專利名稱：開縫的飛行器機翼的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
概括來說，本發(fā)明涉及飛行器，尤其涉及開縫的飛行器機翼以及改善飛行器巡航性能的方法。
背景技術(shù)：
許多飛行器的機翼都使用常規(guī)翼型進(jìn)行設(shè)計。常規(guī)翼型的上下表面匯合形成鈍頭的或圓的前緣，以及尖銳的后緣。
常規(guī)翼型也被用于跨音速機翼(即，為跨音速飛行所設(shè)計的機翼)。當(dāng)飛行器上的氣流速度是亞音速流(例如，小于聲速的流速度)和超音速流(例如，大于聲速的流速度)的混合時，飛行器就會進(jìn)行跨音速飛行。機翼上表面流動的空氣由于上表面彎曲率而被加速以產(chǎn)生升力。結(jié)果，在飛機上的一部分氣流達(dá)到聲音速度(例如，達(dá)到聲速)時的飛行器的速度可能小于一個馬赫數(shù)。
簡要地說，馬赫數(shù)就是飛行器的飛行速度與飛行器當(dāng)前高度處聲音速度的比率。當(dāng)飛行器以聲音的速度飛行時會達(dá)到一馬赫。臨界馬赫數(shù)(Mcrit)就是沿飛行器的氣流在某處達(dá)到聲音速度時飛行器飛行速度的馬赫數(shù)當(dāng)飛行器上任意部分的氣流確實達(dá)到聲音速度時，就會在此處產(chǎn)生激波。如果飛行器的馬赫數(shù)超過了臨界馬赫數(shù)，那么翼型的上下表面都會產(chǎn)生超音速氣流，從而導(dǎo)致在整個翼型上產(chǎn)生激波。在跨音速飛行時，常常會存在由激波劃界的多個局部超音速區(qū)域。
越過激波，空氣的壓力和密度都大大增加，從而導(dǎo)致非等熵的或者不可恢復(fù)的損失，被歸類為波阻。當(dāng)飛行器的馬赫數(shù)增加時，阻力會明顯地驟增，即被稱為是跨音速阻力增長。激波會減慢氣流，并因此增加壓力，導(dǎo)致越過激波出現(xiàn)逆壓梯度。取決于激波的強度，所述逆壓梯度可造成氣流在激波底部處與機翼表面出現(xiàn)局部分離。在跨音速飛行過程中，激波以及由激波引起的邊界層分離一直是飛行器整個阻力的主要組成部分。
跨音速阻力開始大幅增加時的馬赫數(shù)被稱為“阻力散度馬赫數(shù)”(Mdd)。由于飛行器的馬赫數(shù)稍稍超過阻力散度馬赫數(shù)就會導(dǎo)致飛行器阻力的明顯增加，所以在這種條件下進(jìn)行操作在經(jīng)濟上常常是不切實際的。
已經(jīng)采用了多種方法，用于將跨音速阻力提高到較高馬赫數(shù)，從而減少在給定跨音速速度上的波阻。一些比較通用的方法包括使用制造成本較昂貴的大后掠翼、薄翼型和后突起(aft-camber)的機翼。超臨界翼型產(chǎn)生較高的臨界馬赫數(shù)。超臨界翼型一般都具有能夠減少氣流加速度的扁平化的上表面以及能夠提供大部分升力的高突起后部段。后部加載的機翼將升力的中心后移，從而導(dǎo)致較大下俯力矩。下俯力矩的增加最終都需要機翼和水平尾翼的加倍運轉(zhuǎn)以平衡飛行中的飛行器。與平衡飛行器有關(guān)的阻力即指配平(trim)阻力。較大的下俯力矩一般會增加配平阻力。
除了考慮空氣動力學(xué)因素之外，其他因素也會限制實際翼型的薄厚程度。例如，較薄的機翼提供的燃料容量較小。而且，由于較薄機翼具有較淺的結(jié)構(gòu)箱，所以使用較薄機翼常常會增加機翼的整體重量。
使用較大機翼也可以增加阻力散度馬赫數(shù)，從而減少在給定跨音速飛行速度下的波阻。對于較大的機翼面積，需要使用具有較低升力系數(shù)的翼型，從而也會導(dǎo)致較小的波阻。不過，較大機翼的增大的潤濕(wetted)面積通常會使機翼表面的摩擦阻力增加到某一程度，致使附加的表面摩擦阻力能夠抵消或者超過任何波阻的減少。
名稱為“具有非后掠開縫巡航機翼翼型的飛機”的美國專利6,293,497揭示了一種非后掠的、或者基本上非后掠的機翼，該種機翼使用開縫巡航翼型技術(shù)，與后掠式未開縫飛行器機翼相比，具有較高的巡航速度，同時在低速飛行時也可獲得較大的升力。美國專利6,293,497的全部內(nèi)容合并在這里作為參考，充分地進(jìn)行論述。

發(fā)明內(nèi)容
飛行器機翼包括至少一個前端翼型元件和至少一個后端翼型元件。在所述機翼的至少一個跨音速狀態(tài)期間，所述機翼應(yīng)該開有至少一個縫。所述縫可以僅僅沿著翼展的一部分向翼展方向延伸，也可以沿著整個翼展向翼展方向延伸。在任意一種情況下，所述縫都可以使沿所述前端翼型元件的下表面流動的部分空氣分離，并使其在所述后端機翼元件的上表面上流動，從而改善了跨音速狀態(tài)的性能。在示例性實施例中，所述機翼包括一個部分翼展縫，所述縫優(yōu)選從大約翼展中間開始并向外延伸至翼尖，至少能使翼尖效應(yīng)大大削弱或超過所述縫效應(yīng)。
本發(fā)明的另一種形式提供了用于飛行一個飛行器機翼的一些方法。在一個實施例中，一種方法基本包括在至少一個跨音速狀態(tài)下對設(shè)定于前端翼型元件和后端翼型元件之間的縫進(jìn)行調(diào)整，從而使跨音速狀態(tài)的性能得到改善。
在另一個實施例中，一種方法基本包括使用一個縫，在飛行器機翼的至少一個跨音速狀態(tài)中使沿機翼下表面流動的部分空氣轉(zhuǎn)向以使其分離并在機翼上表面流動。所述空氣的轉(zhuǎn)向至少會延遲導(dǎo)致阻力增加的氣流分離，從而在跨音速狀態(tài)下改善性能。
在進(jìn)一步的實施例中，一種方法基本包括在巡航狀態(tài)時驅(qū)動襟翼裝置以調(diào)整所述襟翼裝置，從而改善巡航狀態(tài)時的性能。
通過本文后面的詳細(xì)描述，可以明顯得出本發(fā)明應(yīng)用的更深領(lǐng)域。應(yīng)該理解的是，詳細(xì)的說明和具體的實例在說明本發(fā)明至少一個示例性實施例的同時，其目的僅僅是為了說明，而不是限制本發(fā)明的范圍。


通過詳細(xì)描述和附圖可以更完整地理解本發(fā)明，其中圖1是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例所述的包括部分翼展縫的后掠翼的俯視圖；
圖2是根據(jù)本發(fā)明的另一實施例所述的包括全翼展縫的后掠翼的俯視圖；圖3是常規(guī)未開縫機翼的俯視圖，圖中示出了在中等巡航速度升力系數(shù)和馬赫數(shù)時的激波位置以及超音速氣流區(qū)域；圖4是圖1所示的部分翼展開縫機翼的俯視圖，圖中示出了在中等巡航速度升力系數(shù)和馬赫數(shù)時的激波位置以及超音速氣流區(qū)域；圖5是圖2所示的全翼展開縫機翼的俯視圖，圖中示出了在中等巡航速度升力系數(shù)和馬赫數(shù)時的激波位置以及超音速氣流的區(qū)域；圖6是圖1所示的機翼的側(cè)剖面視圖，圖中示出了根據(jù)本發(fā)明所述的一個實施例用于巡航飛行時，在平面結(jié)構(gòu)突變點的開縫機翼區(qū)域的前端和后端翼型剖面；圖7是圖1所示的機翼的側(cè)剖面視圖，圖中示出了根據(jù)本發(fā)明的一個實施例所述的非開縫機翼區(qū)域在根部和平面結(jié)構(gòu)突變點處的翼剖面；圖8示出了如圖6所示的前端和后端翼型剖面重疊于圖7所示的平面結(jié)構(gòu)突變點的翼型剖面；圖9是總結(jié)了風(fēng)洞測試結(jié)果所得的線形圖，風(fēng)洞測試所使用的模型中一個是裝有部分翼展縫的機翼、機身和垂直尾翼的模型，另一個是帶有常規(guī)跨聲速機翼、機身和垂直尾翼的模型；圖10是總結(jié)了風(fēng)洞測試結(jié)果所得的線形圖，風(fēng)洞測試所使用的模型中一個是裝有部分翼展縫的機翼的飛行器模型，另一個是裝有常規(guī)跨音速機翼的飛行器模型；圖11是根據(jù)本發(fā)明的另一實施例所述的包括翼尖設(shè)備的開縫機翼的俯視圖；圖12是與調(diào)整并調(diào)整所述縫的開縫機翼的操作相關(guān)的主動控制系統(tǒng)的簡單方框圖；圖13是根據(jù)本發(fā)明的另一實施例所述的帶有兩個部分翼展縫的機翼的俯視圖；圖14是根據(jù)本發(fā)明的另一實施例所述的帶有兩個部分翼展縫的機翼的俯視圖；圖15開縫機翼的俯視圖，其中所述縫包括多個獨立可調(diào)整區(qū)段；圖16A示出了常規(guī)非開縫翼型的壓力分布；
圖16B示出了開縫翼型的壓力分布；圖17是二維開縫翼型設(shè)計的氣流或者壓力場的計算流體動力學(xué)(CFD)模型樣本；圖18A是按照本發(fā)明的至少一個實施例所述的部分翼展開縫機翼的有限元模型的透視圖；圖18B是如圖18A所示的襟翼支架的更詳細(xì)的透視圖；圖19A和19B是根據(jù)本發(fā)明的至少一個實施例所述的分別帶有和不帶有襟翼支架的部分翼展開縫機翼的下機翼表面上的氣流場或壓力場的三維CFD模型樣本；圖20是示出帶有單開縫的后緣襟翼的翼型的被收起的側(cè)視圖；圖21是如圖20所示的翼型的側(cè)視圖，示出其單開槽的后緣襟翼被部分地展開；圖22是如圖20所示的翼型的側(cè)視圖，但其單開縫的后緣襟翼被展開的偏移角度比圖21的角度大些。
具體實施例方式
