專利名稱：用于高速運動平臺上的武器艙的等離子作動器系統(tǒng)和方法
技術領域：
本公開涉及等離子作動器，更具體地，涉及采用一個或多個等離子作動器以當運動平臺的武器艙門打開時通過修改武器艙之上的邊界層流動改善高速運動平臺的武器艙的聲學特性，并且還改善從武器艙釋放的武器的分離。

背景技術：
本部分的聲明僅提供與本公開有關的背景信息，并不構成現(xiàn)有技術。
為了滿足當今的很多性能要求，航空運動平臺，例如對于噴氣動力軍用航空器，通常具有不同的并且高度集成的平臺構型。這些構型可包括內(nèi)部武器艙，其典型地位于航空器的機身的腹部上。當儲存在武器艙內(nèi)的武器將從航空器釋放時，典型地，一鉸接支撐門或者一對鉸接支撐艙門打開，然后釋放武器。但是，由于當武器從武器艙釋放時很多噴氣式航空器以高速運行，所以武器艙之上的剪切層氣流會產(chǎn)生高的聲級，從而對艙門打開時武器的釋放構成挑戰(zhàn)。結果，在武器艙的前邊緣處的剪切層發(fā)生運動進入艙內(nèi)的隨時間而定的分離，從而產(chǎn)生高的聲噪聲和負載。使得這復雜的是現(xiàn)有武器典型地所勝任的最大情形不足以從航空器的內(nèi)部武器艙展開。修改或重新驗核典型地并不可行。
傳統(tǒng)地，為了被動地抵消武器艙內(nèi)部所經(jīng)受的高聲級并改善武器的分離特征，擾流器位于武器艙外部和上游的航空器的機身上。該擾流器用以“偏轉(zhuǎn)”逼近的氣流，加上“擾流”，從而降低鄰近機身開口的艙振蕩壓力波的強度。該被動方法通常受限于在飛行包線的有限部分內(nèi)進行最優(yōu)化的性能(也就是，對于航空器，具有預定速度范圍)。機械擾流器典型地需要機械連接和機電和/或液壓作動器，所有的這些會顯著增加飛行器的重量、復雜性和生命周期成本。


發(fā)明內(nèi)容
本公開涉及一種系統(tǒng)和方法，其采用至少一個位于運動平臺中的凹腔(cavity)的上游(相對于平臺上的自由流氣流)的運動平臺的表面上的等離子作動器來修改凹腔附近的氣流的路徑。該系統(tǒng)可用在與任何形式的開口、凹腔或潛在的任何期望偏轉(zhuǎn)在運動平臺上運動的自由流的地方有關的任何形式的運動平臺上。該系統(tǒng)期望發(fā)現(xiàn)與軍用航空器相關的特定的效用以修改自由流氣流來降低武器艙門打開的航空器的武器艙內(nèi)的振蕩聲壓力波。
在一個實施例中，等離子作動器位于航空器上的武器艙的上游邊緣的上游。用電信號賦能等離子作動器使得在作動器之上運動的自由流氣流的邊界層中的空氣分子電離。這也導致在作動器附近形成電場，其作用在電離的空氣上以產(chǎn)生相對于自由流的氣流方向?qū)蛏嫌蔚母猩鲃?。這結果使得自由流氣流偏離武器艙。偏離的自由流氣流有助于顯著降低否則會由經(jīng)過或在武器艙內(nèi)盤旋(curling)的剪切層形成的振蕩聲壓力波。振蕩聲壓力波的降低有助于降低武器艙內(nèi)的聲級并改善軍械或軍品從武器艙釋放的分離特征。



在此所述的圖表僅僅是為了示出性目的，并不意在以任何方式限制本公開的范圍。
