用于增強飛行器的高升力性能的系統(tǒng)和方法
【專利摘要】本申請涉及用于增強飛行器的高升力性能的系統(tǒng)和方法。具體的，涉及一種用于飛行器(100)的減阻系統(tǒng)，該減阻系統(tǒng)可以包括空氣噴射器(300)，該空氣噴射器具有噴射口(318)，該噴射口(318)位于翼面主部件(122)的后部(130)與后緣裝置(200)的前部(202)之間。所述空氣噴射器(300)可以被配置成，按空氣射流(322)經(jīng)過所述后緣裝置(200)的上表面(204)的方式從所述噴射口(318)排出所述空氣射流(322)。
【專利說明】
用于増強飛行器的高升力性能的系統(tǒng)和方法
技術領域
[0001]本公開總體上涉及空氣動力學，更具體地說，涉及用于改進飛行器的高升力(high-1 if t)性能的系統(tǒng)和方法。
【背景技術】
[0002]高升力性能是飛行器設計方面的關鍵目標，并且可以用飛行器起飛和/或著陸期間的性能來表示。具有改進高升力性能的飛行器對于指定跑道長度來說，可以具有相對較高的最大起飛重量。另選的是，具有改進高升力性能的飛行器對于指定最大起飛重量來說，可以需要減少的跑道長度。由高升力性能所提供的其它優(yōu)點包括減少失速和/或增加航程。飛行器的高升力性能可以由一個或更多個類型的大升力系統(tǒng)或裝置來提供。例如，飛行器的機翼可以包括前緣縫翼(leading edge slat)和/或后緣襟翼(trailing edge flap)，其可以在起飛和著陸期間展開以增加升力。
[0003]大升力裝置在展開時優(yōu)選地產(chǎn)生相對少量的空氣動力學阻力，以使飛行器具有高升阻比(lift-to-drag rat1，L/D)。高L/D可以導致針對飛行器的增加凈荷容量、減少跑道長度需求、和/或更長航程。例如，對于雙發(fā)動機運輸飛行器來說，L/D在起飛期間1%的增加可以導致凈荷容量增加直至幾千鎊或者航程增加直至150海里。另外，L/D在起飛期間的增加可以考慮到發(fā)動機尺寸的減少，其可以直接轉(zhuǎn)化成飛行器結構性質(zhì)量的減少和燃料效率的改進和/或發(fā)動機排放的減少。大升力裝置還優(yōu)選地增加了飛行器的最大升力系數(shù)(liftcoefficient，CLmax)，其可以導致飛行器高升力性能的顯著改進。例如，針對一示例運輸飛行器，CLmax的1.5%增加對于固定進場速度來說可以導致凈荷容量增加直至6600鎊。
[0004]用于改進飛行器的L/D和CLmax的常規(guī)方法依靠在機翼的幾何約束內(nèi)調(diào)節(jié)大升力系統(tǒng)。例如，可以嘗試調(diào)節(jié)前緣縫翼和后緣襟翼的幾何結構和展開特征，以改經(jīng)起飛和著陸時的L/D和CLmax。遺憾的是，調(diào)節(jié)這種大升力裝置的幾何結構和展開特征代表了對高升力性能的限制。
[0005]如可以看出，在針對用于改進飛行器的高升力性能的系統(tǒng)和方法領域，存在不受機翼和/大升力裝置的幾何約束的需要。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]具體通過提供包括至少一個空氣噴射器的減阻系統(tǒng)的本公開，來致力于解決并減輕與飛行器的高升力性能相關聯(lián)的上述需要。所述空氣噴射器可以具有噴射口，該噴射口位于翼面主部件的后部與后緣裝置的前部之間。所述空氣噴射器可以被配置成，按空氣射流經(jīng)過所述后緣裝置的上表面的方式從所述噴射口排出所述空氣射流。
[0007]在另一實施方式中，公開了一種用于飛行器機翼的減阻系統(tǒng)。所述減阻系統(tǒng)可以包括空氣噴射器，該空氣噴射器具有噴射口，該噴射口位于機翼后梁上或附近并且定位在后緣襟翼的前部的前方。所述空氣噴射器可以被配置成，在展開所述后緣裝置，使繞流從所述翼面的下表面向上經(jīng)過主凹口并且經(jīng)過所述后緣裝置的上表面時，按空氣射流經(jīng)過所述后緣裝置的上表面的方式從所述噴射口排出所述空氣射流。
[0008]還公開了一種減少翼面的空氣動力學阻力的方法。所述方法可以包括以下步驟:從空氣噴射器的噴射口排出空氣射流。所述噴射口可以位于翼面主部件的后部與后緣裝置的前部之間。所述方法還可以包括以下步驟:引導所述空氣射流，以使所述空氣射流在所述后緣裝置的上表面上經(jīng)過。
[0009]已經(jīng)討論的特征、功能以及優(yōu)點可以在本公開的不同實施方式中獨立實現(xiàn)，或者可以在可以參照下列描述和附圖來了解進一步細節(jié)的其它實施方式中組合。
【附圖說明】
[0010]本公開的這些和其它特征在參照附圖時將變清楚，其中，相同數(shù)字遍及附圖指相同部分，其中:
[0011]圖1是根據(jù)一個示例實施方式的、可以包括一個或更多個空氣噴射器的飛行器的框圖，該空氣噴射器安裝至翼面主部件并且被配置成在后緣裝置的上面上方排出一個或更多個空氣射流；
[0012]圖2是飛彳丁器的俯視圖的圖解表不圖；
[0013]圖3是根據(jù)一個示例實施方式的、圖2的沿線3-3截取的飛行器機翼的截面圖的圖解表示圖，并且例示了處于縮回位置的后緣裝置；
[0014]圖4是根據(jù)一個示例實施方式的、飛行器機翼的截面圖的圖解表示圖，其示出了在展開后緣裝置期間從噴射口排出空氣射流的空氣噴射器；
[0015]圖5是圖4中的用虛線圓弧5包圍的飛行器機翼的后部的放大截面圖的圖解表示圖，并且例示了在展開后緣裝置期間將空氣射流排到翼面主部件的后部與后緣裝置的前部之間的主凹口的空氣噴射器；
[0016]圖6是根據(jù)一個示例實施方式的、翼面主部件的后部的截面圖的圖解表示圖，其示出了被配置為零凈質(zhì)量通量噴射器的空氣噴射器；
[0017]圖7是根據(jù)一個示例實施方式的、翼面部件的后部的截面圖的圖解表示圖，其示出了被配置為氣動空氣噴射器的空氣噴射器；
[0018]圖8是根據(jù)一個示例實施方式的、圖2的沿線8截取的立體圖的機翼展開的多個后緣裝置；
[0019]圖9是省略了后緣裝置的、圖8的以線9為界的飛行器機翼的一部分的放大立體圖的圖解表示圖，并且例示了沿飛行器機翼的后部按集群設置的空氣噴射器的翼展方向陣列；
[0020]圖10是根據(jù)一個示例實施方式的、翼面主部件的后部的截面圖的圖解表示圖，其示出了排出一對空氣射流的空氣噴射器；
[0021]圖11是根據(jù)一個示例實施方式的、飛行器機翼的俯視圖的圖解表示圖，其例示了按相對于飛行器縱軸的外側(cè)角排出空氣射流的空氣噴射器的翼展方向陣列；
[0022]圖12是在其中空氣噴射器未啟用的系統(tǒng)關閉配置下，以10°迎角取向的飛行器機翼的、按照馬赫數(shù)的計算流場的圖解表示圖，并且用交叉影線例示了低馬赫數(shù)的相對較大區(qū)域；
[0023]圖13是按照總壓力表示的、圖12的飛行器機翼的計算流場的圖解表示圖，并且用交叉影線例示了由后緣裝置產(chǎn)生的總壓力損失的相對較大區(qū)域；
[0024]圖14是在伴隨空氣噴射器排出空氣射流的系統(tǒng)開啟空氣噴射器配置下，以10°迎角取向的飛行器機翼的、按照馬赫數(shù)的計算流場的圖解表示圖，并且用交叉影線例示了低馬赫數(shù)的相對較小區(qū)域；
[0025]圖15是按照總壓力表示的、圖14的飛行器機翼的計算流場的圖解表示圖，并且用交叉影線例示了由后緣裝置產(chǎn)生的總壓力損失的相對較小區(qū)域；
[0026]圖16是針對系統(tǒng)關閉配置和針對系統(tǒng)開啟配置的升力系數(shù)(Cl)與迎角(α)的關系的標繪圖；
[0027]圖17是針對系統(tǒng)關閉配置和針對系統(tǒng)開啟配置的升阻比(L/D)與升力系數(shù)(Cl)的關系的標繪圖；
[0028]圖18是在系統(tǒng)關閉配置下的飛行器機翼的后部的立體圖的圖解表示圖；
[0029]圖19是根據(jù)一個示例實施方式的、飛行器機翼的后部的立體圖的圖解表示圖，其具有按單列(row)配置設置的空氣噴射器的翼展方向陣列；
[0030]圖20是根據(jù)一個示例實施方式的、飛行器機翼的后部的立體圖的圖解表示圖，其具有按雙列配置設置的空氣噴射器的翼展方向陣列；
[0031]圖21是圖18的沿線21-21截取的飛行器機翼的截面圖的圖解表示圖；
[0032]圖22是圖19的沿線22-22截取的飛行器機翼的截面圖的圖解表示圖；
[0033]圖23是圖20的沿線23-23截取的飛行器機翼的截面圖的圖解表示圖；