下面對本發(fā)明的不同實施例所進(jìn)行的說明僅僅是對其本質(zhì)的示例性描述，并不是對本發(fā)明、其應(yīng)用、或者用途進(jìn)行限制。例如，本發(fā)明的各個實施例被期望可廣泛地應(yīng)用到各種飛行器上(例如，尤其不局限于戰(zhàn)斗機、商務(wù)機、私人機、超音速沖擊式飛行器等)而不用考慮飛行器駕駛的方式(例如，尤其是直接式、遙控式、自控式或者結(jié)合式等)。因此，此處特定引用的飛行器不應(yīng)該理解為限制本發(fā)明的范圍。而且，本發(fā)明的各個實施例也被期望可廣泛地應(yīng)用到飛行器產(chǎn)生升力的表面上(例如，尤其不局限于固定機翼、可變幾何機翼、旋轉(zhuǎn)機翼、右半翼展機翼、左半翼展機翼、全翼展機翼、直機翼、后掠翼、三角翼、水平尾翼、錐形翼、非錐形翼、斜翼等)。因此，此處特定引用的機翼不應(yīng)該理解為限制本發(fā)明的范圍。
而且，下面的描述中所使用的特定術(shù)語也僅僅是為了指代的目的，因此并不用于進(jìn)行范圍的限制。例如，術(shù)語“上部”、“下部”、“在上面”和“在下面”指的是參考附圖中的方向。術(shù)語“前”、“后”、“背部”和“側(cè)面”描述了元件某些部分的方向，其中這些引用是前后一致的但并不局限于此，可以參考描述所討論元件的文本和相關(guān)附圖進(jìn)行理解。這類術(shù)語可以包括上面專門提到的單詞、衍生詞以及相似含義的單詞。相似地，對結(jié)構(gòu)進(jìn)行指代的“第一”、“第二”和其他數(shù)詞并不表示序列或順序，除非在上下文中已清楚地進(jìn)行了說明。
圖1示出了根據(jù)本發(fā)明的一個實施例所述的飛行器后掠翼10。如圖所示，所述后掠翼10包括前端翼型元件36和后端翼型元件38。在所述機翼10的至少一個跨音速狀態(tài)中，所述前端翼型元件36和所述后端翼型元件38之間設(shè)定了至少一個部分翼展縫12。
圖2示出了后掠翼110的另一實施例。如圖所示，所述后掠翼110包括前端翼型元件136和后端翼型元件138。在所述機翼110的至少一個跨音速狀態(tài)中，所述前端翼型元件136和所述后端翼型元件138之間設(shè)定了至少一個全翼展縫112。
所述部分翼展縫12和所述全翼展縫112使沿前端元件36、136的下表面流動的部分空氣分離并在所述尾端元件38、138的上表面20、120上流動，從而使機翼運行在進(jìn)入或接近機翼的跨音速阻力增加區(qū)段或接近高速抖振邊界的一個或多個階段中改善其性能；其中跨音速巡航狀態(tài)和跨音速操縱狀態(tài)就是這中階段的實例。至少在一些實施例中，所述部分翼展縫12和全翼展縫112都包括設(shè)定于所述前端和后端翼型元件之間的氣動力學(xué)上光滑、不帶有(非流線型內(nèi)凹)內(nèi)凹的通道，如下面所述。
這里所使用的“部分翼展縫”涉及并包括一個或多個縫，每個縫都僅僅沿著機翼翼展的一部分向翼展方向延伸。也就是說，所述部分翼展開縫機翼并不具有完全從翼根向翼尖延伸的單個縫。在示例性實施例中，所述部分翼展開縫機翼的縫優(yōu)選從大概或者稍稍從翼展中部向里一點開始然后向外延伸至翼尖，至少要使翼尖效應(yīng)大大削弱或者超過縫效應(yīng)。圖1示出了帶有部分翼展縫12的示例性機翼10。
這里所使用的“全翼展縫”涉及并包括基本從翼根近端開始不斷延伸基本到翼尖(至少要到翼尖效應(yīng)使縫效應(yīng)下降)的縫，不包括連接位于所述全翼展縫之前和之后的機翼結(jié)構(gòu)元件所必要的支撐架。這種支撐架一般會影響到機翼下表面上的全翼展縫的入口，但是不會影向到機翼上表面的全翼展縫的出口。圖2示出了從翼根114延伸到翼尖116的示例性全翼展縫112。
這里所使用的“跨音速巡航狀態(tài)”涉及并包括機翼的相對高速階段，經(jīng)過機翼的氣流如圖所示包括超音速氣流局部區(qū)域，例如，圖3、4和5。換句話說，進(jìn)入或接近機翼跨音速阻力增加區(qū)段或接近高速抖振邊界的機翼以相對高速巡航。而且，這里所使用的“跨音速狀態(tài)”涉及并包括一個或多個飛行階段，在其中機翼進(jìn)行飛行，但并不必要進(jìn)行巡航飛行時，進(jìn)入或接近機翼的跨音速阻力增加區(qū)段或接近高速抖振邊界。所述機翼的示例性跨音速狀態(tài)包括，但是并不局限于，跨音速巡航狀態(tài)和跨音速操縱。
圖1和圖2是當(dāng)前應(yīng)用于商務(wù)飛行器上的右機翼設(shè)計方案的簡化平面結(jié)構(gòu)，上述兩個圖中的設(shè)計方案分別安裝有部分翼展縫和全翼展縫。所述商務(wù)飛行器也包括一個在飛行曲線內(nèi)具有基本相同性能的左機翼。因此，當(dāng)所述右機翼設(shè)置有縫時，所述左機翼(未示出)常常也設(shè)置有等價部件或相對應(yīng)的縫。
關(guān)于半翼展機翼的術(shù)語(例如，右機翼和左機翼)，0％的半翼展部位一般已知為右機翼和左機翼對稱或成鏡像的位置。一般情況下，0％的半翼展部位為機翼所附著的機身的中部。當(dāng)討論半翼展機翼時，術(shù)語“半翼展”指的是從0％半翼展部位到位于翼尖的100％半翼展部位的距離。不過，應(yīng)該注意的是，本發(fā)明的實施例不應(yīng)該局限于在半翼展機翼內(nèi)，同樣也可應(yīng)用于全翼展機翼上(例如，尤其是飛行機翼)。而且，如圖11所示，這里所使用的術(shù)語“翼展”和“半翼展”不包括一個或多個可以安裝或設(shè)置于翼尖的翼尖設(shè)備。不過，這不應(yīng)該用于限制本發(fā)明的范圍，本發(fā)明的實施例被期望可廣泛地應(yīng)用到各種機翼上，包括但不局限于，帶有翼尖設(shè)備的機翼以及不帶有翼尖設(shè)備的機翼。在其他實施例中，所述翼尖設(shè)備確實可以設(shè)置于部分翼展縫或全翼展縫的至少一部分中。
進(jìn)一步參考圖1，所述部分翼展縫12可以沿所述機翼10的半翼展中在所述機翼10的跨音速狀態(tài)時出現(xiàn)氣流分離導(dǎo)致阻力增加的部分向翼展方向延伸。部分翼展縫12可以放置在所述機翼10上的三維氣流的流體動力學(xué)計算模擬建議的會導(dǎo)致機翼上表面20上的氣流分離壓力場的位置。
在示例性實施例中，所述部分翼展縫12從大概半翼展部位28向大概半翼展部位30延伸。所述半翼展部位28和30分別與耶胡迪(Yehudi)點或平面結(jié)構(gòu)突變點32和翼尖16相一致，雖然實際情況并不需要如此。在其他實施例中，所述部分翼展縫12可以從其他內(nèi)側(cè)位置開始，這些位置中所述縫的包含物不會妨礙低速控制表面或者干擾例如油箱和起落裝置的其他元件與所述機翼10的平面結(jié)構(gòu)進(jìn)行的集成。而且，所述部分翼展縫不需要完全延伸至所述翼尖。相反，所述部分翼展縫基本上可以延伸至所述翼尖，但當(dāng)翼尖效應(yīng)對由所述縫改善的性能有所削弱時停止。
所述部分翼展縫12和全翼展縫112(圖2)的特定弦向位置很可能至少部分由下列考慮而確定，例如特定低速控制表面以及例如油箱和起落裝置的其他元件與所述機翼平面結(jié)構(gòu)進(jìn)行的集成。在一個示例性實施例中，每個縫12和112的翼弦方向位置位于翼弦的大概70％-大概90％處。
在使用過程中，每個縫12和112都可以使沿所述前端翼型元件36、136的下表面18流動的部分空氣分離，并使其在所述后端翼型元件38、138的上表面20、120上流動。在這種情況下，所述縫至少延遲了邊界層分離并將由超音速氣流所產(chǎn)生的激波進(jìn)一步推到機翼后部。縫的存在對于整個上機翼表面的超音速氣流(使用區(qū)域B表示)和激波位置(使用實線A表示)的效應(yīng)(縫效應(yīng))可以通過比較圖3(未開縫機翼)、4(部分翼展開縫機翼)、和5(全翼展開縫機翼)而看出。如下面所述，這種“縫效應(yīng)”改善了跨音速狀態(tài)中機翼的性能。
“縫效應(yīng)”防止或者至少延遲邊界層分離所采用的方式如下面所描述，并在名為“具有非后掠開縫巡航機翼翼型的飛機”的美國專利6,293,497中進(jìn)行了詳細(xì)說明。這里完整地引用了美國專利6,293,497的內(nèi)容并在這里充分地進(jìn)行論述。
進(jìn)一步參照圖1，所述部分翼展開縫機翼10包括至少一個沒有設(shè)定縫的機翼區(qū)域22以及至少一個設(shè)定了至少一個部分翼展縫12的另一個區(qū)域24。為了方便辨認(rèn)和說明，而并非進(jìn)行限制，所述機翼區(qū)域22也可以用于指代未開縫機翼區(qū)域22，這是因為所述未開縫區(qū)域22沒有限定縫，所述機翼區(qū)域24也可以用于指代所述開縫機翼區(qū)域24，這是因為所述開縫區(qū)域24至少限定了一個部分翼展縫12。不過，應(yīng)該注意的是，所述機翼區(qū)域22和24中的任意一個或者兩個都可以具有任何數(shù)量(例如一個或多個)的縫，其中的一些僅僅可以設(shè)置于未配置例如前緣縫翼、副翼、襟翼、擾流板等升高設(shè)備和/或穩(wěn)定與控制設(shè)備的位置上。
如圖所示，所述未開縫機翼區(qū)域22在半翼展部位26和28之間沿翼展方向設(shè)置，因此所述開縫機翼區(qū)域24在半翼展部位28和30之間設(shè)置。所述半翼展部位26、28和30分別與翼根14、平面結(jié)構(gòu)突變點32和翼尖16相一致，但這并不是必需的。
所述開縫機翼區(qū)域24只可以設(shè)置于以較高巡航速度飛行時達(dá)到臨界馬赫數(shù)的機翼區(qū)域上。下面將說明確定哪部分機翼會在巡航時達(dá)到臨界馬赫數(shù)的方法。機翼上馬赫數(shù)不會達(dá)到臨界值的其他區(qū)域可以包括非開縫機翼區(qū)域22。