圖1是用在航空器的機翼的康達(Coanda)表面上的飛行控制系統(tǒng)的一個示例性實施例的側(cè)視圖，其中該系統(tǒng)利用多個等離子作動器，其定位在康達表面之上； 圖1A示出采用圖1所示的多排間隔開的等離子作動器的圖1的機翼部分的透視圖； 圖2是圖1所示的等離子作動器之一的放大側(cè)視圖； 圖3是圖1的機翼的側(cè)視圖，其示出邊界層流動沒有等離子作動器作動會呈現(xiàn)為怎樣，例如，等離子作動器16a，16b，16c和16d都沒有賦能； 圖4示出圖1的機翼，但僅在較低表面上的至少一個等離子作動器被賦能，其具有沿著康達表面的邊界層流動中所致的變化以及機翼部分周圍的循環(huán)和流線的相關修改(也就是，使得尾流向上偏轉(zhuǎn))，例如，等離子作動器16c和16d賦能，16a和16b沒有賦能； 圖5示出圖1的機翼，但僅在較上表面上的至少一個等離子作動器被賦能，其具有沿著康達表面的邊界層流動中所致的變化以及機翼部分周圍的循環(huán)和流線的修改相關(也就是，使得尾流向下偏轉(zhuǎn))，例如，等離子作動器16a和16b賦能，16c和16d沒有賦能； 圖6是圖1的機翼的視圖，示出當既在較上表面又在較低表面上的至少一個等離子作動器被作動時邊界層流動離開機翼(也就是，尾流沒有明顯的變化)，例如，所有的等離子作動器16a，16b，16c和16d都沒有賦能； 圖7示出多個雙模式等離子作動器可以怎樣應用在康達表面上； 圖8更加詳細地示出在圖7中圈著的雙模式等離子作動器之一，其第一和第三電極跨越AC電壓源連接以感生有助于延遲邊界層分離的流動；和 圖9示出圖8的雙模式等離子作動器，但是其第二和第三電極跨越AC電壓源連接以感生用以促進在相反方向的邊界層流動的流動； 圖10是運動平臺的底部表面的平面視圖，在該例子中，航空器，示出本公開的用以使得剪切層偏離航空器的武器艙的另一流動控制系統(tǒng)； 圖11是圖10的航空器的機身部分的側(cè)視圖，示出當武器艙門打開時在武器艙之上的氣流路徑，其中等離子作動器沒有賦能；和 圖12是圖11的航空器的側(cè)視圖，示出等離子作動器怎樣操作以當艙門打開時使得剪切層偏離武器艙，其中等離子作動器沒有賦能。

具體實施例方式 下面的描述在本質(zhì)上僅僅是示例性的，并不意在限制本公開、應用或使用。
參照圖1，示出用在運動平臺12的機翼14上的流動控制系統(tǒng)10。在該例子中，運動平臺12是航空器，并且為了方便，在下面的整個討論中，稱之為“航空器12”。但是，應當立即意識到，本公開的教導并不僅限于用在采用機翼的航空運動平臺，例如商用和軍用航空器，而可以容易地應用到無人空中飛行器(UAV)、導彈、旋翼航空器、陸上車輛和甚至高速水上船只。
在圖1中，系統(tǒng)10采用沿著機翼14的康達表面18間隔開的多個等離子作動器16。盡管僅示出四個等離子作動器16，但是更多或更少的多個可以應用以滿足特定應用的需要。在該例子中，兩個等離子作動器16a、16b設置在康達表面18的上半部分，而另外兩個等離子作動器16c、16d設置在康達表面的下半部分。應當認識到，康達表面18并不需要與航空器機翼相關聯(lián)，相反可以與任何部件例如陸上車輛的后擾流器相關聯(lián)。如果等離子作動器并入在航空器或者其它形式的運動平臺上的垂直尾翼上，那么，應當認識到的是，稱謂“上半部”和“下半部”可以與之不同的變?yōu)樾g語“左側(cè)部”和“右側(cè)部”。同樣地，在實踐中，應當認識到，很多應用可以需要多個等離子作動器16a、16b、16c和16d在展向沿著機翼14或者其它形式的空氣動力表面間隔開。該安置的一個例子在圖1A中示出。等離子作動器16的精確布置可以根據(jù)需要變化以滿足特定應用。例如，等離子作動器16的安置也可以是作動器安置為其長軸在弦向，而作動器很多沿著翼展的陣列便于對粘滯渦流的分離控制。