[0034]圖24是針對圖18和21的系統(tǒng)關閉配置(S卩，沒有空氣噴射器)的、有關處于10°迎角(α)的飛行器機翼的、表示為表面壓力分布的計算流解(solut1n)的俯視圖的圖解表示圖；
[0035]圖25是針對圖19和22的空氣噴射器的單列配置的、處于10°迎角(α)的飛行器機翼的、表示為表面壓力分布的計算流解的俯視圖的圖解表示圖；
[0036]圖26是針對圖20和23的空氣噴射器的雙列配置的、處于10°迎角(α)的飛行器機翼的、表示為表面壓力分布的計算流解的俯視圖的圖解表示圖；
[0037]圖27是針對圖18和21的基準配置，針對10°迎角(α)的情況的、圖24的沿線27-27截取的穿過外側(cè)襟翼中心的垂直截切的飛行器機翼和馬赫數(shù)等值線場的側(cè)視圖的圖解表示圖；
[0038]圖28是針對圖19和22的空氣噴射器的單列配置，針對10°迎角(α)的情況的、圖25的沿線28-28截取的穿過外側(cè)襟翼中心的垂直截切的飛行器機翼和馬赫數(shù)等值線場的側(cè)視圖的圖解表不圖；
[0039]圖29是針對圖20和23的空氣噴射器的雙列配置，針對10°迎角(α)的情況的、圖26的沿線29-29截取的穿過外側(cè)襟翼中心的垂直截切的飛行器機翼和馬赫數(shù)等值線場的側(cè)視圖的圖解表不圖；
[0040]圖30是圖24的沿線30-30截取的穿過外側(cè)襟翼中心的垂直截切的圖解表示圖，并且例示了表示相對較大粘性機翼尾流的、低馬赫數(shù)的相對較大尺寸的區(qū)域；
[0041]圖31是圖25的沿線31-31截取的、穿過外側(cè)襟翼中心的垂直截切的圖解表示圖，并且例示了作為通過空氣噴射器的單列配置排出的空氣射流的結果的、低馬赫數(shù)的減少尺寸的區(qū)域；
[0042]圖32是圖26的沿線32-32截取的穿過外側(cè)襟翼中心的垂直截切的圖解表示圖，并且例示了作為通過空氣噴射器的雙列配置排出的空氣射流的結果的、低馬赫數(shù)的另一減少尺寸的區(qū)域；
[0043]圖33是針對圖18和21的基準配置，按10°迎角(α)的飛行器機翼上的、速度矢量的流向分量的等值面的俯視圖的圖解表示圖；
[0044]圖34是針對圖19和22的空氣噴射器的單列配置，按10°迎角(α)的飛行器機翼上的、速度矢量的流向分量的等值面的俯視圖的圖解表示圖；
[0045]圖35是針對圖20和23的空氣噴射器的雙列配置，按10°迎角(α)的飛行器機翼上的、速度矢量的流向分量的等值面的俯視圖的圖解表示圖；
[0046]圖36是針對系統(tǒng)關閉配置(S卩，沒有空氣噴射器)的、有關處于20°迎角(α)的飛行器機翼的、表示為表面壓力分布的計算流解的俯視圖的圖解表示圖；
[0047]圖37是根據(jù)一個示例實施方式的、有關處于20°迎角(α)并且具有空氣噴射器的單列配置的飛行器機翼的、表示為表面壓力分布的計算流解的俯視圖的圖解表示圖；
[0048]圖38是根據(jù)一個示例實施方式的、有關處于20°迎角(α)并且具有空氣噴射器的雙列配置的飛行器機翼的、表示為表面壓力分布的計算流解的俯視圖的圖解表示圖；
[0049]圖39是針對系統(tǒng)關閉配置，針對20°迎角(α)的情況的、圖36的沿線39-39截取的穿過外側(cè)襟翼中心的垂直截切的飛行器機翼和馬赫數(shù)等值線場的側(cè)視圖的圖解表示圖；
[0050]圖40是針對20°迎角(α)的情況并且具有空氣噴射器的單列配置、圖37的沿線40-40截取的穿過外側(cè)襟翼中心的垂直截切的飛行器機翼和馬赫數(shù)等值線場的側(cè)視圖的圖解表示圖；
[0051 ]圖41是針對圖20和23的空氣噴射器的雙列配置，針對20°迎角(α)的情況的、圖38的沿線41-41截取的穿過外側(cè)襟翼中心的垂直截切的飛行器機翼和馬赫數(shù)等值線場的側(cè)視圖的圖解表不圖；
[0052]圖42是圖36的沿線42-42截取的、穿過外側(cè)襟翼中心的垂直截切的圖解表示圖，并且例示了表示相對較大粘性機翼尾流的、低馬赫數(shù)的相對較大區(qū)域；
[0053]圖43是圖37的沿線43-43截取的、穿過外側(cè)襟翼中心的垂直截切的圖解表示圖，并且例示了作為通過空氣噴射器的單列配置排出的空氣射流的結果的、低馬赫數(shù)的減少區(qū)域；
[0054]圖44是圖38的沿線44-44截取的、穿過外側(cè)襟翼中心的垂直截切的圖解表示圖，并且例示了作為通過空氣噴射器的雙列配置排出的空氣射流的結果的、低馬赫數(shù)的另一減少區(qū)域；
[0055]圖45是針對系統(tǒng)關閉配置(S卩，沒有空氣射流)，按20°迎角(α)的、圖36的飛行器機翼上的速度矢量的流向分量的等值面的俯視圖的圖解表示圖；
[0056]圖46是針對空氣噴射器的單列配置，按20°迎角(α)的、圖37的飛行器機翼上的、速度矢量的流向分量的等值面的俯視圖的圖解表示圖；
[0057]圖47是針對空氣噴射器的雙列配置，按20°迎角(α)的、圖38的飛行器機翼上的、速度矢量的流向分量的等值面的俯視圖的圖解表示圖；
[0058]圖48是針對圖30的系統(tǒng)關閉基準配置(例如，沒有空氣噴射器)、圖31的空氣噴射器的單列配置，以及圖32的空氣噴射器的雙列配置，升力系數(shù)(Cl)與迎角(α)的關系的標繪圖；
[0059]圖49是針對圖30的系統(tǒng)關閉配置、圖31的單列配置，以及圖32的雙列配置，升阻比(L/D)與升力系數(shù)(Cl)的關系的標繪圖；
[0060]圖50是去除后緣裝置以示出按雙列配置設置的集群空氣噴射器的飛行器機翼的后部的立體圖的圖解表不圖；
[0061]圖51是圖50的飛行器機翼的俯視圖的圖解表示圖，其例示了按集群設置的空氣噴射器的翼展方向分布；
[0062]圖52是圖51的沿線52-52截取的飛行器機翼的后部的端視圖的圖解表示圖，并且例示了采用雙列配置的集群空氣噴射器；
[0063]圖53是去除后緣裝置以示出按雙列配置設置的交錯集群空氣噴射器的飛行器機翼的后部的立體圖的圖解表示圖；
[0064]圖54是圖53的飛行器機翼的俯視圖的圖解表示圖，其例示了空氣噴射器的翼展方向分布；
[0065]圖55是圖54的沿線55-55截取的飛行器機翼的后部的端視圖的圖解表示圖，并且例示了交錯集群空氣噴射器；
[0066]圖56是去除后緣裝置以示出按雙列配置設置的局部化集群空氣噴射器的飛行器的后部的立體圖的圖解表不圖；
[0067]圖57是圖56的飛行器機翼的俯視圖的圖解表示圖，其例示了局部化集群空氣噴射器；
[0068]圖58是圖57的沿線58-58截取的飛行器機翼的后部的端視圖的圖解表示圖，并且例示了局部化集群空氣噴射器；
[0069]圖59是包括具有被配置成按橫側(cè)方向振蕩的噴嘴的集群空氣噴射器的飛行器機翼的俯視圖的圖解表不圖；
[°07°]圖60是圖59的由標號60所標識的虛線包圍的振蕩噴嘴之一的放大視圖的圖解表示圖；
[0071]圖61是飛行器機翼的截面圖的圖解表示圖，其具有被配置為按縮回位置示出的單一福勒襟翼(Fowler flap)的后緣裝置；
[0072]圖62是圖61的飛行器機翼的截面圖的圖解表示圖，并且示出了在展開單一福勒襟翼期間排出空氣射流的空氣噴射器；
[0073]圖63是飛行器機翼的截面圖的圖解表示圖，其具有被配置成按縮回位置示出的簡單襟翼的后緣裝置；
[0074]圖64是圖63的飛行器機翼的截面圖的圖解表示圖，并且示出了在展開簡單襟翼期間排出空氣射流的空氣噴射器；
[0075]圖65是例示可以包括在減少翼面的空氣動力學阻力的方法中的一個或更多個操作的流程圖。
【具體實施方式】
[0076]下面，參照附圖，其中，例示了本公開的各個實施方式，圖1示出了具有安裝在飛行器翼面(airfoil)120上的一個或更多個空氣噴射器300的飛行器100的框圖。翼面120可以包括位于翼面主部件122上的可展開后緣裝置200。在一些示例中，翼面120可以是飛行器100的機翼144，而后緣裝置200可以是諸如福勒襟翼這樣的后緣襟翼。在一些示例中，后緣裝置200的前部202可以被配置成，當后緣裝置200處于縮回位置224(圖3)時嵌入翼面主部件122的主凹口 142內(nèi)。該主凹口 142可以以翼面主部件122的后部130(例如，后梁132)為界，并且可以包含在由翼面120的上表面124(圖3)和下表面126(圖3)限定的外模線128的界限內(nèi)。當后緣裝置200從縮回位置224(圖3)移動至展開位置226(圖4)時，主凹口 142可以暴露至從翼面120的下表面126起并且向上通過主凹口 142接著在后緣裝置200的上表面204上方經(jīng)過的空氣的繞流158 (與圖3和圖4中的繞流158的路徑相比)。
