开缝的飞行器机翼制造技术

一种后掠翼型包括：　　　　至少一个具有上表面和下表面的前端翼型元件；　　　　至少一个具有上表面和下表面的后端翼型元件；以及　　　　至少一个由所述翼型在所述翼型的至少一个跨音速状态下设定的缝，所述缝使沿所述前端翼型元件的下表面流动的部分空气分离，并使其在所述后端翼型元件的上表面上流动，以改善在跨音速状态下的性能。（*该技术在2023年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
概括来说，本专利技术涉及飞行器，尤其涉及开缝的飞行器机翼以及改善飞行器巡航性能的方法。
技术介绍
许多飞行器的机翼都使用常规翼型进行设计。常规翼型的上下表面汇合形成钝头的或圆的前缘，以及尖锐的后缘。常规翼型也被用于跨音速机翼(即，为跨音速飞行所设计的机翼)。当飞行器上的气流速度是亚音速流(例如，小于声速的流速度)和超音速流(例如，大于声速的流速度)的混合时，飞行器就会进行跨音速飞行。机翼上表面流动的空气由于上表面弯曲率而被加速以产生升力。结果，在飞机上的一部分气流达到声音速度(例如，达到声速)时的飞行器的速度可能小于一个马赫数。简要地说，马赫数就是飞行器的飞行速度与飞行器当前高度处声音速度的比率。当飞行器以声音的速度飞行时会达到一马赫。临界马赫数(Mcrit)就是沿飞行器的气流在某处达到声音速度时飞行器飞行速度的马赫数当飞行器上任意部分的气流确实达到声音速度时，就会在此处产生激波。如果飞行器的马赫数超过了临界马赫数，那么翼型的上下表面都会产生超音速气流，从而导致在整个翼型上产生激波。在跨音速飞行时，常常会存在由激波划界的多个局部超音速区域。越过激波，空气的压力和密度都大大增加，从而导致非等熵的或者不可恢复的损失，被归类为波阻。当飞行器的马赫数增加时，阻力会明显地骤增，即被称为是跨音速阻力增长。激波会减慢气流，并因此增加压力，导致越过激波出现逆压梯度。取决于激波的强度，所述逆压梯度可造成气流在激波底部处与机翼表面出现局部分离。在跨音速飞行过程中，激波以及由激波引起的边界层分离一直是飞行器整个阻力的主要组成部分。跨音速阻力开始大幅增加时的马赫数被称为“阻力散度马赫数”(Mdd)。由于飞行器的马赫数稍稍超过阻力散度马赫数就会导致飞行器阻力的明显增加，所以在这种条件下进行操作在经济上常常是不切实际的。已经采用了多种方法，用于将跨音速阻力提高到较高马赫数，从而减少在给定跨音速速度上的波阻。一些比较通用的方法包括使用制造成本较昂贵的大后掠翼、薄翼型和后突起(aft-camber)的机翼。超临界翼型产生较高的临界马赫数。超临界翼型一般都具有能够减少气流加速度的扁平化的上表面以及能够提供大部分升力的高突起后部段。后部加载的机翼将升力的中心后移，从而导致较大下俯力矩。下俯力矩的增加最终都需要机翼和水平尾翼的加倍运转以平衡飞行中的飞行器。与平衡飞行器有关的阻力即指配平(trim)阻力。较大的下俯力矩一般会增加配平阻力。除了考虑空气动力学因素之外，其他因素也会限制实际翼型的薄厚程度。例如，较薄的机翼提供的燃料容量较小。而且，由于较薄机翼具有较浅的结构箱，所以使用较薄机翼常常会增加机翼的整体重量。使用较大机翼也可以增加阻力散度马赫数，从而减少在给定跨音速飞行速度下的波阻。对于较大的机翼面积，需要使用具有较低升力系数的翼型，从而也会导致较小的波阻。不过，较大机翼的增大的润湿(wetted)面积通常会使机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够抵消或者超过任何波阻的减少。名称为“具有非后掠开缝巡航机翼翼型的飞机”的美国专利6,293,497揭示了一种非后掠的、或者基本上非后掠的机翼，该种机翼使用开缝巡航翼型技术，与后掠式未开缝飞行器机翼相比，具有较高的巡航速度，同时在低速飞行时也可获得较大的升力。美国专利6,293,497的全部内容合并在这里作为参考，充分地进行论述。
技术实现思路