控制器20和高壓交流(AC)電壓源22與每一個等離子作動器16連通?？刂破?2獨立控制高壓信號優(yōu)選地在約3,000VAC-20,000VAC之間或者甚至可能更高施加到每一等離子作動器16。賦能任一等離子作動器16使得作動器電離在康達表面18的外表面18a附近的空氣。電場也與所施加的AC電壓的幅值直接成比例地產(chǎn)生。電場作用在電離的空氣上以在賦能的等離子作動器16之上產(chǎn)生感生流動，其在當其在康達表面運動時趨于向著康達表面18拖曳邊界層。這有助于延遲邊界層從康達表面18的分離。
參照圖2，更詳細地示出一個等離子作動器16a。該形式的作動器也在于2006年4月12日提交的，序列號為11/403,252的共同的未授權美國申請中討論，該申請轉(zhuǎn)讓給了波音公司，其已經(jīng)在此引用作為參考。然而，簡單地說，等離子作動器16a包括用介電材料28分開的第一電極24和第二電極26。介電材料28可形成布置在電極24和26之間的不同層，如圖2所示。優(yōu)選地，電極24和26凹陷地安置在康達表面18的外表面18a中以使得不與其光滑表面輪廓干涉。但是，也可以直接在康達表面上安置至少第一電極24。如果直接安裝在康達表面18上，那么第一電極24將典型地不能由介電材料28完全包封。等離子作動器16還可每個安置在康達表面18上以使得第二電極26相對于邊界層流動的方向定位在第一電極24的下游。
交流電壓源22連接在控制器20和第二電極26之間。開關30介于交流電壓源22和第一電極24之間。開關30可以是半導體開關，或者其可以是由適當?shù)碾娦盘栕鲃拥臋C電開關。本質(zhì)上，任何形式的滿足特定應用的需要的開關都可使用。
當控制器20合上開關30時，跨越第一電極24和第二電極26施加的高壓AC信號(典型地至少約3,000VAC)使得電極24和26附近以及緊鄰康達表面18的外表面18a的空氣電離。電場同樣在電極24和26之間產(chǎn)生。電場作用在電離的空氣上以感生緊鄰外表面18a的流動32，其從第一電極24運動越過外表面18a，和越過第二電極26。感生流動32用以將邊界層流動抵著外表面18a向下拖曳，其有助于延遲邊界層開始從康達表面18分離。
電極24和26的構型的特定性可以相當?shù)刈兓詽M足特定應用的需要。電極24和26可以由任何傳導材料制成。銅是一種特別適合的材料。電極24和26可以形成為薄帶，可以是箔帶，并可具有約0.001-0.005英寸(0.0254-0.127mm)數(shù)量級的典型厚度。每一個電極24和26的長度和寬度可以根據(jù)需要變化以適應特定應用，但是應當預見到，在很多航空器應用中，每個電極的尺度可以典型地長度在1-20英寸(2.54cm-50.08cm)數(shù)量級，寬度在0.12-0.20英寸(3-5cm)數(shù)量級。介電材料28可包括任何適當?shù)慕殡姴牧?，例如石英?