在本示例中，所述未開縫機翼區(qū)域22如圖所示設(shè)置于平面結(jié)構(gòu)突變點32的內(nèi)側(cè)(例如，機身附近)。對于需要縮回起落裝置的商務(wù)飛機來說，其機翼內(nèi)側(cè)區(qū)域一般使用較長的弦長。對于相對較長的弦長來說，所述內(nèi)側(cè)部分的相應(yīng)波阻常常是最小的，這是因為所述翼型與整個商務(wù)飛機的機翼相比較具有相對較低的局部升力系數(shù)(Cl)。如果所述內(nèi)側(cè)部分在巡航時沒有達(dá)到臨界馬赫數(shù)，那么就不需要使用所述部分翼展縫12增加馬赫數(shù)的大小了。因此，所述未開縫機翼區(qū)域22可以設(shè)置于在巡航時不會達(dá)到臨界馬赫數(shù)的內(nèi)側(cè)機翼部分，從而可以避免或消除在巡航時不需要增加馬赫數(shù)位置使用部分翼展縫所帶來的翼面阻力增加。而且，在所述內(nèi)側(cè)部分使用未開縫機翼區(qū)域22可以使常規(guī)的升高系統(tǒng)(例如，常規(guī)襟翼和條形板)能夠應(yīng)用于所述機翼10的內(nèi)側(cè)部分，這也是本發(fā)明各個實施例中的額外優(yōu)點。而且，應(yīng)該注意的是，本發(fā)明的各個實施例不應(yīng)該局限為具有在巡航時沒有達(dá)到臨界馬赫數(shù)的內(nèi)側(cè)部分的機翼。本發(fā)明的各個實施例確實被期望可以廣泛地應(yīng)用于各種機翼上，包括，但并不局限于，具有在巡航時達(dá)到臨界馬赫數(shù)的內(nèi)側(cè)區(qū)域的機翼以及具有在巡航時沒有達(dá)到臨界馬赫數(shù)的內(nèi)側(cè)區(qū)域的機翼。
雖然所述部分翼展開縫機翼10如圖所示帶有單一未開縫機翼區(qū)域22和單一開縫機翼區(qū)域24，但是這并不是必需的。所述部分翼展開縫機翼10可以帶有任何數(shù)量(例如，一個或多個)的未開縫機翼區(qū)域22以及任何數(shù)量的開縫機翼區(qū)域24，每個開縫機翼區(qū)域都可以具有任何數(shù)量的縫而不背離本發(fā)明的精神和范圍。隨著機翼設(shè)計的特定需求表面可能要使用超過一個的未開縫機翼區(qū)域和/或超過一個的開縫機翼區(qū)域，那么開縫和未開縫機翼區(qū)域22和24之間的轉(zhuǎn)換就會跨越機翼的半翼展出現(xiàn)多次。例如，所述部分翼展開縫機翼的另一實施例包括內(nèi)側(cè)未開縫機翼區(qū)域、中部開縫機翼區(qū)域和另一位于翼尖和所述開縫機翼區(qū)域之間的未開縫機翼區(qū)域。
圖6示出了所述機翼10中前端和后端翼型元件36和38在平面結(jié)構(gòu)突變點32處的翼型剖面。所述前端翼型元件36包括上表面40、下表面42、前緣44和后緣46。相似地，所述后端翼型元件38也包括上表面48、下表面50、前緣52和后緣54。所述部分翼展縫12設(shè)定于所述前端翼型元件36中的前緣46和所述后端翼型元件38中的后緣52之間。所述部分翼展縫12的剖面如圖所示為將所述前端翼型元件36中的前緣從所述后端翼型元件38的后緣52分離的間隙或空間。在飛行過程中，所述部分翼展縫12使沿所述前端翼型元件36中的下表面42流動的部分空氣分離并使其在所述后端翼型元件38的上表面48流動。
進(jìn)一步參考圖6，部分前端翼型元件36中的會重疊或懸垂于部分后端翼型元件38上。因此，所述前、后端翼型元件36和38中弦長的總和超過了所述開縫機翼區(qū)域24的百分之百(100％)(例如，所述前緣56終端與所述后緣34終端之間的距離)。在至少一個實施例中，所述間隙是最小化的但是具有足夠的尺寸，從而使沿著所述前端翼型元件36的下表面42的邊界層無法與所述前端翼型元件38的上表面48上的邊界層相混合或者匯合。
圖7是所述未開縫機翼區(qū)域的剖視圖，圖中示出在半翼展部位26上的翼型部分64在半翼展部位28或平面結(jié)構(gòu)突變點32處與所述非開縫機翼區(qū)域22的翼型部分66相重合。由于所述未開縫機翼區(qū)域22是反向后掠式并且是梯形的，所以所述根部翼型部分64中的前緣68和后緣70可以置于在平面結(jié)構(gòu)突變點32的翼型部分66的前緣72和后緣74的前部。
圖8是如圖6所示的開縫機翼區(qū)域24的側(cè)剖視圖，圖中示出其在所述平面結(jié)構(gòu)突變點32處的前端翼型部分36和后端翼型部分38，與平面結(jié)構(gòu)突變點32處的未開縫機翼區(qū)域22中的翼型部分66相重疊，如圖7所示。在平面結(jié)構(gòu)突變點32處，所述未開縫機翼區(qū)域22的前緣72相對平滑地過渡為所述開縫機翼區(qū)域24的前緣56終端。在平面結(jié)構(gòu)突變點32處，所述開縫機翼區(qū)域24的主機翼部分58的后緣46相對平滑地過渡為所述未開縫機翼區(qū)域22中的上表面。同樣在所述平面結(jié)構(gòu)突變點32處，所述開縫機翼區(qū)域24的后緣34終端從所述未開縫機翼區(qū)域22的后緣74以適當(dāng)量向下偏移從而使流過部分翼展縫12的空氣能經(jīng)過所述開縫機翼區(qū)域24的后緣34終端。
所述部分翼展縫12可以相當(dāng)突然地從所述平面結(jié)構(gòu)突變點32處開始。也就是說，將所述前端翼型元件36中的后緣46與所述后端翼型元件38中的前緣52分離的間隙不是錐形的，從所述平面結(jié)構(gòu)突變點32處開始也不會逐漸地增加尺寸。因此，在所述平面結(jié)構(gòu)突變點32中部分翼展12開始處，從所述未開縫機翼區(qū)域22過渡到所述開縫機翼區(qū)域24相對不是平滑的。不過，應(yīng)該注意的是，其他實施例可以包括逐漸開始的部分翼展縫12或者錐形的部分翼展縫12，以使得在平面結(jié)構(gòu)突變點32中具有部分翼展縫12處所述未開縫機翼區(qū)域22相對平滑地過渡為所述開縫機翼區(qū)域24。
在至少一個實施例中，位于平面結(jié)構(gòu)突變點32的間隙通過，例如，一個擋板(未示出)，被密封。所述擋板可以是平面的，并跨過所述間隙而被設(shè)置，以使所述擋板與飛行方向相同。
所述部分翼展縫12可以設(shè)定于主機翼部分58和例如襟翼60、副翼、擾流板等的升高或穩(wěn)定和控制設(shè)備之間。在示例性實施例中，所述部分翼展縫12設(shè)定于所述主機翼部分58的后緣46與所述襟翼60的前緣52之間。因此，所述部分翼展縫12可以使沿所述主機翼部分58的下表面42流動的部分空氣分離，并使其在所述襟翼60的上表面48上流動。
所述襟翼60可以與主動式控制系統(tǒng)61(圖12)結(jié)合進(jìn)行操作，所述主動式控制系統(tǒng)又與致動器結(jié)構(gòu)的操作相關(guān)，例如名為“開縫巡航后緣襟翼”的美國專利5,788,190所揭示的襟翼致動器結(jié)構(gòu)。這里完整地引用了美國專利6,293,497的內(nèi)容并在這里充分地進(jìn)行論述。
所述致動器結(jié)構(gòu)被連接到與所述襟翼60和所述主機翼部分58上，用于移動與所述主機翼部分58相應(yīng)的襟翼60，從而允許展開所述襟翼60和/或為飛行狀態(tài)調(diào)整所述縫12。例如，所述襟翼60可以在用于著陸或起飛狀態(tài)的完全展開位置(未示出)和與巡航狀態(tài)有關(guān)的收起位置62之間移動?；蛘撸?，所述襟翼60可以移動以縮小或加寬所述縫12，所述襟翼60可以升高或降低以改變所述襟翼60和所述主機翼部分58之間的相對高度，和/或所述襟翼60可以旋轉(zhuǎn)以調(diào)整所述襟翼60和所述主機翼部分58之間的角度或俯仰角。
在圖2中，所述機翼110包括由主機翼結(jié)構(gòu)“箱”或元件136的后緣146與所述內(nèi)側(cè)襟翼和外側(cè)副翼138、138′的前緣152、152′之間設(shè)定的全翼展縫112。如圖所示，所述主機翼元件136的后緣部分重疊或懸于所述襟翼和副翼138、138′的前部之上。
所述襟翼138和副翼138′中的任何一個或者兩個都可以與致動器結(jié)構(gòu)相耦合，以使所述縫112在所述機翼110的特定飛行狀態(tài)下被調(diào)整。通過實例可知，用于調(diào)整并配平所述縫112的致動器結(jié)構(gòu)可以使用美國專利5,788,190所揭示的襟翼致動器結(jié)構(gòu)。
應(yīng)該注意的是，對于部分翼展縫、全翼展縫和后緣系統(tǒng)(例如，襟翼、副翼、擾流器等)來說，使用其他的排列方式也是可以的。例如，另一個實施例包括葉片主系統(tǒng)，其中所述縫設(shè)定于所述葉片和主襟翼之間，同時所述葉片在所述縫之前，且所述主襟翼在所述縫之后。
在至少一些實施例中，裝有一個可關(guān)閉的全翼展或部分翼展縫，該縫可以在飛行狀況需要時(例如，包括起飛、著陸、爬升等低速階段)關(guān)閉。關(guān)閉所述縫可以消除所述縫帶來的表面摩擦阻力消耗。在高速飛行狀態(tài)時(例如，跨音速巡航狀態(tài))，可以部分或全部地打開所述縫。
在其他實施例中，所述部分翼展或全翼展縫可以永久設(shè)置于所述機翼上，從而使所述縫不依賴于組成機翼的不同元件(例如，襟翼、副翼、條形板、擾流器、其他升高裝置、其他穩(wěn)定和控制設(shè)備等)位置或形狀(例如，完全被展開、部分被展開、被收起)的方式。所述縫是否存在不依賴于飛行器的飛行階段(例如，著陸、起飛、爬升、特技飛行、巡航、平飛、加速、減速等)。例如，所述縫可以用作襟翼和副翼的可活動部件中的固定開口，以使所述縫在展開和縮回可移動部件時仍然能夠充分地打開。