[0077]一個或更多個空氣噴射器300可以包括一個或更多個噴射口 318。該噴射口 318可以位于翼面主部件122的后部130與后緣裝置200的前部202之間。在本公開中，噴射口318可以被描述為可以從中排出空氣射流322的開口。噴射口 318可以包括噴嘴320(圖60)、噴孔310(圖6)，或用于排出空氣射流322的任何其它噴射口構造。在一些示例中，噴射口 318可以位于機翼144的后梁132上。噴射口 318可以將一個或更多個空氣射流排出到主凹口 142中。該空氣射流322可以按空氣射流322與繞流混合并且經(jīng)過后緣裝置200的上表面204的這種方式從噴射口318排出。在一些示例中，空氣噴射器300可以被配置成，當后緣裝置200處于展開位置226(圖4)時排出空氣射流322并且主凹口 142暴露至繞流158，如在飛行器100的起飛或著陸期間?？諝馍淞?22與繞流158的混合(圖4)可以激發(fā)并使繞流158成流線型?？諝鈬娚淦?00不限于從噴射口 318排出空氣射流，并且可以被配置成排出任何類型的流體，包括任何類型的氣體。
[0078]通過空氣射流322激發(fā)并成流線型的繞流158可以使繞流158更緊密跟隨后緣裝置200的上表面204的等值線(contour)，而且相對于常規(guī)翼面的后緣裝置的邊界層厚度，可以導致后緣裝置200的上表面上的邊界層厚度減少。后緣裝置200上的激發(fā)并成流線型的繞流158可以減少由后緣裝置200產(chǎn)生的粘性機翼尾流406(例如，圖12)的尺寸和能量，并且還可以延遲后緣裝置200上的流分離，如大迎角。排出空氣射流322還可以減少由后緣裝置200產(chǎn)生的空氣動力學阻力。
[0079]如下更詳細描述的，作為減少后緣裝置200的空氣動力學阻力的結果，空氣噴射器300可以在飛行器100的升阻比(L/D)方面提供改進。L/D方面的改進可以導致針對飛行器100的增加凈荷容量、減少跑道長度需求、和/或更長航程。L/D方面的改進還可以允許發(fā)動機尺寸的減少，其可以減少飛行器100的結構性質(zhì)量的減少和燃料效率的所得改進和/或發(fā)動機排放的減少。另外，空氣噴射器300可以改進翼面120的升力系數(shù)(Cl)，其可以改進飛行器100的凈荷容量增加。
[0080]圖2是飛行器100的俯視圖。飛行器100可以包括機身104，其限定縱軸106并且具有從機身104起、從翼根146至翼尖148向外橫向延伸的一對機翼144。飛行器100可以包括一個或更多個推進單元102，其可以聯(lián)接至機翼144、機身104，或者飛行器100上的其它位置。機翼144可以包括一個或更多個大升力裝置，其用于改進機翼的高升力性能，如在起飛和著陸期間。例如，機翼144可以包括可以展開以增加機翼144的彎度(camber)的、諸如前緣縫翼這樣的一個或更多個前緣裝置160，以增加大迎角的機翼升力，如在起飛和著陸期間。機翼144可以可選地包括用于減少機翼升力的擾流器228，如在接近并且著陸期間，或者在拒絕起飛的情況下。
[0081]飛行器100可以另外包括用于在大迎角下增加機翼彎度的一個或更多個后緣裝置200。在所示示例飛行器中，后緣裝置200可以包括一個或更多個內(nèi)側(cè)襟翼208和一個或更多個外側(cè)襟翼210。內(nèi)側(cè)襟翼和外側(cè)襟翼210可以通過可以被配置成襟副翼222的后緣裝置分離?？梢詫崿F(xiàn)空氣噴射器300的后緣裝置200還可以包括副翼220和/或用于飛行器100的測滾控制的升降副翼(未示出)。如上所示，機翼144可以包括用于排出空氣射流322的一個或更多個空氣噴射器300，該空氣射流用于激發(fā)在一個或更多個后緣裝置200的上表面上方的氣流。在一個不例中，空氣噴射器300的翼展方向陣列340(圖11)可以沿機翼144的翼展方向150(圖2)分布。該空氣噴射器300可以位于機翼144的翼面主部件122的后部130(例如，在后梁處)與后緣裝置200的前方。
[0082]盡管目前公開的系統(tǒng)和方法在聯(lián)接至飛行器機翼的后緣襟翼的情況下進行描述，但該系統(tǒng)和方法可以在多種翼面構造和后緣裝置構造中的任一種上實現(xiàn)。例如，飛行器機翼144的后緣裝置200可以被配置成襟副翼222、副翼220、升降副翼(未示出)，或其它后緣裝置構造。在其它示例中，翼面120可以是水平穩(wěn)定翼112(圖2)，而后緣裝置200可以是升降舵114。在另一些示例中，翼面120可以是垂直穩(wěn)定翼108(圖2)，而后緣裝置200可以是方向舵110。在這點上，翼面120可以無限制地按多種構造中的任一種來配置，而且不限于飛行器機翼、水平穩(wěn)定翼或垂直穩(wěn)定翼。更進一步地，盡管目前公開的系統(tǒng)和方法在管翼(tube-and-wing)飛行器100的情況下描述，但該系統(tǒng)和方法可以無限制地在任何飛行器構造上實現(xiàn)，包括混合翼身飛行器(例如，混合翼飛行器)。另外，目前公開的系統(tǒng)和方法可以無限制地在任何類型的民用、商用，和/或軍用飛行器上實現(xiàn)。
[0083]圖3是被配置成經(jīng)受繞流158的飛行器機翼144的翼面120的截面圖。機翼144包括限定該機翼144的外模線128的上表面124和下表面126。機翼144包括前緣152和后緣154。弦線156可以被描述為在前緣152(例如，或者前沿裝置)的最前點與后緣154(例如，或者后緣裝置)的最后點之間延伸的直線。機翼144可以包括多種不同類型的前緣裝置160中的任一種，如前緣縫翼。前緣裝置152可從前緣152起展開(例如，參見圖4)。
[0084]飛行器機翼144還可以包括在圖3中被示出處于縮回位置224的至少一個后緣裝置200。在一些示例中，后緣裝置200可以被配置成諸如圖3所示雙開縫福勒襟翼(double-slotted Fowler flap)的多開縫襟翼(mult1-slotted flap)212。雙開縫襟翼可以包括前襟翼214和后襟翼216。后襟翼216的前部202可以嵌入位于前襟翼214的后部130處的襟翼凹口內(nèi)。前襟翼214的前部202可以沿機翼144的后部130嵌入主凹口 142內(nèi)。
[0085]可以將一個或更多個空氣噴射器300定位在機翼144的后部130上。例如，由于后梁132可以提供相對剛性的安裝結構，因而，可以將一個或更多個空氣噴射器300的噴射口 318安裝至機翼144的后梁132。在一些實施方式中，可以將一個或更多個空氣噴射器300集成到機翼主部件122中。集成到機翼主部件122中可以簡化空氣噴射器300的安裝和維護。而且，將空氣噴射器300集成到機翼主部件122中可以簡化針對用于從噴射口 318排出的電源304(例如，圖6)或流體源314(例如，加壓空氣)(例如，圖7)的封裝和可達性(accessibility)。
[0086]當后緣裝置200處于縮回位置224時，噴射口318可以不暴露至繞流158。在這點上，噴射口318可以不突出，或者可以位于翼面120的外模線128下面或之內(nèi)。如上所示，外模線128可以由翼面120的上表面和下表面來限定。繞流158可以通常沿向后方向在機翼144的上表面和下表面上移動(參見圖3)。
[0087]圖4是圖3的飛行器機翼144的截面圖。在圖4中，飛行器機翼144按相對于弦線156的迎角取向。前緣裝置160被示出為部分展開以增加機翼彎度，使在機翼144處于較大迎角時，易于繞流158的流附著。后緣裝置200(例如，襟翼)還可以至少部分地展開，以增加機翼彎度。展開后緣裝置200可以將主凹口 142暴露至繞流158。一個或更多個空氣噴射器300可以安裝為靠近機翼主部件122的后部130與后緣裝置200的前部202之間的主凹口 142。在所示示例中，空氣噴射器300可以沿相對于飛行器100的向前運動方向的向后方向，從噴射口318排出空氣射流322。
[0088]圖5是圖4的飛行器機翼144的一部分的放大截面圖，并且示出了展開的后緣裝置200和暴露至繞流158的主凹口 142。機翼144被示出包括突出翼(overhang) 134，突出翼134可以至少部分地限定主凹口 142的上邊界。該突出翼134可以是機翼144的組成部分，或者該突出翼134可以包括擾流器228(圖2)的一部分，擾流器228可以在擾流器228縮回時至少部分地交疊后緣裝置200的前部202。該突出翼134可以被配置成，使得當后緣裝置200展開時，在突出翼134的下側(cè)136與后緣裝置200的上表面之間生成翼展方向間隙140。然而，在一些示例中，機翼144可以缺少突出翼134。在圖5中，機翼144還被示出包括下唇部138，下唇部138可以包括機翼144的下表面126的延伸部，并且可以限定主凹口 142的下邊界。然而，在一些示例中，機翼144可以缺少下唇部138。如上所示，后緣裝置200的前部202可以被配置成，嵌入主凹口 142內(nèi)，以使當后緣裝置200處于縮回位置224(圖3)時，該下唇部138防止繞流158經(jīng)過主凹口 142。