或者

的介電材料。其它介電材料也可適于使用，所用的精確介電材料可以由特定應用的需求確定。優(yōu)選地，介電材料28分別在第一和第二電極24和26之間提供約0.005-1.0英寸(0.127-25.4mm)的厚度層。
現(xiàn)參照圖3-6，將描述通過選擇性地賦能等離子作動器16的各個而提供到邊界層流動上的影響。首先參照圖3，示出當沒有等離子作動器16(不可見)被賦能時較上和較低表面流線36和38在康達表面18之上運動。在該圖中，由系統(tǒng)10感生的增量升力系數(shù)(ΔCL)等于由系統(tǒng)感生的增量俯仰力矩系數(shù)(ΔCM)，并且二者都為零。
在圖4中，康達表面18的下半部上的等離子作動器16c和16d已經(jīng)被賦能，而上半部上的等離子作動器16a和16b沒有賦能。這嚴生在箭頭40方向的正的俯仰力矩(+ΔCM)和負的升力系數(shù)(-ΔCL)。流線42表明作動器16c和16d已經(jīng)怎樣稍微修改邊界層流動以改變其從康達表面18的分離。注意到流線36的部分36a比圖3所示的稍微更加提升。
參照圖5，等離子作動器16a和16b被賦能而等離子作動器16c和16d沒有賦能。這產(chǎn)生正的升力系數(shù)(+ΔCL)和負的俯仰力矩(-ΔCM)(用流線箭頭46表示)。流線42表明等離子作動器16a和16b已經(jīng)延遲邊界層分離的開始，流線36a和38a已經(jīng)修改為稍微向下導向。
圖6示出所有的等離子作動器16都賦能的流動效果。在該例子中，尾流分離被降低，從而降低機翼14上的阻力，而并不改變俯仰力矩或升力。
系統(tǒng)10的應用是很多的，包括商用和軍用航空器、無人空中飛行器(UAV)和導彈。在機動陸上車輛例如汽車和卡車的各空氣動力表面上同樣可實現(xiàn)所述優(yōu)點。
系統(tǒng)10通過產(chǎn)生不對稱的阻力為無尾航空器提供無鉸鏈偏航控制。通過控制循環(huán)控制翼剖面尾流中的分離或者在正和負循環(huán)增量之間感生展向變化，其產(chǎn)生升高的誘導阻力而不會伴隨升力或俯仰力矩變化，從而產(chǎn)生不對稱阻力。
系統(tǒng)10使得能無鉸鏈空氣動力控制以增加空氣動力和結構效率?？諝鈩恿π释ㄟ^機翼和類似空氣動力表面上的升降副翼邊緣和鉸鏈線間隙的消除而改善。結構效率通過增加力矩盒尺寸而改善，其降低重量，消除機械作動重量和復雜性，并增加用于燃料的機翼內(nèi)部體積等。
系統(tǒng)10可以簡化航空器(尤其是具有高度復雜的多段襟翼的商用運輸機)的增升系統(tǒng)以提高低速性能，同時降低成本、重量和復雜性。系統(tǒng)10可以潛在地用于替換商用航空器方向舵或升降舵上的配平片，消除主控制表面上的副運動表面的機械復雜性。系統(tǒng)10的使用可以產(chǎn)生比傳統(tǒng)運動表面效應器更高的控制速率(高帶寬控制器)，因為系統(tǒng)10僅受限于自由流流體流動的對流速度，而不受副翼效應器的機械運動的限制。這使得能控制更加高度不穩(wěn)定的機體，從而提升機動性和性能。在此所述的系統(tǒng)10使得能低成本、降低的復雜性的機翼設計，其對于薄的可展開的機翼(導彈或小的UAV)尤其有用，其中控制表面由于控制作動安裝的難度而難以通過使用傳統(tǒng)的方法集成。其它應用在不飛行的交通工具例如半掛車上是可能的，其通過除去降低掛車的基本阻力的作動裝置的作動以進行空氣輔助制動或者通過當康達表面沿著掛車基座周邊安裝時感生向下的力而進行牽引控制。
同樣期望系統(tǒng)10提供更有效的方式(從結構上和空氣動力上說)控制航空運動平臺，來增加的任務飛行時間或者航程。通過控制裝置的新的機械化(mechanizations)，尤其是對于無尾航空器或具有可展開的飛行表面的空中交通工具，使得設計能額外地靈活。增加的控制作動速率還可與降低的整體復雜性一起實現(xiàn)。