圖13示出了包括兩個部分翼展縫212和212′的后掠翼210的示例性實施例。所述縫212設(shè)定于所述前端翼型元件236的后緣246和所述后端翼型元件238的前緣252之間，所述縫212′設(shè)定于所述前端翼型元件236′的后緣246′和所述后端翼型元件238′的前緣252′之間。
圖14示出了后掠翼的另一實施例，其中包括有兩個部分翼展縫312和312′。所述縫312設(shè)定于所述前端翼型元件336的后緣346以及所述后端翼型元件338的前緣352之間，所述縫312′設(shè)定于所述前端翼型元件336′的后緣346′以及所述后端翼型元件338′的前緣352′之間。
圖15示出了后掠翼410的另一實施例，該后掠翼包括一個具有多個區(qū)段412、412′、412″的縫，并且每個區(qū)段都是獨立可調(diào)整的。如圖所示，每個縫區(qū)段412、412′、412″設(shè)定于所述主機翼結(jié)構(gòu)箱436的后緣452、452′、452″和獨立可移動的升高或穩(wěn)定與控制設(shè)備438、438′、438″的前緣446、446′、446″之間。每個設(shè)備438、438′、438″與致動器結(jié)構(gòu)相耦合，例如美國專利5,788,190描述的襟翼致動器結(jié)構(gòu)。所述致動器結(jié)構(gòu)可以獨立地移動與所述主機翼部分436相關(guān)的設(shè)備438、438′、438″，從而調(diào)整并配平所述縫區(qū)段412、412′和412″以適應(yīng)所述機翼410的特定飛行狀態(tài)。
在另一種形式中，本發(fā)明提供了一些設(shè)計飛行器機翼的方法。在一個實施例中，概括來說，一種方法是在至少一個跨音速狀態(tài)下調(diào)整設(shè)定于前端翼型元件和后端翼型元件之間的縫，以完成在跨音速狀態(tài)下的性能的改進(jìn)。調(diào)整所述縫可以使用一個或多個下述操作調(diào)整分離所述前、后端翼型元件的縫隙，所述縫隙限定了所述縫；調(diào)整前后端翼型元件之間的相對高度；并調(diào)整所述前、后端翼型元件之間的夾角。在示例性實施例中，所述前、后端翼型元件分別包括主機翼部分和襟翼裝置，調(diào)整所述縫包括驅(qū)動所述襟翼裝置。至少在一些實施例中，如果飛行狀態(tài)需要，例如在亞音速狀態(tài)(例如起飛、著陸、爬升等)，該方法可以進(jìn)一步包括關(guān)閉，或至少減小所述縫的寬度。
在另一個實施例中，設(shè)計飛行器機翼的方法概括來說包括使用至少一個由所述機翼設(shè)定的縫，該縫使機翼在至少一個跨音速狀態(tài)中沿所述機翼下表面流動的部分空氣分離并在所述機翼的上表面流動。使空氣出現(xiàn)轉(zhuǎn)向可以防止或者至少延遲在跨音速狀態(tài)出現(xiàn)并導(dǎo)致阻力增加的氣流分離，從而使跨音速狀態(tài)下的性能有所改善。不過，應(yīng)該注意的是，在所有的飛行階段中，并不都需要出現(xiàn)空氣轉(zhuǎn)向。例如，如果飛行狀態(tài)確保在，例如亞音速狀態(tài)(例如，起飛、著陸、爬升等)，該方法可以進(jìn)一步包括關(guān)閉或者至少減小所述縫的寬度。此外，該方法也可以包括在機翼處于或者接近亞音速狀態(tài)時開啟所述縫。而且，該方法也可以包括根據(jù)所述機翼的飛行狀態(tài)對所述縫進(jìn)行調(diào)整。
在進(jìn)一步的實施例中，提供了一種設(shè)計飛行器機翼的方法，在該方法中，所述飛行器機翼包括主機翼部分、襟翼裝置和至少一個巡航時設(shè)定于所述主機翼部分和襟翼裝置之間的縫。該方法一般為巡航時驅(qū)動所述襟翼裝置以對所述襟翼裝置進(jìn)行調(diào)整從而改善巡航過程中性能。
機翼上將會達(dá)到臨界馬赫數(shù)的部分至少部分取決于所述機翼的平面結(jié)構(gòu)、厚度分布和氣動負(fù)載(翼展負(fù)載)在翼展方向上的分布。為了可靠地確定哪個機翼部分會達(dá)到臨界馬赫數(shù)，可以使用具有高精度的計算模型方法，這種模型方法具有完整的、非線性形式的壓縮性效應(yīng)并包括了粘性/湍流的邊界層和尾流的影響。不同級別的簡化近似也可以被包括在計算機模型中，例如基于邊界層近似的方法(耦合的非粘性/邊界層方法)和不“整個”但是經(jīng)過了某種程度的簡化的納維-斯托克斯(Navier-Stokes)源碼(例如，“薄層”近似，其中忽略了一些具有較小影響的粘性條件)。
可以獲得基于“流體解算器”的CFD分析碼用來確定給定空氣動力學(xué)形狀的流動特性。因此，當(dāng)特定機翼的形狀已知時，進(jìn)行分析就可以確定，例如，機翼不同部分的馬赫數(shù)臨界程度或者機翼的整體氣動力學(xué)性能。耦合非粘性/邊界層類型的示例性CFD分析計算機軟件MGAERO由Washington，Redmond的Analytical Methods，Inc.提供。包括FLUENT的納維-斯托克斯(Navier-Stokes)類型的示例性CFD分析計算機軟件由New Hampshire，Lebanon的Fluent Inc.Corporation提供；由California，Agoura的MetacompTechnologies提供的CFD++；以及由Washington，Redmond的Analytical Methods，Inc.提供的NSAERO。
所述部分翼展縫構(gòu)型的性能通過計算流體力學(xué)(CFD)的研究進(jìn)行了理論上的分析，并經(jīng)過風(fēng)洞測試進(jìn)行了驗證，從而提供比常規(guī)的跨音速機翼設(shè)計好的改善的性能。關(guān)于CFD模型方法，多年來已經(jīng)在二維的開縫翼型設(shè)計上進(jìn)行了二維的研究與分析，因此已經(jīng)是現(xiàn)有技術(shù)。在圖17中，示出了圍繞二維開縫翼型設(shè)計80的氣流場或壓力場的CFD解答樣品。
由于還沒有對CFD進(jìn)行拓展、應(yīng)用，也沒有被應(yīng)用到三維開縫機翼上，所以本發(fā)明的實施例還需要開發(fā)、優(yōu)化并使用特定工具和方法對開縫機翼進(jìn)行詳細(xì)的三維CFD設(shè)計和分析。而且，如下面所述，本發(fā)明的各個方面內(nèi)容也需要使用風(fēng)洞試驗來檢驗CFD的輸出。
如圖3、4、5所示，CFD的輸出包括以中等巡航速度升力系數(shù)和馬赫數(shù)飛行時，整個機翼上的激波模型樣本和超音速流動區(qū)域。更具體地說，圖3、4、5分別示出了以中等巡航速度升力系數(shù)和馬赫數(shù)飛行時，沿常規(guī)機翼、部分翼展開縫機翼和全翼展開縫機翼上表面的激波位置和超音速流區(qū)域。
現(xiàn)在參照圖18A和18B，圖中示出了部分翼展開縫機翼82的有限元模型。如圖所示，所述部分翼展開縫機翼82包括帶有襟翼支架85的部分翼展縫84。在圖18B中，更詳細(xì)地示出了所述襟翼支架85。
在圖19A中，所述CFD輸出包括帶有襟翼支架88的部分翼展開縫機翼87的下機翼表面86上的氣流場或壓力場的模型樣本。在圖19B中，所述CFD輸出包括不帶有襟翼支架的部分翼展開縫機翼87′的下機翼表面86′上的氣流或壓力的等高線的模型樣本。因此，比較圖19A和19B就可以得出襟翼支架是否存在對于下機翼表面壓力帶來的影響。
使用這里所述的三維CFD工具和方法，可以得出所述部分翼展開縫機翼與常規(guī)跨音速機翼相比較，巡航馬赫數(shù)增加(ΔM)為0.025，氣動效率(ΔML/D)增加了-1.0％。應(yīng)該注意的是，這些值(例如，0.025和-1.0％)在本文中提出僅僅是為了說明的目的，不應(yīng)該理解為限制本發(fā)明的范圍。此外，這些值是通過使用具有部分翼展開縫機翼、機身和垂直尾翼的CFD模型以及具有常規(guī)跨音速機翼模型、機身和垂直尾翼的CFD模型而獲得的。這兩個模型都不具有水平尾翼、發(fā)動機吊艙或者支桿。
所述三維CFD設(shè)計與分析工具和方法以及由此得到的結(jié)果已進(jìn)行了跨音速風(fēng)洞測試。更具體地說，不同的風(fēng)洞測試用于得出巡航狀態(tài)下部分翼展開縫機翼與常規(guī)跨音速機翼設(shè)計相比較所得出的馬赫數(shù)變化值(ΔM)，從而確定所述部分翼展開縫機翼與常規(guī)跨音速機翼設(shè)計之間的相對空氣動力學(xué)性能(ΔML/D)，并確定進(jìn)行吊艙集成和配平阻力對飛行器集成所帶來的影響，同時對三維CFD分析的精度和可靠度進(jìn)行評估。
圖9和圖10總結(jié)了一些風(fēng)洞測試的結(jié)果。圖9中的風(fēng)洞測試模型包括有機翼(部分翼展開縫機翼或常規(guī)跨音速機翼)、機身和垂直尾翼，但不包括水平尾翼、發(fā)動機吊艙或者支架。不過，圖10中的風(fēng)洞測試模型配置完整，包括機翼(部分翼展開縫機翼或常規(guī)跨音速機翼)、機身、垂直和水平尾翼、發(fā)動機吊艙和支架。
所述風(fēng)洞測試和計算流體動力學(xué)研究的重點集中于或者目的在于研究氣動力學(xué)的性能。為了確保氣動力學(xué)性能的改善是直接可傳遞的，需要對機翼設(shè)計進(jìn)行限制和約束，從而保證氣動力學(xué)性能的改善不會降低其他領(lǐng)域或部分的性能。例如，能夠改善氣動力學(xué)性能的調(diào)整不會增加結(jié)構(gòu)的重量。在這些約束條件下，所述部分翼展開縫機翼大幅度地提高了巡航速度，同時提供了可接受的升高和操縱特性，與常規(guī)在其巡航設(shè)計速度上的跨音速機翼設(shè)計相比，至少保證了相當(dāng)?shù)臍鈩恿W(xué)效率(ML/D)和范圍。當(dāng)去掉前面提到的對最初設(shè)計的約束時，本發(fā)明的實例帶來的改善程度被期望得到提升。當(dāng)進(jìn)行了正式的跨領(lǐng)域交叉研究后，部分翼展開縫機翼可能會對飛行器效率帶來更多的改善。