飞行器机翼包括至少一个前端翼型元件和至少一个后端翼型元件。在所述机翼的至少一个跨音速状态期间，所述机翼应该开有至少一个缝。所述缝可以仅仅沿着翼展的一部分向翼展方向延伸，也可以沿着整个翼展向翼展方向延伸。在任意一种情况下，所述缝都可以使沿所述前端翼型元件的下表面流动的部分空气分离，并使其在所述后端机翼元件的上表面上流动，从而改善了跨音速状态的性能。在示例性实施例中，所述机翼包括一个部分翼展缝，所述缝优选从大约翼展中间开始并向外延伸至翼尖，至少能使翼尖效应大大削弱或超过所述缝效应。本专利技术的另一种形式提供了用于飞行一个飞行器机翼的一些方法。在一个实施例中，一种方法基本包括在至少一个跨音速状态下对设定于前端翼型元件和后端翼型元件之间的缝进行调整，从而使跨音速状态的性能得到改善。在另一个实施例中，一种方法基本包括使用一个缝，在飞行器机翼的至少一个跨音速状态中使沿机翼下表面流动的部分空气转向以使其分离并在机翼上表面流动。所述空气的转向至少会延迟导致阻力增加的气流分离，从而在跨音速状态下改善性能。在进一步的实施例中，一种方法基本包括在巡航状态时驱动襟翼装置以调整所述襟翼装置，从而改善巡航状态时的性能。通过本文后面的详细描述，可以明显得出本专利技术应用的更深领域。应该理解的是，详细的说明和具体的实例在说明本专利技术至少一个示例性实施例的同时，其目的仅仅是为了说明，而不是限制本专利技术的范围。附图说明通过详细描述和附图可以更完整地理解本专利技术，其中图1是根据本专利技术的一个实施例所述的包括部分翼展缝的后掠翼的俯视图； 图2是根据本专利技术的另一实施例所述的包括全翼展缝的后掠翼的俯视图；图3是常规未开缝机翼的俯视图，图中示出了在中等巡航速度升力系数和马赫数时的激波位置以及超音速气流区域；图4是图1所示的部分翼展开缝机翼的俯视图，图中示出了在中等巡航速度升力系数和马赫数时的激波位置以及超音速气流区域；图5是图2所示的全翼展开缝机翼的俯视图，图中示出了在中等巡航速度升力系数和马赫数时的激波位置以及超音速气流的区域；图6是图1所示的机翼的侧剖面视图，图中示出了根据本专利技术所述的一个实施例用于巡航飞行时，在平面结构突变点的开缝机翼区域的前端和后端翼型剖面；图7是图1所示的机翼的侧剖面视图，图中示出了根据本专利技术的一个实施例所述的非开缝机翼区域在根部和平面结构突变点处的翼剖面；图8示出了如图6所示的前端和后端翼型剖面重叠于图7所示的平面结构突变点的翼型剖面；图9是总结了风洞测试结果所得的线形图，风洞测试所使用的模型中一个是装有部分翼展缝的机翼、机身和垂直尾翼的模型，另一个是带有常规跨声速机翼、机身和垂直尾翼的模型；图10是总结了风洞测试结果所得的线形图，风洞测试所使用的模型中一个是装有部分翼展缝的机翼的飞行器模型，另一个是装有常规跨音速机翼的飞行器模型；图11是根据本专利技术的另一实施例所述的包括翼尖设备的开缝机翼的俯视图；图12是与调整并调整所述缝的开缝机翼的操作相关的主动控制系统的简单方框图；图13是根据本专利技术的另一实施例所述的带有两个部分翼展缝的机翼的俯视图；图14是根据本专利技术的另一实施例所述的带有两个部分翼展缝的机翼的俯视图；图15开缝机翼的俯视图，其中所述缝包括多个独立可调整区段；图16A示出了常规非开缝翼型的压力分布； 图16B示出了开缝翼型的压力分布；图17是二维开缝翼型设计的气流或者压力场的计算流体动力学(CFD)模型样本；图18A是按照本专利技术的至少一个实施例所述的部分翼展开缝机翼的有限元模型的透视图；图18B是如图18A所示的襟翼支架的更详细的透视图；图19A和19B是根据本专利技术的至少一个实施例所述的分别带有和不带有襟翼支架的部分翼展开缝机翼的下机翼表面上的气流场或压力场的三维CFD模型样本；图20是示出带有单开缝的后缘襟翼的翼型的被收起的侧视图；图21是如图本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】

【专利技术属性】
技术研发人员：贾力明，詹姆斯·D·麦克莱恩，戴维·P·威特科斯基，史蒂文·E·克里斯特，理查德·L·坎贝尔，约翰·C·瓦斯伯格，
申请(专利权)人：波音公司，由美国国家航空航天局局长代表的美利坚合众国，
类型：发明
国别省市：