參照圖7，示出本公開的另一系統(tǒng)100，其利用多個集成到機翼14的康達表面18中的雙模式等離子作動器102。該系統(tǒng)100除了使用雙模式作動器102之外與圖1和1A的系統(tǒng)10相同。雙模式等離子作動器102在序列號(波音檔案號No.06-0438；HDP檔案號7784-001061)的共同未授權申請中詳細討論，該申請已經(jīng)被本公開引用作為參考。在該例子中，一對雙模式等離子作動器102a和102b布置在機翼14的康達表面18的上半部。第二對等離子作動器102c和102d布置在下半部上。如參照圖1所述的系統(tǒng)10，多個雙模式等離子作動器102可在展向沿著康達表面18間隔開。所用雙模式等離子作動器102的確切數(shù)量、間距和安置可變化以滿足特定應用的需要。
參照圖8和9，雙模式等離子作動器102類似于等離子作動器16，但是包括三個電極104、106和108，而不是兩個電極。兩個開關110和112使得AC電壓源26能跨越第一和第二電極對104和108或者在第二和第三電極對106和108之間施加。第三電極108由合適的介電材料層109間隔開，或者包圍在合適的介電材料中。
當通過合上開關110并打開開關112，來自AC電壓源26的AC電壓跨越電極104和108而施加時，等離子作動器102以與上述的作動器16相同的方式操作；也就是，產(chǎn)生感生流體流動114(圖8)。感生流動114的方向與在作動器102上流動的邊界層流動的方向相同。通過等離子作動器16，感生流體流動114作用在邊界層流動上以幫助防止邊界層流動離開康達表面18。但是，當電極對106和108通過閉合開關112而打開開關110而賦能時，感生流動116產(chǎn)生，其在與感生流動114(圖9)的方向相反的方向。在這種情況下，當與康達表面的另一半部分的等離子作動器協(xié)作地操作時，感生流動116有助于促進在康達表面18的機翼后緣的周圍的邊界層進一步附著。
系統(tǒng)100提供更大程度的流動控制靈活度，因為等離子作動器102的各個可以賦能不同對的電極104、106、108以甚至更加顯著地影響邊界層流動(也就是，更加顯著地促進邊界層流動的附著或分離)。例如，某等離子作動器102，例如位于康達表面18的上半部的那些，可以被賦能以產(chǎn)生感生流動114(以促進邊界層的附著)，而其它位于康達表面18的下半部上的作動器102可以被賦能以產(chǎn)生感生流動116(以提高康達表面18周圍的流動的轉(zhuǎn)向)。該特定例子中的總體結果是所有等離子作動器102將工作以更加顯著地移動康達表面18周圍的機翼后緣停滯點?？刂破?0可以根據(jù)需要控制等離子作動器102的特定電極對104、108或106、108的賦能，以使得其在采用系統(tǒng)100的表面上產(chǎn)生拉起或俯沖力矩。
這樣，系統(tǒng)100提供甚至更加提高的空氣動力流動控制的范圍的可能性。應當認識到，等離子作動器16和等離子作動器102的不同組合可用在表面，例如康達表面18上以甚至進一步提高對邊界層的分離和/或附著的控制。
參照圖10-12，示出本公開的另一系統(tǒng)200。系統(tǒng)200使得經(jīng)過運動平臺例如航空器的凹腔之上的剪切層能偏離凹腔。這顯著地降低凹腔內(nèi)的聲壓級。當凹腔是航空運動平臺上的武器艙時，系統(tǒng)還顯著地改善武器從運動平臺的分離。
特別參照圖10，在該例子中，運動平臺是在具有機身204的航空器202。在機身204的底面204a處設置有武器艙206。武器艙206可以由一個或多個可移動門208蓋住，并且在該例子中示出一對門208。就在武器艙206的緊上游和附近的部分由標號210限定，而在武器艙緊下游的部分用標號212表示。應當理解，所用術語“上游”和“下游”是相對于機身204之上的自由流氣流216的方向。