關(guān)于跨音速狀態(tài)下機翼操作條件的性能改善方面，本發(fā)明的實施例會達(dá)到下述效果中的任何一個或它們的結(jié)合提高了機翼巡航速度或臨界馬赫數(shù)、增加了機翼升力、機翼厚度、和/或保持了在較小后掠翼角度下的馬赫數(shù)大小。下面更詳細(xì)地描述了限制跨音速巡航翼型性能的物理因素，同時也說明了設(shè)計人員如何權(quán)衡技術(shù)水平的提高與機翼厚度、速度、升力或阻力、或下面所述的這些因素綜合的改進(jìn)。
所述縫可以用于增加一個給定后掠角、升力系數(shù)和厚度分布的機翼的阻力一散度馬赫數(shù)(Mdd)大小，而同時改善、或者至少在巡航飛行時保持機翼的相當(dāng)?shù)臍鈩恿W(xué)效率(ML/D)和范圍。氣動力學(xué)效率是無因次的性能度量方法，通過馬赫數(shù)乘以升力再除以阻力而計算得到，對于長距離飛行器來說尤其重要。具有至少一個能夠改善巡航性能的縫的機翼可以在跨音速阻力增加開始之前以較高的巡航速度下飛行。
所述縫防止、或者至少延遲邊界層或氣流分離的能力可以使用于所述機翼的翼型被設(shè)計為能夠在跨音速狀態(tài)時產(chǎn)生壓力的散布，與常規(guī)翼型相比，上表面的吸力水平有所下降(例如，上表面較低的負(fù)壓力系數(shù))，激波及隨后的壓力恢復(fù)向后移動。由于所述縫的存在而得到的壓力散布提供了較高的阻力-散度馬赫數(shù)(Mdd)，由于未開縫常規(guī)翼型在跨音速狀態(tài)下會出現(xiàn)邊界層分離，所以無法達(dá)到這一阻力-散度馬赫數(shù)。
本發(fā)明也可以在馬赫數(shù)不會成為臨界值的部分機翼上，如果有的話，使用常規(guī)的或者未開縫的機翼。例如，如果已經(jīng)確定機翼的內(nèi)側(cè)部分不會在巡航過程中達(dá)到臨界馬赫數(shù)，那么對于內(nèi)側(cè)部分來說，通過使用未開縫機翼區(qū)域就可以避免或者消除與所述縫有關(guān)的表面摩擦阻力消耗。而且，對于所述機翼內(nèi)側(cè)部分，常規(guī)和未開縫機翼的區(qū)域的使用允許使用也同樣應(yīng)用到內(nèi)側(cè)的常規(guī)的升高系統(tǒng)(例如，常規(guī)襟翼和縫翼)。
雖然對于使用開縫機翼的飛行器來說，燃油消耗基本上相同，但是飛行器所增加的巡航速度或馬赫數(shù)大小確實可以增加其它的效率。例如，開縫機翼可以在跨音速阻力增加開始之前提高飛機巡航或飛行的速度，從而減少了旅途的時間。除了給飛機旅客帶來很大好處之外，較快的飛行也會由于操作成本的降低使航空公司獲益。例如，飛行持續(xù)時間的減少就需要較少的空勤人員時間，因此也就可以為空勤人員支付較少的費用。除此之外，由于所需的檢修維護常常根據(jù)飛機所具有的飛行小時數(shù)，所以較快的飛行過程也會降低檢修維護的頻率和費用。
美國專利6,293,497描述了限制跨音速巡航翼型性能的物理因素以及有關(guān)最大限度地提升跨音速巡航翼型性能所進(jìn)行的權(quán)衡?？缫羲傺埠綉?yīng)用中翼型性能的特點可以通過下述四個基本方面進(jìn)行度量1)翼型厚度，常常表示為最大-厚度比(最大厚度除以弦長)。厚度較大是有好處的，因為它提供了燃油和機械系統(tǒng)所需的空間，也因為對于相同的強度來說，深度較大的機翼結(jié)構(gòu)重量更輕。
2)在優(yōu)選操作狀態(tài)下的速度或馬赫數(shù)。所述翼型的馬赫數(shù)大小，經(jīng)與所述機翼后掠角相關(guān)的因素的修正后，有助于直接提高飛機的巡航速度。
3)優(yōu)選操作狀態(tài)的升力系數(shù)。升力系數(shù)的增加是比較有利的，因為它可以增加重量(例如，帶有更多燃料飛行較長距離)或者較高的巡航高度。
4)優(yōu)選操作狀態(tài)和飛機執(zhí)行任務(wù)時會遇到的其它操作狀態(tài)下的阻力系數(shù)。減小阻力可以減少燃油消耗并增加飛行距離。
其他的方面例如在低馬赫數(shù)時的俯仰力矩特性和升力能力也都是重要的，但是不如上面的四個基本方面重要。
所述四個基本性能度量共同限定了性能的等級，常常被稱為翼型的“技術(shù)水平”。這四個基本性能給設(shè)計人員帶來了相互沖突的問題，也就是說，為改善其中一個基本性能而進(jìn)行的設(shè)計變更往往會引起其他三個性能中至少一個性能下降。因此，對于給定應(yīng)用來說，一個好的或者最佳的設(shè)計就需要在這四個性能之間進(jìn)行有利的妥協(xié)，對應(yīng)用此翼型的飛機的整體性能進(jìn)行評價。應(yīng)該注意的是，設(shè)計具有較高技術(shù)水平(由上述四個性能指標(biāo)所確定的)的翼型所需要進(jìn)行的妥協(xié)不總會使飛機整體達(dá)到最好或最優(yōu)的技術(shù)水平，因為較高的技術(shù)水平會給最大升力、操縱特性或者較小的抖動限制方面帶來不好的影響。
有時，只在上述性能度量的前三個的基礎(chǔ)上對技術(shù)水平做出限制性的評價。從限制性的意義上來說，翼型的技術(shù)水平可以根據(jù)位于三維空間中的目標(biāo)巡航操作狀態(tài)來確定，其由最大值-厚度比(tmac/c)、升力系數(shù)(Cl)和馬赫數(shù)(M)進(jìn)行限定。為了將三維空間中的位置減小到單一“指標(biāo)”，就需要附加的前提或規(guī)則以使用下述方程ΔM＝[-1(Δtmax/c)]+[-1/7(ΔCl)]上述方程是基于下述前提由什么構(gòu)成相同的技術(shù)水平及由什么提供給涉及具有相同技術(shù)水平的兩種翼型的操作條件一個方法。常數(shù)-1和-1/7是基于歷史數(shù)據(jù)得來的(例如，對被認(rèn)為是技術(shù)等級相當(dāng)?shù)囊硇瓦M(jìn)行比較而得出)。不過，應(yīng)該注意的是，所述常數(shù)-1和-1/7僅僅是示例性的，其它的合適的常數(shù)也可以在上述方程中使用。
為了比較兩種翼型的技術(shù)水平，示例性的方法使用上述方程將兩種翼型調(diào)整至tmax/c和Cl的相同點，然后對所得的馬赫數(shù)進(jìn)行比較。因此可以通過馬赫數(shù)上的差異表示兩種翼型技術(shù)水平的差異。
另一種比較翼型技術(shù)水平的示例方法就是測繪阻力增加曲線(在升力系數(shù)為常數(shù)的情況下比較阻力系數(shù)與馬赫數(shù))。該類曲線可以用于表明的所述開縫機翼(顯示于圖16B中的壓力分布曲線的下方)的低阻力操作范圍比所述單元件翼型(顯示于圖16A中的壓力分布曲線的下方)延伸到更高的馬赫數(shù)，在厚度相同的同時稍微地提高了升力。當(dāng)然，可以重新設(shè)計所述開縫機翼以使用該技術(shù)優(yōu)勢，以達(dá)到除了較高速度之外的目的，例如，在與單元件翼型速度相同時達(dá)到甚至更高的升力。
在任何給定的技術(shù)水平上，一般都可能設(shè)計出廣泛的適合于不同優(yōu)選操作條件的獨立翼型，并體現(xiàn)在四個基本性能之間的不同折中方案。例如，一種翼型可以比另一種具有較高的操作馬赫數(shù)，但是這是以降低升力并提高阻力為代價的。對于有能力的設(shè)計人員來說，使用現(xiàn)代計算流體動力學(xué)工具來設(shè)計給定技術(shù)水平不同的翼型一般是一項簡單易作的任務(wù)。從另一方面來講，提高技術(shù)水平，例如通過提高其中一個基本性能而不影響到其它三個基本性能中的任何一個往往是比較困難的，設(shè)計人員開始時所使用的技術(shù)水平越高，那么所完成的任務(wù)也就越復(fù)雜。如果開始所研究的機翼處于現(xiàn)有技術(shù)中具有代表性的技術(shù)水平上，那么就極難做出有意義的改善了。
限制性能的主要因素與在翼型上表面的流的物理特性有關(guān)。要了解這些因素就需要查看典型的跨音速巡航翼型的壓力分布，在負(fù)刻度上以壓力系數(shù)(Cp)為單位繪制，如圖16A所示(引自美國專利6,293,497)。為了便于參考，所述翼型101的形狀顯示于壓力分布圖下方。在如圖所示的Cp刻度上，Cp＝0是自由流體在遠(yuǎn)離翼型處，假定以亞音速的速度，進(jìn)行流動的靜壓力。在表面的每個點上，Cp的值除了限定壓力外，還相當(dāng)于在緊靠表面上的薄粘性邊界層之外的特定流速值。負(fù)Cp(在水平軸上方)代表與自由流相比的低壓和高速，而正Cp(在水平軸下方)相當(dāng)于高壓和低速。特定水平的負(fù)Cp相當(dāng)于音速速度，并使用點線89表示。
壓力分布圖上的下曲線90代表了下表面91上的壓力，或高壓側(cè)，上曲線92代表了上表面93上的壓力。兩個曲線間的垂直距離表明了上表面93和下表面91之間的壓力，兩個曲線之間的區(qū)域與由翼型產(chǎn)生的總升力成比例。需要注意的是，在前緣附近稱之為“駐點”95處的Cp分布94中存在一個高的正峰值，即將到來的氣流首先“附著”于所述翼型表面的位置，并且在邊界層外的流速為零。也需要注意的是，在上下表面的Cp分布匯聚于所述后緣96，從而限定了單值Cp97，該值幾乎總是一個較小的正值。所述后緣處這一水平的Cp對于流的物理特性造成嚴(yán)重的影響。因為所述后緣Cp主要是由整體翼型厚度分布決定的，并且厚度也常常被大量的結(jié)構(gòu)和氣動力學(xué)因素所限制，所以設(shè)計者只能相對較少地控制后緣Cp。除了前緣的駐點和后緣，設(shè)計人員通過改變翼型形狀可以更多地控制壓力分布。
