾流壓力和降低襟翼上表面后緣處的反向壓力梯度 來延遲普通襟翼上表面上的分離。由于普通襟翼的外部是最容易出現(xiàn) 這種分離之處，分裂式襟翼還減輕了梢部失速，并且使下沖氣流增大， 這將會如以上與斜梢相關地描述那樣產(chǎn)生。


圖1示出了超音速飛機的機翼、翼板、襟翼和前緣襟翼；
圖2是超音速機翼的平面圖，示出了圖3中襟翼結(jié)構的位置；以
及
圖3是超音速層流機翼的翼面的剖面圖，示出了后緣和舷內(nèi)前緣 襟翼結(jié)構。
具體實施例方式
在附圖中，優(yōu)選的超音速飛機10具有機身11、包括左和右機翼區(qū)段12a和12b的薄層流機翼12、緊靠機身相對側(cè)面的噴氣發(fā)動機13、 以及尾部14。
翼板在15處示出為機翼在機身11和低掠過主機翼板的舷內(nèi)端16 之間的高掠過部分。其它翼板特性參照上面。
每個機翼區(qū)段的斜梢在17處示出，并且具有如上所述的特性。
每個翼板-機身接合點前緣的倒置的圓角構造在19處示出，并且 具有如上所述的特性。
每個機翼區(qū)段的舷內(nèi)前緣襟翼在18處示出，并且具有如上所述的 特性。
用于每個翼板-機身結(jié)合處的前緣的倒置的圓角結(jié)構在19處示 出，并且具有如上所述的特性。
用于每個機翼區(qū)段的舷內(nèi)前緣在18處示出，并且具有如上所述的 特性，而且與機身或翼板內(nèi)的腔相關聯(lián)。
每個機翼區(qū)段的混合的普通-分裂式襟翼在21處示出，并且具有 如上所述的特性，并且包括普通襟翼21a和分裂式襟翼21b。襟翼的 適合致動器示意性地在35處示出，并且可與機身或翼板內(nèi)的腔相關 聯(lián)。21b的鉸接線在21c處示出。在圖3中，分裂式襟翼的鉸接線可 相對于普通襟翼21a共同定位在21c處或定位在其后面。
在圖3中，普通襟翼21a相對于基本上與風平面一致的平面向下 偏轉(zhuǎn)第一角度并且分裂式襟翼21b相對于所述平面向下偏轉(zhuǎn)第二角 度，第二角度大于第一角度。
類似的關系存在于分裂式襟翼的鉸鏈線在21c處共同定位的情況下。
權利要求
1. 超音速飛機上改進的超音速層流機翼結(jié)構，所述結(jié)構具有一個或多個以下方面a)在機翼舷內(nèi)區(qū)域的前方延伸的翼板；b)斜翼梢，c)翼板或機身接合點處的倒置的圓角，d)延伸超過舷內(nèi)機翼板跨度小于大約15％的舷內(nèi)前緣襟翼，e)與風相關并且具有可相對于普通襟翼區(qū)域向下偏轉(zhuǎn)的下表面部分的混合普通-分裂式襟翼。
2. 如權利要求l所述的組合件，其中所述翼板具有在飛機的最大 超音速度下掠過超過馬赫角的前緣。
3. 如權利要求2所述的組合件，其中所述翼板具有i) 鈍的前緣，ii) 拱形。
4. 如權利要求l所述的組合件，其中所述斜翼梢具有i) 鈍角前緣，ii) 在超音速飛機的最大巡航速度下掠過超過馬赫角。
5. 如權利要求1所述的組合件，其中所述倒置的圓角在所述接合 點處具有凸形前緣輪廓。
6. 如權利要求1所述的組合件，其中所述舷內(nèi)前緣襟翼定位為從 以下的一個或兩個展開i) 翼板或機身中的腔，ii) 圍繞與翼板或機身相關的樞軸線。
7. 如權利要求1所述的組合件，其中所述混合的普通 一 分裂式襟 翼是后緣襟翼并且具有以下之一i) 與普通襟翼鉸鏈線共同定位的分裂式襟翼鉸鏈線，ii) 定位在普通襟翼鉸鏈線后面的分裂式襟翼鉸鏈線。
8. 如權利要求7所述的組合件，其中所述普通襟翼向下偏轉(zhuǎn)第一角度并且分裂式襟翼向下偏轉(zhuǎn)第二角度，其中第二角度超過第一角度。
9. 如權利要求4所述的組合件，其中所述倒置的圓角具有所述接 合點的凸形前緣輪廓。
10. 如權利要求8所述的組合件，其中所述舷內(nèi)前緣襟翼定位為 從以下的一個或兩個展開i) 翼板或機身中的井，ii) 圍繞與翼板或機身相關的樞軸線。
11. 如權利要求9所述的組合件，其中所述混合的普通-分裂式 襟翼是后緣襟翼并且具有以下之一 i) 與普通襟翼鉸鏈線共同定位的分裂式襟翼鉸鏈線，ii) 定位在普通襟翼鉸鏈線后面的分裂式襟翼鉸鏈線。
全文摘要
超音速飛機上改進的超音速層流機翼結(jié)構具有一個或多個以下方面在機翼舷內(nèi)區(qū)域的前方延伸的翼板、斜翼梢、翼板或機身接合點處的倒置的圓角、延伸超過舷內(nèi)機翼板跨度小于大約15％的舷內(nèi)前緣襟翼、具有可相對于普通襟翼區(qū)域向下偏轉(zhuǎn)的下表面部分的混合普通-分裂式襟翼。
文檔編號B64C9/06GK101547829SQ200780044418
公開日2009年9月30日 申請日期2007年10月17日 優(yōu)先權日2006年10月18日
發(fā)明者J·D·蔡斯, M·亨德森, P·斯圖爾扎 申請人:Aerion公司