參照圖10和11，系統(tǒng)200采用至少一個等離子作動器16，更加優(yōu)選地，多個等離子作動器16，其定位在機身204的底面204a上沿著上游部分210。等離子作動器16優(yōu)選地凹陷地安裝在機身204中以維持機身204的光滑空氣動力表面。在該例子中，等離子作動器16安置為其長軸基本平行于武器艙206的上游邊緣214。然而，等離子作動器16可以安置在不同的方向，由特定運動平臺的空氣動力學或者特定應用的需要決定。重要地，等離子作動器16相對于經(jīng)過其的自由流氣流216從圖2所示的方位180度安置。也就是，其安置為第二電極26布置在第一電極24的上游?？山Y合兩排或更多排的等離子作動器16，如圖10所示。
進一步參照圖11，示出航空器202以及當艙門208打開時隨著自由流氣流216在武器艙206之上運動形成的剪切層218的路徑。為了避免使得圖混亂，在圖11中沒有示出武器艙門208。
應當認識到，剪切層218總體上是武器艙206中的靜止空氣和大量自由流氣流216之間的界面。武器艙206中的空氣并不一定需要為靜止的以便產(chǎn)生剪切層。取決于大量自由流氣流216屬性(速度等)，剪切層218可進入武器艙206，或者可撞擊在武器艙206的尾部端220的下游的機身202上。在兩種情況下，剪切層218都在武器艙206內(nèi)產(chǎn)生振蕩聲壓力波，其結果導致武器艙內(nèi)的顯著的聲噪聲。振蕩波和剪切流角度也可干涉從武器艙206釋放的軍械或者制導武器的分離。為了降低聲噪聲(并改進武器分離特征)，剪切層218的撞擊點需要受控。
參照圖12，當?shù)入x子作動器16被賦能時，在作動器之上流動的邊界層222中的空氣分子被電離。同時，在電極24和26附近形成電場，其作用在電離的空氣上以感生導向上游(也就是，進入邊界層流動222)的流動224。該感生流動224如同機械擾流器一樣有效地作用以使得邊界層222在武器艙206的上游邊緣214上游處或正好在之前分離。這結果有助于當剪切層在武器艙之上運動時從武器艙206偏離剪切層218。這用以“擾流”和顯著地降低武器艙206內(nèi)的振蕩聲壓力波的強度，其結果降低武器艙內(nèi)的聲級。降低的振蕩聲壓力波有助于改善軍械和/或制導武器從武器艙206的分離。
系統(tǒng)200的性能可通過控制從AC電壓源22到作動器16的脈沖AC電壓信號的占空因數(shù)而進一步改善。系統(tǒng)200的能效也可改善?？刂剖┘拥降入x子作動器16的脈沖AC電壓信號的占空因數(shù)可以使得系統(tǒng)200能以與先前發(fā)展的典型地使用安裝空氣噴氣口的吸/吹表面主動流動控制(AFC)裝置類似的方式運行。這樣，可在較大的飛行包線實現(xiàn)武器艙206附近的流動的修整，并且，對于某些武器和發(fā)射系統(tǒng)，具有與傳統(tǒng)的擾流器或其它AFC裝置相比明顯較低的復雜性和重量。這也導致與傳統(tǒng)的機械擾流器和AFC系統(tǒng)會典型地經(jīng)歷的相比改善的生命周期成本。
不管是根據(jù)需要使用剛在上面描述的脈沖系統(tǒng)還是簡單地變化來自AC電壓源22的AC輸出信號的模擬控制系統(tǒng)，AC電壓輸出信號可得以控制以變化自由流氣流216的偏離量。感生的偏離量還可用于控制自由流氣流216再次附著到機身204的點。
盡管系統(tǒng)200已經(jīng)描述為用來修改鄰近武器艙的分離層，但是，應當認識到，系統(tǒng)200可易于應用來控制鄰近運動平臺上的任何形式的凹腔或開口的自由流流動。本質(zhì)上，系統(tǒng)200潛在地可用于任何期望機械擾流器或者傳統(tǒng)的AFC系統(tǒng)應用的場所。盡管系統(tǒng)200在航空器和航天應用方面將尤其有價值，但是系統(tǒng)200可用于任何運動平臺，例如旋翼航空器、無人空中飛行器、高速陸上車輛或者甚至高速海上船只。本質(zhì)上，系統(tǒng)200可具有與需要控制鄰近交通工具的開口、凹腔或者其它部件的自由流流動的場合的任何形式的交通工具有關的應用。