[0089]圖5例示了位于機翼144的后梁132上并且排出空氣射流322的噴射口318。在一些示例中，空氣噴射器300可以在后緣裝置200展開時排出空氣射流322，并且繞流158從翼面主部件122的下表面126流動接著向上進入并經(jīng)過主凹口 142。對于包括突出翼134的機翼來說，空氣射流322可以與經(jīng)過主凹口 142的繞流158混合，接著可以退出突出翼134與后緣裝置200的上表面204之間的翼展方向間隙140。繞流158可以通過空氣射流322激發(fā)，并且可以流過后緣裝置200的上表面204。
[0090]在圖5中，后緣裝置200(例如，襟翼)部分地展開，在襟翼的前部202與機翼144的后部130之間產(chǎn)生翼展方向間隙140，并且將主凹口 142暴露至來自機翼144的下表面并且向上通過主凹口 142的繞流158。該空氣射流322可以按空氣射流322與繞流混合并激發(fā)該繞流158的這種方式，從一個或更多個噴射口 318排出，該繞流158經(jīng)過并跟隨后緣裝置200的上表面204的等值線。在圖5所述的多開縫襟翼212中，繞流158還可以向上流過后襟翼216的前部202與前襟翼214的后部130之間的襟翼凹口 218。空氣射流322與前襟翼214的上表面204上的繞流158的混合可以將繞流158汲取通過襟翼凹口 218，其還可以幫助激發(fā)該流并且減少邊界層厚度，由此最小化由后緣裝置200產(chǎn)生的尾流大小。
[0091]圖6是機翼144的主部件122的后部130的截面圖。在一些示例中，可以將一個或更多個空氣噴射器300安裝至翼面主部件122的不可移動或固定部分。例如，可以將包括一個或更多個噴射口的一個或更多個空氣噴射器300安裝至機翼144的后梁132(圖3)，如上所述。噴射口 318可以被配置成相對于弦線156(圖4)，沿向上方向324排出空氣射流322。例如，該噴射口 318可以被配置成相對于弦線156，沿向上角326排出空氣射流322。在一些示例中，噴射口318可以被配置成，相對于弦線156，沿直至大約60°的向上角326(如大約45° (例如，±5°)的向上角326)排出空氣射流322。噴射口 318可以按這樣的方式朝著突出翼134的下側(cè)136排出空氣射流322，即，空氣射流322碰撞突出翼134的下側(cè)136，并且被下側(cè)136朝著突出翼134的下側(cè)136與后緣裝置200的上表面204之間的翼展方向間隙140偏轉(zhuǎn)或重定向。
[0092]在一些示例中，從噴射口318排出空氣射流322的向上角326可以基于從噴射口318至突出翼134的下側(cè)的垂直距離。在這點上，按距下側(cè)136的相對較短垂直距離定位的噴射口 318被配置成，按相對較淺角326排出空氣射流322，以允許空氣射流322偏離下側(cè)136并且朝著后緣裝置200的上表面204重定向。與此相反，按距下側(cè)136的相對較長垂直距離定位的噴射口 318被配置成，按相對較大角326排出空氣射流322，以允許偏轉(zhuǎn)的空氣射流朝著后緣裝置200的上表面204重定向。
[0093]在未示出的另一實施方式中，可以將一個或更多個空氣噴射器300安裝在翼面的一個或更多個可展開后緣裝置200上。例如，可以將一個或更多個空氣噴射器300安裝至多開縫襟翼212的前襟翼214的后部130，如雙開縫襟翼或三開縫襟翼(未示出)。三開縫襟翼可以包括:前襟翼214，和位于前襟翼214的后部并且按前后關系設置的兩(2)個或更多個后襟翼216。例如，三開縫襟翼可以包括:一前襟翼214，和兩個后襟翼216，其可以包括位于后襟翼(未示出)前方的中間襟翼(未示出)。在該示例中，可以將一個或更多個空氣噴射器300安裝至中間襟翼的后部(除了上面提到的位置以外)。在多開縫襟翼212的展開期間，安裝至前襟翼214的后部130的一個或更多個空氣射流322可以排出空氣射流322，以與流過一個或更多個襟翼凹口 218的繞流158混合，并且激發(fā)經(jīng)過后襟翼的上表面204的繞流158?？諝鈬娚淦?00可以無限制地按多種不同尺寸、形狀，以及構造中的任一種來設置。例如，可以將一個或更多個空氣噴射器300設置成電動空氣噴射器300(圖6)、氣動空氣噴射器312(圖7)，或其它空氣噴射器配置。
[0094]圖6示出了設置為零凈質(zhì)量通量噴射器302的空氣噴射器300。可以將零凈質(zhì)量通量噴射器302設置為電磁空氣噴射器、壓電空氣噴射器，或其它射流配置。在一個示例中，零凈質(zhì)量通量噴射器302可以是電動的，并且可以振蕩可以安裝在空腔308內(nèi)的活塞(未示出)或隔板306。隔板306的振蕩可以在隔板306向外彎曲期間迫使空氣通過噴孔310，并且可以在隔板306的向內(nèi)彎曲期間將空氣汲取回到噴孔310中。有利的是，零凈質(zhì)量通量噴射器302可以被設置在相對較小封裝中，并且可以不需要流體源或加壓空氣源。零凈質(zhì)量通量噴射器302可以通過諸如電池這樣的電源304和/或通過由飛行器100的推進單元(例如，燃氣渦輪發(fā)動機)或輔助電力單元(APU)產(chǎn)生的電力來電動。
[0095]圖7示出了氣動空氣噴射器312的示例。該氣動空氣噴射器312可以按各種配置中的任一種來設置，包括恒定噴射器(未示出)、流體振蕩器(未示出)以及橫向噴射器(未示出)。有利的是，氣動空氣噴射器312可以具有相對少量的移動部件，并且可以通過接收來自加壓空氣源314的加壓空氣而操作。該氣動空氣噴射器312可以包括用于控制空氣射流322的排出的閥316?？梢酝ㄟ^專用加壓空氣源314(其可以與噴射口 318相鄰地定位)將加壓空氣提供給噴射口 318(例如，噴嘴320)。另選的是，用于操作氣動空氣噴射器312的加壓空氣可以通過來自諸如燃氣渦輪發(fā)動機這樣的推進單元或者來自飛行器的APU的排放空氣來提供。
[0096]圖8是具有多個后緣裝置200的飛行器機翼144的后立體圖。該后緣裝置200包括被襟副翼222隔開的內(nèi)側(cè)襟翼208和外側(cè)襟翼210。內(nèi)側(cè)襟翼208和外側(cè)襟翼210被配置成雙開縫襟翼。這些襟翼被示出為在展開位置226 (圖5)。
[0097]圖9示出了圖8的飛行器機翼144的、省略了襟翼208、210以及襟副翼222，以示出可以接合至機翼144的后部130的空氣噴射器300的翼展方向陣列340的一部分。在所示示例中，空氣噴射器300沿飛行器機翼144的后部130按集群346設置。例如，在圖9中，內(nèi)側(cè)一組集群346包括七(7)個空氣噴射器300。相鄰集群346包括四(4)個空氣噴射器300。圖9中外側(cè)一組集群346包括兩(2)個空氣噴射器300。如可以清楚，空氣噴射器300的集群可以包括任何量，并且可以按任何方式設置。例如，盡管未示出，但飛行器機翼144的后部130可以包括彼此均勻隔開的空氣噴射器300的翼展方向陣列。
[0098]圖10是翼面主部件122(飛行器機翼)的后部130的截面圖，其示出了空氣噴射器300可以被包括在機翼144的后部130上。后緣裝置(例如，襟翼)200被示出遠離機翼144的后部130展開，主凹口 142暴露至繞流158(圖5)。該示例例示了當展開時機翼144與襟翼的上表面204之間的翼展方向間隙140。該示例還示出了被配置成用于排出一對空氣射流322的雙端口系統(tǒng)，其具有設置在彼此之上的一對噴射口 318。在這點上，空氣噴射器300的翼展方向陣列340(圖9)可以沿翼展方向150形成空氣噴射器300的雙列配置344。在所示示例中，空氣射流322在后緣裝置200的展開期間排出。相對于機翼144的弦線156，按向上角326對空氣射流322進行取向。盡管未示出，但可以將一個或更多個空氣噴射器300設置為多端口系統(tǒng)，其中，單一空氣噴射器300可以從多個噴射口318排出多個空氣射流322。