對于給定的翼型厚度和馬赫數(shù)來說，達(dá)到高技術(shù)水平的問題也就歸結(jié)為以低阻力水平最大限度地提升高系數(shù)的問題。完全通過增加下表面壓力而不減少翼型厚度來增加升力常常是不可能的。因此，設(shè)計人員的任務(wù)就是減少上表面的壓力從而盡可能地增加升力，但同時不要大幅度地增加阻力。在這一方面，如圖16A所示的壓力分布就代表了先進(jìn)的設(shè)計方法。圖中所示的操作條件與飛機任務(wù)中的早期巡航部分所使用的優(yōu)選操作條件相近似。這種條件下的阻力是相當(dāng)?shù)偷?，但是?dāng)馬赫數(shù)和/或升力系數(shù)增加時，阻力會快速增加。
需要注意的是，在所述翼型101前半部分中的上表面Cp92位于點線89之上，這表明那里的流是中級超音速的。該超音速區(qū)域正好在中弦后部由弱激波終止，在表面上表示為Cp98的突然增加到亞音速流的值特性。Cp在超音速區(qū)域99的分布有意識地設(shè)計成幾乎為平的，壓力是非常緩和地上升的，從而可以防止激波變成更強并導(dǎo)致阻力在其它條件下增加。激波之后，壓力100逐漸增加，即為“壓力恢復(fù)”，直到達(dá)到前緣的較小的正值Cp97。在恢復(fù)區(qū)域中激波和壓力分布的位置經(jīng)過仔細(xì)的設(shè)計適合在增加的升力和增加的阻力之間達(dá)到平衡。
增加升力的嘗試往往會使機翼無法達(dá)到有利的平衡，并同時增加阻力。例如，增加升力的一種方法就是將激波98向后移動。不過，這就需要較大的恢復(fù)(因為直接后激波Cp和后緣Cp基本上都是固定的)，這會使粘性邊界層變厚或者甚至從表面分離，這兩點都會導(dǎo)致明顯的阻力增加。另一種增加升力的方法就是降低激波前甚至更前的壓力(在整個所述翼型的前部將Cp曲線99上移并增加超音速流速)，但是這會增加跨越激波后的壓力，這也會導(dǎo)致所謂的激波阻力。對于現(xiàn)有技術(shù)的單元件跨音速翼型來說，在升力和阻力之間進(jìn)行的折中設(shè)計已經(jīng)達(dá)到了較高的精細(xì)度，已經(jīng)不可能在技術(shù)水平上進(jìn)行任何較大的改善了。
開縫跨音速巡航翼型523的形狀和最終壓力分布如圖16B所示(引自美國專利6,293,497)。所述翼型523包括兩個元件(前端元件560和后端元件561)，并通過曲形通道(562，所述縫)將其分離，空氣一般通過所述縫從下表面584流動到上表面564。在本例中，所述縫凸緣(565，前端元件的后緣)正好位于從所述前緣開始的整個弦的80％的后部，元件的重疊部分占整個弦長的大概3％。圖中示出了兩個元件的壓力分布，在翼型元件重疊的地方壓力分布也相重疊。與所述常規(guī)翼型相同，所述上曲線566、567表示在所述上表面564、583上產(chǎn)生Cp分布，所述下曲線568、569表示在所述下表面584、570上產(chǎn)生Cp分布。需要注意的是，存在兩個駐點571、572以及它們相應(yīng)的高壓波峰573、574，每個波峰上都對應(yīng)一個駐點，在此處，即將到來的流附著于每個前緣附近的表面。
為開始考慮流的物理特性，需要注意的是，所述開縫翼型523(圖16B中壓力分布圖的正下方)的優(yōu)選操作條件比單元件翼型101(圖16A中壓力分布圖的正下方)的要快，升力系數(shù)要稍稍高一些，而從結(jié)構(gòu)目的出發(fā)，兩種翼型具有相同的有效厚度。在所述開縫翼型的操作條件中，任何相同厚度的單元件翼型都具有極高的阻力。所述開縫翼型在技術(shù)水平方面的實質(zhì)性優(yōu)勢來自于這一事實，也就是說，壓力的最終恢復(fù)575出現(xiàn)于非常遠(yuǎn)的后部，開始于整個弦長的大概90％處并伴有弱激波576。這種壓力分布不可能出現(xiàn)在單元件翼型中，因為邊界層分離肯定會出現(xiàn)，從而防止激波向較遠(yuǎn)的后部移動。該機制可以被泛泛的稱為是“縫效應(yīng)”，通過該機制所述縫結(jié)合以下多個因素防止了邊界層產(chǎn)生分離1)前部元件560的上表面583上的邊界層受到處于縫凸緣565處的弱激波577的影響，但是在所述前部元件上不存在激波之后的壓力恢復(fù)。這一點是可能的，因為所述后部元件561會促使在所述前部元件的后緣的一個提高的“散布速度”(在所述前部元件上的后緣CP578是一個較大的負(fù)值，而單元件翼型上的后緣CP一般都是正值)。
2)在前部元件560的上表面和下表面邊界層匯聚于后緣565并形成有尾流，該尾流在所述后部元件的上表面564上流動，與形成于所述后部元件上表面的邊界層仍然具有本質(zhì)上的不同。在整個所述后部元件561的后部，所述尾流受強壓力提高575、576的影響，但是強烈的湍流混合可以使所述尾流免受逆流的影響。
3)在所述后部元件561的上表面564的邊界層具有很短的距離，其在該距離上從所述后部元件的前緣附近的駐點572處開始膨脹，所以在遇到最終的弱激波576和壓力恢復(fù)區(qū)575時還很薄，能夠仍然保持附著狀態(tài)。關(guān)于壓力分布和邊界層展開，所述后部元件561實際上憑其自身是一個分離的翼型，具有大概從其弦長的中點處開始的弱激波和壓力恢復(fù)區(qū)，對此我們期望其上可能會出現(xiàn)附著流。
圖16B的上表面壓力分布能夠?qū)崿F(xiàn)所述縫效應(yīng)的一個相對極端的例子。在圖16B中和圖16A中的單元件壓力分布之間的很多較少極端的中等的壓力分布的范圍也可以利用所述開縫效應(yīng)。所述前部元件560的激波不會一直延伸至后部的縫凸緣565，而且在所述后部元件561的上表面564上也不會存在超音速區(qū)域。實際上，圖16B示出了當(dāng)所述翼型以低于所示狀態(tài)的馬赫數(shù)和升力系數(shù)運行時的一系列這樣的中等壓力分布。所述縫效應(yīng)仍然是需要的，以防止在這些其它條件下的出現(xiàn)氣流分離。
在下表面上的壓力分布有助于提高圖16B中的開縫翼型523的技術(shù)水平。將所述開縫翼型523的后端元件560中的下表面584上的壓力分布568與圖16A的單元件翼型101的下表面91上的相關(guān)壓力分布90相比較。所述開縫翼型523上較平的壓力分布會導(dǎo)致所述翼型523的下表面的較小曲率，也導(dǎo)致所述翼型523在主結(jié)構(gòu)箱的前翼梁和后翼梁所處的位置處具有較大的深度(一般是整個弦長的15％和64％)。較平的下表面和較深的梁翼對主結(jié)構(gòu)箱的結(jié)構(gòu)有效性來說都是有利的。這一優(yōu)勢也可以轉(zhuǎn)化用于提升馬赫數(shù)和升力系數(shù)，同時保持所述機翼箱的結(jié)構(gòu)有效性(撓曲強度)與單元件機翼的相同。
圖20示出了常規(guī)翼型600的側(cè)視圖，該翼型設(shè)計用來以高亞音速和/或跨音速速度進(jìn)行巡航。所述翼型600包括單開縫后緣襟翼602。在圖20中，所述襟翼602處于縮回位置604，例如，在巡航時。在縮回位置604中，所述襟翼602的前端606套入并隱藏于所述翼型600的輪廓線中。這樣，所述翼型600構(gòu)成流線型、并且在氣動力學(xué)上平滑的外表面，該表面至多可以包括一些小階形或縫隙。
應(yīng)該注意的是，所述翼型600和襟翼602的輪廓僅僅是示意性的。也應(yīng)該注意的是，常規(guī)巡航翼型一般都裝有前緣升高裝置，但是在圖20至22中沒有示出該設(shè)備。
在圖21中，所述襟翼602以展開位置608被示出，例如，在起飛狀態(tài)。圖22示出了在另一個展開位置610的襟翼602，但是比圖21中所示的偏角更大。如圖22所示的展開位置610可以用于，例如，著陸狀態(tài)。
為了將所述襟翼602從縮回位置604(圖20)展開至任何一個展開位置608(圖21)或610(圖22)，所述襟翼602都要向后部移動。將所述襟翼602向后部移動以展開襟翼602的同時會打開一個空洞612，一般稱為“內(nèi)凹”。如圖21和22所示，所述空洞612是非流線型的，并且包括在所述主或前翼型元件618的后端616中陡現(xiàn)的下邊緣614。
在具有超過一個縫(例如，雙開縫后緣襟翼等)的常規(guī)后緣襟翼系統(tǒng)中，當(dāng)襟翼系統(tǒng)展開時，一般會打開超過一個的非流線型內(nèi)凹。
因為非流線型內(nèi)凹的存在不會明顯的影響升高性能，所以也沒有什么必要使用氣動力學(xué)上的優(yōu)秀方法設(shè)計升高用的縫。不過，在巡航中，已經(jīng)觀察到位于縫之前的非流線型內(nèi)凹的存在會引起明顯的，有時是不可接受的阻力消耗。對于給定的常規(guī)升高襟翼的形狀以及由襟翼展開所設(shè)定的襟翼-內(nèi)凹區(qū)域，升高用的縫常常在巡航飛行中關(guān)閉，從而避免出現(xiàn)由襟翼-內(nèi)凹所引起的阻力消耗。
如圖6、16B和17所示，本發(fā)明的實施例包括帶有一個或多個縫的翼型，這些縫被限定具有平滑流線型的輪廓并且不帶有非流線型內(nèi)凹。這些縫包括具有很好的流線型的、氣動力學(xué)上設(shè)計平滑的通道。消除非流線型內(nèi)凹并將所述縫設(shè)定為具有很好流線型的、氣動力學(xué)上平滑的通道，這也可以使所述縫在巡航和其它跨音速狀態(tài)下開啟，從而在巡航或其它跨音速狀態(tài)下改善性能。