盡管已經(jīng)描述多個實施例，但是，本領域技術人員將認識到，可以作出各種修改或變化，其并未脫離本公開。所述例子示出各個實施例，其并不意在限制本公開。因此，說明書和權利要求應當不受限制地理解，除非考慮到相關的現(xiàn)有技術這種限制是必需的。
權利要求
1.一種用于控制運動平臺的主體中的凹腔之上的氣流以降低在所述凹腔附近的振蕩壓力波的強度的方法，該方法包括
相對于所述運動平臺上的氣流方向，在所述凹腔上游的所述運動平臺的表面上布置至少一個等離子作動器；和
施加電信號到所述等離子作動器以賦能所述等離子作動器并使得鄰近所述等離子作動器的空氣電離，從而有利于剪切層偏離所述凹腔。
2.如權利要求1所述的方法，還包括鄰近所述凹腔的上游邊緣布置多個所述等離子作動器，和施加所述電信號到每一個所述等離子作動器。
3.如權利要求1所述的方法，其中，施加電信號到所述等離子作動器包括使用控制器來控制可操作地與所述等離子作動器相連的開關以施加所述電信號到所述等離子作動器。
4.如權利要求3所述的方法，其中，使用所述控制器來控制開關包括使用所述控制器來間歇地控制所述開關，以使得可變占空因數(shù)AC電信號施加到所述等離子作動器。
5.如權利要求1所述的方法，其中，施加電信號到所述等離子作動器包括施加具有至少約3,000伏電壓的交流(AC)信號到所述等離子作動器。
6.如權利要求1所述的方法，其中，施加電信號到所述等離子作動器包括施加在約3,000-20,000伏之間的AC電壓到所述等離子作動器。
7.如權利要求1所述的方法，其中，在表面上布置等離子作動器包括布置具有一對由介電材料層分隔開的電極的等離子作動器。
8.一種用于運動平臺以改變所述運動平臺的凹腔之上的氣流的控制系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包括
等離子作動器，其相對于所述運動平臺的外表面之上的氣流布置在所述凹腔的上游的所述運動平臺的表面上；
用于產(chǎn)生AC電壓信號的交流(AC)電壓源；和
用于施加所述AC電壓信號到所述等離子作動器以賦能所述等離子作動器的控制器，所述賦能使得所述等離子作動器附近的空氣電離，其使得在所述作動器之上的邊界層流動分離和所述作動器的下游的剪切層偏轉(zhuǎn)，并從所述凹腔離開。
9.如權利要求8所述的系統(tǒng)，還包括介于所述控制器和所述等離子作動器之間的開關，所述開關由所述控制器控制以控制所述AC電壓信號到所述等離子作動器的施加。
10.如權利要求8所述的系統(tǒng)，其中，所述控制器控制所述開關以施加可變占空因數(shù)脈沖AC電壓信號到所述等離子作動器。
11.如權利要求8所述的系統(tǒng)，其中，所述等離子作動器鄰近所述凹腔的上游邊緣布置。
12.如權利要求8所示的系統(tǒng)，還包括布置在鄰近所述凹腔的所述上游邊緣的所述表面上的多個等離子作動器，每一個所述等離子作動器由所述控制器施加的所述AC電壓信號賦能。
全文摘要
一種用于控制航空運動平臺例如航空器表面上的自由流氣流的系統(tǒng)和方法特別是一種用于高速運動平臺上的武器艙的等離子作動器系統(tǒng)和方法。在一實施例中，所述系統(tǒng)包括用于航空器的武器艙的上游的機身的底部表面上的多個等離子作動器。當?shù)入x子作動器被賦能時，在鄰近作動器處產(chǎn)生感生流動。感生流動用以當自由流氣流在武器艙之上運動時(當艙門打開時)從武器艙偏離產(chǎn)生的剪切層。這顯著地降低一般在剪切層進入武器艙時產(chǎn)生的振蕩聲壓力波。所述系統(tǒng)和方法顯著地降低武器艙內(nèi)部的噪聲，并改善軍械從武器艙的分離。
文檔編號B64C21/00GK101332870SQ20081010880
公開日2008年12月31日 申請日期2008年5月26日 優(yōu)先權日2007年5月25日
發(fā)明者斯科特·L·施威姆利, 小唐納德·V·德勞因 申請人:波音公司