[0099]圖11是示出處于展開位置226(圖10)的后緣裝置200的飛行器機翼144的俯視圖。還示出了沿機翼144的翼展方向150(圖2)，按集群346設置的空氣噴射器300的翼展方向陣列340。如上所示，空氣噴射器300的翼展方向陣列340可以按任何配置來設置，而不限于集群。例如，空氣噴射器300可以沿翼展方向150按均勻間隔設置。而且，空氣噴射器300可以按單列配置342(圖9)、雙列配置344(圖10)或按任何多列配置來設置。可以沿噴射矢量引導空氣射流322。一個或更多個空氣射流322的噴射矢量可以沿外側(cè)方向328來取向。噴射矢量的取向可以通過空氣噴射器300的噴射口 318(圖6)或噴嘴320(圖60)的取向來控制?？梢詫⒁粋€或更多個空氣噴射器300配置成，沿不平行于飛行器100的縱軸106(圖2和圖11)的方向排出空氣射流322，以使空氣射流322沿相對于縱軸106的外側(cè)角330來取向。在一個實施方式中，空氣射流322可以相對于縱軸106，按大約40° (例如，±5°)的外側(cè)角330來取向。然而，在一些實施方式中，一些空氣噴射器300可以平行于縱軸106來取向。
[0100]圖12-13示出了在系統(tǒng)關閉配置(例如，基準配置-沒有空氣射流)下，針對具有空氣噴射器300的二維飛行器機翼剖面的、按照馬赫數(shù)分布452(圖12)和總壓力分布450(圖13)表示的計算流場。機翼144在典型起飛條件下，按10°迎角取向。機翼144包括后緣裝置200，后緣裝置200包括按展開位置226示出的雙開縫襟翼。襟翼的展開將主凹口 142 (例如，圖5)和襟翼凹口 218(例如，圖5)暴露至繞流158，繞流158可以如上所述向上經(jīng)過相應凹口142、158。如可以在圖12中看出，缺少空氣射流322導致在襟翼的交叉影線后部示出的相對較大區(qū)域的低馬赫數(shù)404，并且表示相對較大的粘性機翼尾流406。圖13示出了按交叉影線示出并且由后緣裝置200產(chǎn)生的相對較大區(qū)域的總壓力損失408，還證明了針對系統(tǒng)關閉配置(例如，基準配置)的相對較大的粘性機翼尾流406。
[0101]圖14-15示出了在其中空氣噴射器300正在排出空氣射流322的系統(tǒng)開啟配置402下，針對具有空氣噴射器300的雙端口系統(tǒng)的圖12-13的飛行器機翼剖面的、按照馬赫數(shù)分布452(圖14)和總壓力分布450(圖15)表示的計算流場?？諝馍淞?22可以與經(jīng)過主凹口 142的繞流158混合，由此激發(fā)并流線型化后緣裝置200的上表面204上方的繞流158。如可以看出，該空氣射流322減少或縮窄后緣裝置200的后部和后緣裝置200的前部的低馬赫數(shù)404的區(qū)域(圖14，按交叉影線示出)和總壓力損失408的區(qū)域(圖15，按交叉影線示出)，并且表示由后緣裝置200產(chǎn)生的粘性機翼尾流406相對于在系統(tǒng)關閉配置400(例如圖12-13)下由后緣裝置200所產(chǎn)生的更大尾流的尺寸減少。另外，空氣射流322的排出可以增強環(huán)繞翼面120的全局性環(huán)流，由此增加升力，并且相對于與系統(tǒng)關閉配置400相關聯(lián)的增加的空氣動力學阻力，減少由后緣裝置200產(chǎn)生的空氣動力學阻力。在這點上，空氣射流322可以導致翼面120的改進空氣動力學效率。
[0102]圖16是針對具有空氣噴射器300的雙端口系統(tǒng)的、圖10的飛行器機翼剖面的升力系數(shù)(Cl)410與迎角(α)的關系的標繪圖。黑色長虛曲線表示上述系統(tǒng)關閉配置400(例如，基準配置)。黑實曲線表示系統(tǒng)開啟配置402。如可以看出，該系統(tǒng)開啟配置402導致該迎角(α)范圍上的升力增大。圖16中的水平短虛線表示針對10°迎角(α)的系統(tǒng)關閉配置400。圖16中的水平假想線與迎角為10度的黑虛曲線相交，并且表示針對系統(tǒng)開啟配置402，在這種迎角下的升力系數(shù)Cl的值。在這點上，針對10°迎角(α)，系統(tǒng)開啟配置402導致Cl的大約3.5%的增加。圖16還例示了系統(tǒng)開啟配置402導致最大升力系數(shù)(Cuax)414增加。
[0103]圖17是針對具有空氣噴射器300的雙端口系統(tǒng)的、圖10的飛行器機翼剖面的升阻比(L/D)416與升力系數(shù)(Cl)416的關系的標繪圖。黑長虛曲線表示系統(tǒng)關閉配置400。黑實曲線表示系統(tǒng)開啟配置402。圖17中的水平短虛線表示針對系統(tǒng)關閉配置400，針對指定Cl的L/D。圖17中的水平假想線表示針對和用垂直虛線指示的系統(tǒng)關閉配置400相同的Cl，針對系統(tǒng)開啟配置402的L/D。在這點上，系統(tǒng)開啟配置402提供顯著阻力減少，并且可以導致超過系統(tǒng)關閉配置400的大約30%的L/D增加。
[0104]圖18是省略后緣裝置200以例示系統(tǒng)關閉配置400(例如，基準配置)的、雙發(fā)動機運輸飛行器100的機翼144的后部130的后立體圖。圖19是具有按單列配置342設置在外側(cè)襟翼210(圖2)前方的主凹口 142中的空氣噴射器300的翼展方向陣列340的飛行器機翼144的后部130的后立體圖，并且例示了針對飛行器100的起飛配置，通過空氣噴射器300排出的空氣射流322的噴射矢量。圖20是具有按雙列配置344設置在外側(cè)襟翼210的主凹口 142中的空氣噴射器300的翼展方向陣列340的飛行器機翼144的后部130的后立體圖，并且例示了針對起飛配置，通過空氣噴射器300排出的空氣射流322的雙列噴射矢量(圖23)。在圖19和20中，空氣噴射器300可以沿翼展方向150，以等間距均勻分布在空氣噴射器300之間。
[0105]圖21是沿圖18的線21截取的飛行器機翼144的、在外側(cè)襟翼210的中跨位置處的截面圖。外側(cè)襟翼210(例如，后緣裝置200)被示出處于展開位置226。繞流158從機翼144的下表面126起向上流過主凹口 142，接著退出飛行器機翼144與后緣裝置200的上表面204之間的翼展方向間隙140。
[0106]圖22是沿圖19的線22截取的飛行器機翼144的、在外側(cè)襟翼210的中跨位置處的截面圖，并且示出了按翼展方向陣列340設置的空氣噴射器300的單列配置342?？諝鈬娚淦?00按相對于機翼144的弦線156的44°向上角326(圖6)并且按相對于飛行器100(圖18)的縱軸106(圖2)的40度外側(cè)角330(圖11)排出空氣射流322?？諝馍淞?22可以與向上經(jīng)過主凹口 142的繞流158混合，接著退出突出翼144與后緣裝置200的上表面204之間的翼展方向間隙 140 0
[0107]圖23是沿圖20的線23截取的飛行器機翼144的、在外側(cè)襟翼210的中跨位置處的截面圖，并且示出了按翼展方向陣列340設置的空氣噴射器300的雙列配置344?？諝鈬娚淦?00按相對于弦線156的44°向上角326，并且按相對于縱軸106(圖2)的40度外側(cè)角330(圖11)排出空氣射流322。雙列空氣射流322可以與向上經(jīng)過主凹口 142的繞流158混合，并且提供進一步激發(fā)并流線型化后緣裝置200的上表面204上方的繞流158。
[0108]圖24是針對基準配置(S卩，沒有空氣噴射器300)，針對按10°迎角(α)取向的圖18和21的飛行器機翼144的、表示為表面壓力分布450的計算流解的俯視圖。在機翼144上疊加示出了等值線451(例如，恒壓線)，并且指示等值線451前方的相對低壓區(qū)和等值線451后方的相對高壓區(qū)。
[0109]圖25是針對圖19和22的排出空氣射流322的空氣噴射器300的單列配置342，處于10°迎角(Ct)的飛行器機翼144的、表示為表面壓力分布450的計算流解的俯視圖。還示出了處于和圖24所示等值線相同的壓力水平的等壓線451。如可以在圖25中看出，沿外側(cè)襟翼210的翼展的等值線451相對于圖24中的等值線451的前后位置向后移動，并且作為來自空氣噴射器300的單列配置342的空氣射流322的結果，指示了流特性的改進(例如，更大區(qū)域上的更高速度)。
[0110]圖26是針對圖20和23的排出空氣射流322的空氣噴射器300的雙列配置344，處于10°迎角(Ct)的飛行器機翼144的、表示為表面壓力分布450的計算流解的俯視圖。還示出了針對和圖24和25的等值線451相同的壓力水平的等壓線451。如可以在圖25中看出，沿外側(cè)襟翼210的翼展的等值線451相對于圖25中的等值線451更進一步向后移動，并且作為來自空氣噴射器300的雙列配置344的空氣射流322的結果，指示了流特性的進一步改進。