除了為翼型提供如上面所述的巡航縫外，翼型的整體形狀或輪廓也可以專門設(shè)計以利用所述縫效應(yīng)(縫效應(yīng)的描述見上面)。比較圖16A和16B可以得出開縫翼型523和常規(guī)未開縫翼型101之間的翼型形狀的示例性差異。例如，盡管在兩種翼型形狀之間也存在有其它的微妙差異，所述開縫翼型523的上表面583一般比所述常規(guī)翼型101的上表面93平坦。
展開巡航襟翼(至少設(shè)定有一個巡航縫的襟翼)需要襟翼向后移動的距離少于展開常規(guī)單開縫升高襟翼向后移動的距離。例如，如圖20至22所示，所述常規(guī)單開縫升高襟翼602需要向后移動較大的距離才能將所述內(nèi)凹612打開到足夠的寬度，從而不阻礙氣流經(jīng)過所述縫620。從另一個方面來講，雖然所述巡航襟翼和主翼型元件之間的重疊優(yōu)選情況下比較短，但是本發(fā)明的實施例使用巡航縫，即使在設(shè)定有所述巡航縫的巡航襟翼完全縮回時，仍然保持基本上打開。因為所述巡航襟翼在巡航和升高位置之間向后的較大位移往往會將巡航縫打開得過大并阻礙升高性能的提高，所以至少在一些實施例中所述巡航襟翼在巡航和升高位置之間展開時向后的移動優(yōu)選狀態(tài)是最小化的。
后緣升高系統(tǒng)可以以各種方式與開縫翼型集成起來。
對于沿機翼翼展方向沒有設(shè)定巡航縫的部分，所述后緣升高系統(tǒng)也不必要設(shè)定巡航縫。因此，各種常規(guī)升高襟翼中的任何一個都可以作為不具有巡航縫的機翼部分。
沿著機翼翼展中具有一個或多個巡航縫的部分可以使用很多方案。例如，至少一個實施例中帶有設(shè)定了至少一個巡航縫的襟翼，并且通過增加該襟翼的偏轉(zhuǎn)角度也可以將其用作單開縫升高襟翼。不論設(shè)定巡航縫還是用作單開縫升高襟翼，相同的機翼和襟翼的輪廓都是暴露在氣流中的，只是襟翼的偏轉(zhuǎn)角度有所不同。
一些實施例中的翼型帶有至少一個巡航縫，和至少一個常規(guī)升高縫，優(yōu)選情況是將這些縫設(shè)定于所述巡航縫的上游。在這些實施例中，所述巡航縫也可以作為升高縫。
在部分翼展開縫機翼的優(yōu)選實施例中，只沿著所述機翼的外側(cè)部分設(shè)定有巡航縫，例如在所述平面結(jié)構(gòu)突變點和所述翼尖之間向翼展方向延伸的部分。除了所述巡航縫，所述外側(cè)部分也可以具有后緣升高系統(tǒng)。所述巡航縫僅僅可以作為機翼外側(cè)的升高縫，或者說，所述巡航縫可以作為升高縫，并與一個或多個由所述機翼外側(cè)部分設(shè)定的其它常規(guī)升高縫在一起。
在部分翼展開縫機翼的至少一個優(yōu)選實施例中，巡航縫不是由內(nèi)側(cè)部分所設(shè)定的，例如在所述翼根和平面結(jié)構(gòu)突變點之間沿翼展方向延伸的部分。相反，所述內(nèi)側(cè)部分包括常規(guī)后緣升高系統(tǒng)，將其展開后就開啟了一個或多個升高縫以及所述升高縫上游的一個或多個非流線型內(nèi)凹。不過，在巡航飛行中，所述后緣升高系統(tǒng)優(yōu)選狀態(tài)下是縮回的，從而關(guān)閉所述升高縫并消除所述非流線型內(nèi)凹。
雖然已經(jīng)對不同的優(yōu)選實施例進(jìn)行了描述，但是所屬領(lǐng)域的技術(shù)人員也可以在不脫離本發(fā)明的概念的情況下進(jìn)行修改或變體。上述示例只是用于說明本發(fā)明而不是對其進(jìn)行限制。因此，應(yīng)該自由地在相關(guān)現(xiàn)有技術(shù)的基礎(chǔ)上理解說明和權(quán)利要求。
權(quán)利要求
1.一種后掠翼型包括至少一個具有上表面和下表面的前端翼型元件；至少一個具有上表面和下表面的后端翼型元件；以及至少一個由所述翼型在所述翼型的至少一個跨音速狀態(tài)下設(shè)定的縫，所述縫使沿所述前端翼型元件的下表面流動的部分空氣分離，并使其在所述后端翼型元件的上表面上流動，以改善在跨音速狀態(tài)下的性能。
2.一種包括權(quán)利要求1所述的后掠翼型的飛行器機翼。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼，其中，所述縫包括設(shè)定于所述前端和后端翼型元件之間不帶非流線型內(nèi)凹的氣動力學(xué)上的光滑通道。
4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼，其中，通過從下述組成的組中選取一個或多個的標(biāo)準(zhǔn)設(shè)置所述縫，以改善所述機翼的性能，所述組包括提高巡航速度；增加升力；增加厚度；減少后掠角；減少阻力；或者上述各項的組合。
5.根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼，其中，所述縫僅僅沿所述機翼翼展的一部分向翼展方向延伸。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的機翼，其中，所述縫沿翼展方向從所述機翼的大約平面結(jié)構(gòu)突變點處開始向所述機翼的大約翼尖處延伸。
7.根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼，其中，所述縫在機翼上在跨音速狀態(tài)下出現(xiàn)氣流分離并導(dǎo)致增加阻力的部分上延伸。
8.根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼，其中，所述縫沿翼展方向基本上從所述機翼的根部向翼尖連續(xù)地延伸。
9.根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼，其中，所述縫被設(shè)置成可以將由超音速氣流產(chǎn)生的激波沿所述機翼推至在所述機翼上的較后位置。
10.根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼，其中，所述縫被設(shè)置成可以增加所述機翼的阻力-發(fā)散馬赫數(shù)大小，同時至少能夠保持所述機翼相當(dāng)?shù)臍鈩恿W(xué)效率。
11.根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼，其中，所述縫被設(shè)置成可以緩解激波并使所述機翼提供較高的巡航速度。
12.根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼，還包括與所述前端和后端翼型元件相耦合的致動器結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)用于使所述前端和后端翼型元件的一個相對另一個產(chǎn)生移動，從而對所述縫進(jìn)行調(diào)整。
13.根據(jù)權(quán)利要求12所述的機翼，其中，所述致動器結(jié)構(gòu)被設(shè)置成可以通過一個或多個從操作組中選定的操作對所述縫進(jìn)行調(diào)整，所述操作組包括調(diào)整能夠分離所述前端和后端翼型元件的縫隙，所述縫隙設(shè)定了所述縫；調(diào)整所述前端和后端翼型元件之間的相對高度；并且調(diào)整所述前端和后端翼型元件之間的角度。
14.根據(jù)權(quán)利要求12所述的機翼，其中，所述縫包括多個沿所述機翼縱向布置的區(qū)段，每個區(qū)段都可以通過所述致動器結(jié)構(gòu)獨立地進(jìn)行調(diào)整，從而可以在所述翼展不同位置對所述縫不同地進(jìn)行調(diào)整。
15.根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼，還包括與所述前端和后端翼型元件相耦合的致動器結(jié)構(gòu)，用于使所述前端和后端翼型元件中的一個相對另一個產(chǎn)生移動，從而在至少一個亞音速狀態(tài)下關(guān)閉所述縫，并在所述跨音速狀態(tài)下開啟所述縫。
16.根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼，其中，至少一個縫包括多個沿所述機翼縱向布置的縫。
17.根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼，還包括至少一個設(shè)置于兩個未開縫機翼區(qū)域之間的開縫機翼區(qū)域。
18.根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼，還包括至少一個設(shè)置于兩個開縫機翼區(qū)域之間的未開縫機翼區(qū)域。
19.根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼，其中，所述跨音速狀態(tài)是從包括有巡航狀態(tài)和操縱狀態(tài)的組中選出的一個或多個狀態(tài)。
20.根據(jù)權(quán)利要求2所述的機翼，其中所述前端翼型元件包括主機翼部分；所述后端翼型元件包括襟翼；并且所述機翼還包括致動器結(jié)構(gòu)，用于在巡航時調(diào)整所述襟翼，從而改善機翼在巡航時的性能。
21.一種包括權(quán)利要求1所述的翼型的飛行器。