[0111]圖27和30分別是針對圖18和21所示基準配置，示出按10°迎角(α)取向的飛行器機翼144的馬赫數(shù)等值線452的側(cè)視圖(圖27)和穿過外側(cè)襟翼210截取的垂直剖面(圖30)。圖27和30例示了針對基準系統(tǒng)關閉配置400(即，沒有空氣噴射器300)，按交叉影線示出的低馬赫數(shù)404的相對較大尺寸的氣阱(pocket)或區(qū)域，并且表示相對較大的粘性機翼尾流406。
[0112]圖28和31分別是針對圖19和22所示的空氣噴射器300的單列配置342，示出按10°迎角(α)取向的飛行器機翼144的馬赫數(shù)等值線452的側(cè)視圖(圖28)和穿過外側(cè)襟翼210截取的垂直剖面(圖31)。圖28和31例示了作為通過空氣噴射器300的單列配置342排出的空氣射流322的結果，低馬赫數(shù)404的減少尺寸的氣阱(pocket)或區(qū)域(按交叉影線示出)。低速(例如，馬赫數(shù))的減少尺寸氣阱是在通過空氣噴射器300排出空氣射流322時，通過主凹口142的繞流158的加速結果。該空氣射流322可以將動量添加至繞流158，其增大后緣裝置160上的流的柯安達(Coanda)效應，并且有效地流線型化襟翼系統(tǒng)的相當大部分上的繞流158。
[0113]圖29和32分別是針對圖20和23所示空氣噴射器300的雙列配置344，示出按10°迎角(α)的飛行器機翼144的馬赫數(shù)等值線452的側(cè)視圖(圖29)和穿過外側(cè)襟翼210截取的垂直剖面(圖32)。圖29和32例示了作為通過空氣噴射器300的雙列配置344排出的空氣射流322(圖23)的結果，低馬赫數(shù)404的另一減少尺寸的氣阱或區(qū)域(按交叉影線示出)。與在系統(tǒng)關閉配置400(即，圖27和30-沒有空氣噴射器300)下的低馬赫數(shù)404的氣阱尺寸相比，圖29和32中的低馬赫數(shù)404的區(qū)域?qū)τ陔p列配置344顯著減少。
[0114]圖33是針對圖18和21的基準配置，按10°迎角(α)的飛行器機翼144上的、速度矢量的流向分量的等值面454的俯視圖。圖33例示了在基準系統(tǒng)關閉配置400(例如，沒有空氣噴射器300)下，由外側(cè)襟翼210產(chǎn)生的相對較尺寸的機翼尾流406。
[0115]圖34示出了針對圖19和22的空氣噴射器300的單列配置342，按10°迎角(α)的飛行器機翼144上的、速度矢量的流向分量的等值面454的俯視圖。如可以看出，與系統(tǒng)關閉配置400相對地，針對單列配置342的機翼尾流406的尺寸顯著減少。
[0116]圖35示出了針對圖20和23的空氣噴射器300的雙列配置344，按10°迎角(α)的飛行器機翼144上的、速度矢量的流向分量的等值面454的俯視圖。圖35作為通過空氣噴射器300的雙列配置344排出的空氣射流322的結果，沿大部分的外側(cè)襟翼210，幾乎消除了圖35中的機翼尾流46。
[0117]圖36是針對圖18和21的基準配置(例如，沒有空氣噴射器300)，有關在近似最大升力系數(shù)CLmax下，按20°迎角(α)的飛行器機翼144的、表示為表面壓力分布450的計算流解的俯視圖。等值線451(例如，恒壓線)指示等值線451前方的相對低壓區(qū)和等值線451后方的相對高壓區(qū)。
[0118]圖37是處于20°迎角(α)并且具有圖19和22的排出空氣射流322的空氣噴射器300的單列配置342的飛行器機翼144的、表示為表面壓力分布450的計算流解的俯視圖。還示出了針對和圖36的等值線451相同的壓力水平的等壓線451。如可以在圖37中看出，外側(cè)襟翼210的翼展前方的等值線451相對于圖36中的等值線451的前后位置稍微向后移動，并且作為來自空氣噴射器300的單列配置342的空氣射流322的結果，指示了機翼144上的改進流。
[0119]圖38是處于20°迎角(α)并且具有圖20和23的排出空氣射流322的空氣噴射器300的雙列配置344的飛行器機翼144的、表示為表面壓力分布450的計算流解的俯視圖。在圖38中，外側(cè)襟翼210的翼展前方的等值線451相對于圖37中的等值線451的位置更進一步向后移動，并且作為來自空氣噴射器300的雙列配置342的空氣射流322的結果，指示了機翼144上的流進一步改進。
[0120]圖39和42分別是針對圖18和21所示基準配置(S卩，沒有空氣噴射器300)，示出在幾乎最大升力系數(shù)CLmax下，按20°迎角(α)的飛行器機翼144的馬赫數(shù)等值線452的側(cè)視圖(圖39)和穿過外側(cè)襟翼210截取的垂直剖面(圖42)。圖39和42例示了與針對按10°迎角(α)的機翼144的粘性機翼尾流406的尺寸相對地，針對按20°迎角(α)的機翼144的基準配置，針對由低馬赫數(shù)404的相對較大尺寸區(qū)域(按交叉影線示出)表示的繞流158和由外側(cè)襟翼210所產(chǎn)生的粘性機翼尾流406的所得較大氣阱的表面外分離的傾向。
[0121]圖40和43分別是針對圖19和22所示的空氣噴射器300的單列配置342，示出按20°迎角(α)的飛行器機翼144的馬赫數(shù)等值線452的側(cè)視圖(圖40)和穿過外側(cè)襟翼210截取的垂直剖面(圖43)。圖40和43例示了作為通過來自空氣噴射器300的單列配置342的空氣射流322所提供的反壓力分布的衰減的結果，低馬赫數(shù)404的減少尺寸區(qū)域(按交叉影線示出)。另外，空氣射流322可以增強環(huán)流，并由此延遲流分離的開始。
[0122]圖41和44分別是針對圖20和23所示空氣噴射器300的雙列配置344，示出按20°迎角(α)的飛行器機翼144的馬赫數(shù)等值線452的側(cè)視圖(圖41)和穿過外側(cè)襟翼210截取的垂直剖面(圖44)。圖41和44例示了作為通過空氣噴射器300的雙列配置344排出的空氣射流322的結果，低馬赫數(shù)404的另一減少尺寸的區(qū)域(按交叉影線示出)。
[0123]圖45是針對基準配置(例如，沒有空氣射流322)，按20°迎角(α)的圖36的飛行器機翼144上的、速度矢量的流向分量的等值面454的俯視圖。圖45示出了在針對按20°迎角(α)的機翼144(其在尺寸上大按10°迎角(α)的機翼尾流406的尺寸)的基準配置下，由外側(cè)襟翼210所產(chǎn)生的機翼尾流406(圖33)。
[0124]圖46是針對空氣噴射器300的單列配置342，按20°迎角(α)的圖37的飛行器機翼144上的、速度矢量的流向分量的等值面454的俯視圖。與圖45所示由針對基準配置的外側(cè)襟翼210所產(chǎn)生的粘性機翼尾流406的尺寸相對地，針對單列配置342的外側(cè)襟翼210的粘性機翼尾流406的尺寸被減少。
[0125]圖47是針對空氣噴射器300的雙列配置344，按20°迎角(α)的圖38的飛行器機翼144上的、速度矢量的流向分量的等值面454的俯視圖。與針對單列配置342的圖46所示機翼尾流406的尺寸相對地，針對空氣噴射器300的雙列配置344，針對外側(cè)襟翼210的圖47中的按交叉影線示出的機翼尾流406在尺寸上被減少。
[0126]圖48是在圖18和21所示的系統(tǒng)關閉配置400、圖19和22所示的單列配置342，以及圖20和23所示雙列配置344下，針對飛行器機翼144的升力系數(shù)(Cl)410與迎角(α)的關系的標繪圖(plot)。黑長虛曲線表示系統(tǒng)關閉配置400(例如，沒有空氣噴射器300)。黑短虛曲線表示空氣噴射器300的系統(tǒng)開啟單列配置342。黑實曲線表示空氣噴射器300的系統(tǒng)開啟雙列配置344。圖48中的垂直虛線表示按對10°迎角(α)的機翼144。圖48中的水平短虛線表示針對10°迎角(α)，針對系統(tǒng)關閉配置400的升力系數(shù)Cl的值。圖48中的水平假想線與迎角為10度的黑短虛曲線相交，并且表示針對單列配置342，在這種迎角下的升力系數(shù)Cl的值。圖48中的水平中心線與迎角為10度的黑實曲線相交，并且表示針對雙列配置344，在這種迎角下的升力系數(shù)Cl的值。如可以看出，單列配置342和雙列配置344相對于系統(tǒng)關閉配置400，在迎角(α)的范圍上提供升力增大。例如，相對于針對系統(tǒng)關閉配置400的標稱升力系數(shù)(CLn?)和最大升力系數(shù)(CLmax)，單列配置342和雙列配置344提供10°迎角⑷下的CLn?412的改進和Cuax414的改進。
[0127]圖49是在圖18和21所示的系統(tǒng)關閉配置400、圖19和22所示的單列配置342，以及圖20和23所示雙列配置344下，針對飛行器機翼144的升阻比(L/D)416與升力系數(shù)(Cl)410的關系的標繪圖。如上所示，長虛曲線表示系統(tǒng)關閉配置400，短虛曲線表示系統(tǒng)開啟單列配置342，而實曲線表示系統(tǒng)開啟雙列配置344。圖49中的垂直虛線表示按10°迎角(α)，針對系統(tǒng)關閉配置400的Cl，而水平虛線是對應L/D。圖49例示了在起飛配置下，相對于機翼144的系統(tǒng)關閉配置的L/D，由單列配置342和雙列配置344所提供的L/D改進。
[0128]圖50-52例示了按集群346設置并且沿機翼144的后部130的翼展方向150分布的多個空氣噴射器300的另一示例。圖50是去除后緣裝置以示出按雙列配置344設置的空氣噴射器300的集群346的飛行器機翼144的后部130的立體圖。圖51是圖51的飛行器機翼144的俯視圖，其示出了按集群346設置的空氣噴射器300的翼展方向分布。圖52是示出采用雙列配置344的空氣噴射器300的集群346的、飛行器機翼144的后部130的端視圖。
[0129]在本公開中，集群346可以包括任何數(shù)量的空氣噴射器300。例如，圖50至52示出了六組集群346，包括具有五(5)個空氣噴射器300的集群和具有四(4)個或更少個空氣噴射器300的集群。在這點上，集群346可以包括任何數(shù)量的空氣噴射器300。集群346可以被局部定位成實現(xiàn)特定任務目標，或者集群346可以沿翼面120的任何翼展方向區(qū)段均勻地分布。另夕卜，盡管按雙列配置344示出，但空氣噴射器300的集群346可以按單列配置342，或者按具有兩列以上空氣噴射器300的排布結構來設置。
[0130]圖53-55例示了按集群346的交錯布局設置并且按雙列配置344分布的多個空氣噴射器300的示例。圖53是去除后緣裝置以示出按雙列配置344設置的空氣噴射器300的交錯集群346的飛行器機翼144的后部130的立體圖。圖54是圖53的飛行器機翼144的俯視圖，其示出了空氣噴射器300的集群346的翼展方向分布。圖55是示出空氣噴射器300的交錯集群346的、飛行器機翼144的后部130的端視圖。
[0131]圖56-58例示了空氣噴射器300的局部定位集群346的示例。圖56是去除后緣裝置200以示出按雙列配置344設置的空氣噴射器300的局部化集群346的飛行器機翼100的后部130的立體圖。圖57是圖56的飛行器機翼144的俯視圖，其示出了空氣噴射器300的局部化集群346。圖58是飛行器機翼144的后部130的端視圖，并且例示了空氣噴射器300的局部化集群 346。
[0132]如上所示，空氣噴射器量和布置可以根據(jù)任務目標和飛行條件來控制。另外，可以采用空氣噴射器量和布置來管理機翼144的空氣動力學載荷。例如，空氣噴射器300的翼展方向陣列340可以包括第一組348(圖53)空氣噴射器300和第二組350(圖5)空氣噴射器300，第二組350(圖5)空氣噴射器300可以定位在第一組348的外側(cè)。第一組38的空氣噴射器300可以被配置成，作為一種方式，按與通過第二組350排出空氣射流322不同的時間排出空氣射流322，以改變機翼144上的翼展方向空氣動力學載荷。在一個示例中，在起飛期間，可以管理空氣噴射器300的啟用，以更緊密地接近橢圓翼展載荷分布，確保相對低水平的誘發(fā)阻力，其可以進一步改進L/D。
[0133]圖59是包括一個或更多個空氣噴射器300的飛行器機翼144的俯視圖，該噴射器具有噴射口 318，該噴射口 318被配置成具有用于振蕩的能力的噴嘴320。圖60是一個振蕩噴嘴320的放大視圖。在一些示例中，噴嘴320可以被安裝至機翼144的后梁132上并，且可以被配置成，按使空氣射流322沿后緣裝置200(圖59)的翼展方向部分往復橫向掃掠的方式，沿橫側(cè)方向332振蕩(例如，橫向往復運動)?？諝馍淞?22的橫向掃掠可以激發(fā)繞流158(圖5 )，并且流線型化機翼144和后緣裝置200上的繞流158。盡管未示出，但可以將一個或更多個空氣噴射器300設置為如本領域已知的流體振蕩器，并且其可以按使空氣射流322沿后緣裝置200的翼展方向部分橫向掃掠的橫向振蕩方式，排出空氣射流322。
[0134]圖61是飛行器機翼144的截面圖，其具有被配置成按縮回位置224示出的單一福勒襟翼230的后緣裝置200。該福勒襟翼可以在展開時向后移動同時向下旋轉(zhuǎn)。圖62是圖61的飛行器機翼144，其具有處于展開位置226的單一福勒襟翼230。該空氣噴射器300被示出將空氣射流322排出到機翼144的后部130與福勒襟翼230的前部202之間的主凹口 142中，以激發(fā)并流線型化襟翼230上的繞流158。
[0135]圖63是飛行器機翼144的截面圖，其具有被配置成按縮回位置224示出的簡單襟翼232的后緣裝置200 ο該簡單襟翼232可以相對于機翼主部件122，環(huán)繞固定樞軸點繞軸旋轉(zhuǎn)。該機翼主部件122可以包括突出翼134，該突出翼134可以重定向簡單襟翼232的上表面204上的繞流158。圖64示出了圖63的、具有在簡單襟翼232展開期間排出空氣射流322的空氣噴射器300的飛行器機翼144，并且導致激發(fā)并流線型化簡單襟翼232的上表面上的繞流158。
[0136]圖65是例示可以包括在減少翼面120的空氣動力學阻力的方法500中的一個或更多個操作的流程圖。方法500的步驟502可以包括:從空氣噴射器300的噴射口 318排出空氣射流322。如上所示，一個或更多個空氣噴射器300可以包括位于翼面主部件122的后部130與后緣裝置200的前部202之間的噴射口 318。例如，空氣射流322可以從可以安裝在機翼144的后梁132上的噴射口 318排出。在一個示例中，當后緣裝置200處于縮回位置224時，噴射口318可以不暴露至翼面120上的繞流158。
[0137]排出空氣射流322的步驟可以包括:將后緣裝置200至少部分地從縮回位置224展開成展開位置226。當后緣裝置200從縮回位置224移動至展開位置226時，該方法可以包括以下步驟:在后緣裝置200展開時排出空氣射流322，并且繞流158從翼面主部件122的下表面126流動接著向上進入并經(jīng)過主凹口 142?？諝馍淞?22可以與繞流158混合，該繞流158可以經(jīng)過后緣裝置200的上表面204。排出空氣射流322的步驟可以包括:相對于翼面120的弦線156，按向上方向324排出空氣射流322，如上所述。排出空氣射流322的步驟還可以包括:相對于飛行器100的縱軸106，按外側(cè)方向328排出空氣射流322，如上所述。
[0138]方法500的步驟504可以包括:按使空氣射流322經(jīng)過后緣裝置200的上表面204的這種方式引導空氣射流322。在一些示例中，翼面主部件122可以包括上述突出翼134，如處于縮回狀態(tài)的扼流器228的后部130。所述方法可以包括以下步驟:按這樣的方式朝著突出翼134的下側(cè)136排出空氣射流322，即，空氣射流322碰撞該交疊部的下側(cè)136，并且朝著突出翼134與后緣裝置200的上表面204之間的翼展方向間隙140偏轉(zhuǎn)或定向，并且促進后緣裝置200的上表面204的等值線上的氣流。
[0139]在其它示例中，該方法可以包括以下步驟:在排出空氣射流322時，利用如上所述的流體振蕩器(未示出)，或者通過沿橫側(cè)方向332(例如，往復運動)振蕩一個或更多個空氣噴射器300的噴嘴320(例如，圖61)來振蕩空氣射流。流體振蕩器(未示出)或振蕩噴嘴320(圖61)可以導致空氣射流322響應于振蕩該噴嘴320，而沿后緣裝置200的翼展方向部分往復掃掠。如上所示，空氣射流322的橫向掃掠可以沿后緣裝置200的翼展方向區(qū)段激發(fā)并流線型化繞流158。
[0140]而且，本公開包括根據(jù)下列條款的實施方式:
[0141]條款1、一種用于翼面的減阻系統(tǒng)，該減阻系統(tǒng)包括:
[0142]空氣噴射器，該空氣噴射器具有噴射口，該噴射口位于翼面主部件的后部與后緣裝置的前部之間；以及