22.一種翼型包括至少一個具有上表面和下表面的前端翼型元件；至少一個具有上表面和下表面的后端翼型元件；和至少一個由所述翼型在所述翼型的至少一個跨音速狀態(tài)下設(shè)定的部分翼展縫，所述縫使沿所述前端翼型元件的下表面流動的部分空氣分離，并使其在所述后端翼型元件的上表面上流動，從而在跨音速狀態(tài)下得到性能上的改善。
23.一種包括權(quán)利要求21所述的后掠翼型的飛行器機翼。
24.根據(jù)權(quán)利要求23所述的機翼，其中，所述縫包括設(shè)定于所述前端和后端翼型元件之間不帶非流線型內(nèi)凹的氣動力學(xué)上的光滑通道。
25.根據(jù)權(quán)利要求23所述的機翼，其中，通過從下述組成的組中選取一個或多個的標(biāo)準(zhǔn)設(shè)置所述縫，以改善所述機翼的性能，所述組包括提高巡航速度；增加升力；增加厚度；減少后掠角；減少阻力；或者上述各項的組合。
26.根據(jù)權(quán)利要求23所述的機翼，其中，所述縫沿翼展方向從所述機翼的大約平面結(jié)構(gòu)突變點處開始向所述機翼的大約翼尖處延伸。
27.根據(jù)權(quán)利要求23所述的機翼，其中，所述縫在機翼上在跨音速狀態(tài)下出現(xiàn)氣流分離并導(dǎo)致增加阻力的部分上延伸。
28.根據(jù)權(quán)利要求23所述的機翼，其中，所述縫被設(shè)置成可以將由超音速氣流產(chǎn)生的激波沿所述機翼推至在所述機翼上的較后位置。
29.根據(jù)權(quán)利要求23所述的機翼，其中，所述縫被設(shè)置成可以增加所述機翼的阻力-發(fā)散馬赫數(shù)大小，同時至少能夠保持所述機翼相當(dāng)?shù)臍鈩恿W(xué)效率。
30.根據(jù)權(quán)利要求23所述的機翼，其中，所述縫被設(shè)置成可以緩解激波并使所述機翼提供較高的巡航速度。
31.根據(jù)權(quán)利要求23所述的機翼，還包括與所述前端和后端翼型元件相耦合的致動器結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)用于使所述前端和后端翼型元件的一個相對另一個產(chǎn)生移動，從而對所述縫進(jìn)行調(diào)整。
32.根據(jù)權(quán)利要求31所述的機翼，其中，所述致動器結(jié)構(gòu)被設(shè)置成可以通過一個或多個從操作組中選定的操作對所述縫進(jìn)行調(diào)整，所述操作組包括調(diào)整能夠分離所述前端和后端翼型元件的縫隙，所述縫隙設(shè)定了所述縫；調(diào)整所述前端和后端翼型元件之間的相對高度；并且調(diào)整所述前端和后端翼型元件之間的角度。
33.根據(jù)權(quán)利要求31所述的機翼，其中，所述縫包括多個沿所述機翼縱向布置的區(qū)段，每個區(qū)段都可以通過所述致動器結(jié)構(gòu)獨立地進(jìn)行調(diào)整，從而可以在所述翼展不同位置對所述縫不同地進(jìn)行調(diào)整。
34.根據(jù)權(quán)利要求23所述的機翼，還包括與所述前端和后端翼型元件相耦合的致動器結(jié)構(gòu)，用于使所述前端和后端翼型元件中的一個相對另一個產(chǎn)生移動，從而在至少一個亞音速狀態(tài)下關(guān)閉所述縫，并在所述跨音速狀態(tài)下開啟所述縫。
35.根據(jù)權(quán)利要求23所述的機翼，其中，至少一個部分翼展縫包括多個沿所述機翼縱向布置的縫。
36.根據(jù)權(quán)利要求23所述的機翼，還包括至少一個設(shè)置于兩個未開縫機翼區(qū)域之間的開縫機翼區(qū)域。
37.根據(jù)權(quán)利要求23所述的機翼，還包括至少一個設(shè)置于兩個開縫機翼區(qū)域之間的未開縫機翼區(qū)域。
38.根據(jù)權(quán)利要求23所述的機翼，其中，所述跨音速狀態(tài)是從包括有巡航狀態(tài)和操縱狀態(tài)的組中選出的一個或多個狀態(tài)。
39.根據(jù)權(quán)利要求23所述的機翼，其中所述前端翼型元件包括主機翼部分；所述后端翼型元件包括襟翼；并且所述機翼還包括致動器結(jié)構(gòu)，用于在巡航時調(diào)整所述襟翼，從而改善機翼在巡航時的性能。
40.根據(jù)權(quán)利要求23所述的機翼，其中，所述機翼是后掠式的。
41.一種包括根據(jù)權(quán)利要求40所述的機翼的飛行器。
42.一種包括根據(jù)權(quán)利要求22所述的翼型的飛行器。
43.一種設(shè)計飛行器機翼的方法，所述機翼帶有前端翼型元件、后端翼型元件，和在至少一個跨音速狀態(tài)下設(shè)定于所述前端翼型元件和后端翼型元件之間的至少一個縫，所述方法包括在跨音速狀態(tài)下調(diào)整所述縫，從而獲得跨音速狀態(tài)下的性能改善。
44.根據(jù)權(quán)利要求43所述的方法，其中，所述跨音速狀態(tài)是從包括有巡航狀態(tài)和操縱狀態(tài)的組中選出的一個或多個狀態(tài)。
45.根據(jù)權(quán)利要求43所述的方法，其中所述前端翼型元件包括主機翼部分；所述后端翼型元件包括襟翼；并且對所述縫的調(diào)整包括使用所述襟翼裝置。
46.根據(jù)權(quán)利要求43所述方法，其中，對所述縫進(jìn)行調(diào)整包括一個或多個從操作組中選定的操作，所述操作組包括調(diào)整能夠分離所述前端和后端翼型元件的縫隙，所述縫隙設(shè)定了所述縫；調(diào)整所述前端和后端翼型元件之間的相對高度；并且調(diào)整所述前端和后端翼型元件之間的角度。
47.根據(jù)權(quán)利要求43所述的方法，還包括在所述機翼的至少一個亞音速狀態(tài)下關(guān)閉所述縫。
48.根據(jù)權(quán)利要求43所述的方法，其中，所述縫包括部分翼展縫。
49.根據(jù)權(quán)利要求43所述的方法，其中，所述縫包括基本上沿所述機翼的翼展的整個長度從所述機翼的大約翼根處開始向所述機翼的大約翼尖處延伸的單一縫。
50.根據(jù)權(quán)利要求43所述的方法，其中，所述縫包括設(shè)定于所述前端和后端翼型元件之間不帶非流線型內(nèi)凹的氣動力學(xué)上的光滑通道。
51.一種設(shè)計后掠飛行器機翼的方法，包括使用至少一個由所述機翼設(shè)定的縫，其在所述機翼的至少一個跨音速狀態(tài)下使得沿所述機翼下表面流動的部分空氣轉(zhuǎn)向出現(xiàn)分離并流動在所述機翼的上表面，所述空氣的轉(zhuǎn)向至少可以延遲在跨音速狀態(tài)下導(dǎo)致阻力增加的氣流分離，從而使跨音速狀態(tài)下的性能得到改善。
52.根據(jù)權(quán)利要求51所述的方法，進(jìn)一步包括在跨音速狀態(tài)下對所述縫的調(diào)整。
53.根據(jù)權(quán)利要求51所述的方法，其中，對所述縫的調(diào)整包括至少一個或多個從操作組中選定的操作，所述操作組包括調(diào)整一分離所述前端和后端翼型元件的縫隙，所述縫隙設(shè)定了所述縫；調(diào)整所述前端和后端翼型元件之間的相對高度；并且調(diào)整所述前端和后端翼型元件之間的角度。
54.根據(jù)權(quán)利要求51所述的方法，其中所述前端翼型元件包括主機翼部分；所述后端翼型元件包括襟翼裝置；并且對所述縫的調(diào)整包括使用所述襟翼裝置。
55.根據(jù)權(quán)利要求51所述的方法，其中，所述縫包括部分翼展縫。
56.根據(jù)權(quán)利要求51所述的方法，其中，所述縫包括基本上沿所述機翼的翼展的整個長度從所述機翼的大約翼根處開始向所述機翼的大約翼尖處延伸的單一縫。
57.根據(jù)權(quán)利要求51所述的方法，還包括在處于或接近跨音速狀態(tài)時開啟所述縫。
58.根據(jù)權(quán)利要求51所述的方法，還包括在機翼的至少一個亞音速狀態(tài)下關(guān)閉所述縫。
59.根據(jù)權(quán)利要求51所述的方法，其中，所述縫包括設(shè)定于所述前端和后端翼型元件之間不帶非流線型內(nèi)凹的氣動力學(xué)上的光滑通道。
60.一種設(shè)計飛行器機翼的方法，該機翼帶有主機翼部分、襟翼裝置和至少一個在巡航時設(shè)定于所述主機翼部分和所述襟翼裝置之間的縫，所述方法包括驅(qū)動所述襟翼裝置在巡航時調(diào)整所述襟翼裝置，從而獲得巡航時的性能改善。
61.根據(jù)權(quán)利要求60所述的方法，其中，所述縫包括設(shè)定于所述前端和后端翼型元件之間不帶非流線型內(nèi)凹的氣動力學(xué)上的光滑通道。
全文摘要
一種飛行器機翼包括前端翼型元件(36)和后端翼型元件(38)。在機翼的至少一個跨音速狀態(tài)下，所述機翼設(shè)定有至少一個縫(12)。所述縫(12)可以僅僅沿機翼翼展的一部分向翼展方向延伸，或者也可以沿整個機翼翼展向翼展方向延伸。在任意一種情況下，所述縫(12)都可以使沿所述前端翼型元件(36)的下表面(18)流動的一部分空氣分離并使其在所述后端翼型部分(38)的上表面上流動從而獲得跨音速狀態(tài)下的性能的改善。
文檔編號B64C3/10GK1720167SQ200380104761
公開日2006年1月11日 申請日期2003年10月9日 優(yōu)先權(quán)日2002年10月9日
發(fā)明者賈力明, 詹姆斯·D·麥克萊恩, 戴維·P·威特科斯基, 史蒂文·E·克里斯特, 理查德·L·坎貝爾, 約翰·C·瓦斯伯格 申請人:波音公司, 由美國國家航空航天局局長代表的美利堅合眾國