[0143]所述空氣噴射器被配置成，按空氣射流經(jīng)過所述后緣裝置的上表面的這種方式從所述噴射口排出所述空氣射流。
[0144]條款2、根據(jù)條款I所述的系統(tǒng)，其中:
[0145]所述空氣噴射器被配置成，在展開所述后緣裝置時，排出所述空氣射流。
[0146]條款3、根據(jù)條款I或2所述的系統(tǒng)，其中:
[0147]所述噴射口被配置成，在相對于飛行器的所述翼面的弦線的向上方向和相對于所述飛行器的縱軸的外側(cè)方向中的至少一個方向上排出所述空氣射流。
[0148]條款4、根據(jù)條款1、2或3所述的系統(tǒng)，其中:
[0149]所述翼面是具有后梁的機翼；以及
[0150]所述噴射口安裝至所述后梁。
[0151]條款5、根據(jù)條款1、2、3或4所述的系統(tǒng)，其中:
[0152]所述空氣噴射器被配置成流體振蕩器或空氣噴射器，所述空氣噴射器具有噴嘴，該噴嘴被配置成在橫向方向上振蕩；以及
[0153]所述流體振蕩器和所述噴嘴按使空氣射流沿所述后緣裝置的翼展方向部分往復橫向掃掠的方式，排出所述空氣射流。
[0154]條款6、根據(jù)條款1、2、3、4或5所述的系統(tǒng)，其中:
[0155]所述空氣噴射器包括多個空氣噴射器。
[0156]條款7、根據(jù)條款6所述的系統(tǒng)，其中:
[0157]所述多個空氣噴射器按翼展方向陣列設置。
[0158]條款8、根據(jù)條款6所述的系統(tǒng)，其中:
[0159]所述多個空氣噴射器按集群設置。
[0160]條款9、根據(jù)條款6所述的系統(tǒng)，其中:
[0161]所述多個空氣噴射器按兩列或更多列設置。
[0162]條款10、根據(jù)條款1、2、3、4、5、6、7、8或9所述的系統(tǒng)，其中:
[0163]所述后緣裝置是襟翼、襟副翼、副翼、以及升降副翼中的一種。
[0164]條款11、根據(jù)條款10所述的系統(tǒng)，其中:
[0165]所述襟翼是多開縫襟翼。
[0166]條款12、根據(jù)條款1、2、3、4、5、6、7、8、9、10或11所述的系統(tǒng)，其中:
[0167]所述空氣噴射器被配置成零凈質(zhì)量通量噴射器和氣動空氣噴射器中的一種。
[0168]條款13、一種用于機翼的減阻系統(tǒng)，該減阻系統(tǒng)包括:
[0169]空氣噴射器，該空氣噴射器具有噴射口，該噴射口位于機翼的后梁上的主凹口中和襟翼前方;并且
[0170]所述空氣噴射器被配置成，在展開所述后緣裝置，使繞流從翼面的下表面向上流過所述主凹口并且經(jīng)過后緣裝置的上表面時，按空氣射流經(jīng)過所述后緣裝置的上表面的方式從所述噴射口排出所述空氣射流。
[0171]條款14、一種減少翼面的空氣動力學阻力的方法，該方法包括以下步驟:
[0172]從空氣噴射器的噴射口排出空氣射流，所述噴射口位于翼面主部件的后部與后緣裝置的前部之間；以及
[0173]引導所述空氣射流，以使所述空氣射流在所述后緣裝置的上表面上經(jīng)過。
[0174]條款15、根據(jù)條款14所述的方法，其中，所述排出所述空氣射流的步驟包括以下步驟:
[0175]至少部分地展開所述后緣裝置；以及
[0176]在至少部分地展開所述后緣裝置時，排出所述空氣射流。
[0177]條款16、根據(jù)條款14或15所述的方法，其中，所述排出所述空氣射流的步驟包括以下步驟:
[0178]在相對于飛行器的所述翼面的弦線的向上方向和相對于所述飛行器的縱軸的外側(cè)方向中的至少一個方向上排出所述空氣射流。
[0179]條款17、根據(jù)條款14、15或16所述的方法，其中，所述排出所述空氣射流的步驟包括以下步驟:
[0180]沿所述后緣裝置的翼展方向部分，按往復方式橫向掃掠所述空氣射流。
[0181]條款18、根據(jù)條款14、15、16或17所述的方法，其中，
[0182]所述空氣噴射器包括多個空氣噴射器。
[0183]條款19、根據(jù)條款18所述的方法，其中:
[0184]所述多個空氣噴射器按空氣噴射器的集群設置。
[0185]條款20、根據(jù)條款18所述的方法，其中:
[0186]所述多個空氣噴射器按沿翼展方向延伸的兩列或更多列設置。
[0187]本領域普通技術人員可以清楚本公開的附加修改例和改進例。由此，在此描述并例示的部分的特定組合旨在僅表示本公開的某些實施方式，而非旨在用作對本公開的精神和范圍內(nèi)的另選實施方式或裝置的限制。
【主權項】
1.一種用于翼面(120)的減阻系統(tǒng)，該減阻系統(tǒng)包括: 空氣噴射器(300)，該空氣噴射器(300)具有噴射口(318)，該噴射口(318)位于翼面主部件(122)的后部(130)與后緣裝置(200)的前部(202)之間；并且 所述空氣噴射器(300)被配置成，按空氣射流(322)在所述后緣裝置(200)的上表面(204)上經(jīng)過的方式從所述噴射口(318)排出所述空氣射流(322)。2.根據(jù)權利要求1所述的系統(tǒng)，其中: 所述空氣噴射器(300)被配置成，在展開所述后緣裝置(200)時，排出所述空氣射流(322)。3.根據(jù)權利要求1或2所述的系統(tǒng)，其中: 所述噴射口(318)被配置成，在相對于飛行器(100)的所述翼面(120)的弦線(156)的向上方向(324)和相對于所述飛行器(100)的縱軸(106)的外側(cè)方向(328)中的至少一個方向上排出所述空氣射流(322)。4.根據(jù)權利要求1或2所述的系統(tǒng)，其中: 所述翼面(120)是具有后梁(132)的機翼(144);并且 所述噴射口(318)安裝至所述后梁(132)。5.根據(jù)權利要求1或2所述的系統(tǒng)，其中: 所述空氣噴射器(300)被配置成流體振蕩器或空氣噴射器(300)，所述空氣噴射器(300)具有噴嘴(320)，該噴嘴(320)被配置成在橫向方向(332)上振蕩;并且 所述流體振蕩器和所述噴嘴(320)按使空氣射流(322)沿所述后緣裝置(200)的翼展方向部分往復橫向掃掠的方式，排出所述空氣射流(322)。6.根據(jù)權利要求1或2所述的系統(tǒng)，其中: 所述空氣噴射器(300)包括多個空氣噴射器(300)。7.根據(jù)權利要求1或2所述的系統(tǒng)，其中: 所述后緣裝置(200)是襟翼(208、210、212、214、216、230、232)、襟副翼(222)、副翼(220)、以及升降副翼中的一種。8.根據(jù)權利要求1或2所述的系統(tǒng)，其中: 所述空氣噴射器(300)被配置為零凈質(zhì)量通量噴射器和氣動空氣噴射器(312)中的一種。9.一種減小翼面(120)的空氣動力學阻力的方法，該方法包括以下步驟: 從空氣噴射器(300)的噴射口(318)排出空氣射流(322)，所述噴射口(318)位于翼面主部件(122)的后部(130)與后緣裝置(200)的前部(202)之間；以及 引導所述空氣射流(322)，以使所述空氣射流(322)在所述后緣裝置(200)的上表面上經(jīng)過(204)。10.根據(jù)權利要求9所述的方法，其中，排出所述空氣射流(322)的步驟包括以下步驟: 至少部分地展開所述后緣裝置(200);以及 當所述后緣裝置(200)被至少部分地展開時，排出所述空氣射流(322)。11.根據(jù)權利要求9或10所述的方法，其中，排出所述空氣射流(322)的步驟包括以下步驟: 在相對于飛行器(100)的所述翼面(120)的弦線(156)的向上方向(324)和相對于所述飛行器(100)的縱軸(106)的外側(cè)方向(328)中的至少一個方向上排出所述空氣射流(322)。12.根據(jù)權利要求9或10所述的方法，其中，排出所述空氣射流(322)的步驟包括以下步驟: 沿所述后緣裝置(200)的翼展方向部分，按往復方式橫向掃掠所述空氣射流(322)。13.根據(jù)權利要求9或1所述的方法，其中: 所述空氣噴射器(300)包括多個空氣噴射器(300)。14.根據(jù)權利要求13所述的方法，其中: 所述多個空氣噴射器(300)按空氣噴射器(300)的集群(346)布置。15.根據(jù)權利要求13或14所述的方法，其中: 所述多個空氣噴射器(300)按沿翼展方向(150)延伸的兩列或更多列布置。
【文檔編號】B64C21/04GK106043669SQ201610239855
【公開日】2016年10月26日
【申請日】2016年4月18日
【發(fā)明人】A·施米洛維奇, Y·亞德林
【申請人】波音公司