用于增强飞行器的高升力性能的系统和方法技术方案

本申请涉及用于增强飞行器的高升力性能的系统和方法。具体的，涉及一种用于飞行器(100)的减阻系统，该减阻系统可以包括空气喷射器(300)，该空气喷射器具有喷射口(318)，该喷射口(318)位于翼面主部件(122)的后部(130)与后缘装置(200)的前部(202)之间。所述空气喷射器(300)可以被配置成，按空气射流(322)经过所述后缘装置(200)的上表面(204)的方式从所述喷射口(318)排出所述空气射流(322)。

【技术实现步骤摘要】

本公开总体上涉及空气动力学，更具体地说，涉及用于改进飞行器的高升力(high-lift)性能的系统和方法。
技术介绍
高升力性能是飞行器设计方面的关键目标，并且可以用飞行器起飞和/或着陆期间的性能来表示。具有改进高升力性能的飞行器对于指定跑道长度来说，可以具有相对较高的最大起飞重量。另选的是，具有改进高升力性能的飞行器对于指定最大起飞重量来说，可以需要减少的跑道长度。由高升力性能所提供的其它优点包括减少失速和/或增加航程。飞行器的高升力性能可以由一个或更多个类型的大升力系统或装置来提供。例如，飞行器的机翼可以包括前缘缝翼(leading edge slat)和/或后缘襟翼(trailing edge flap)，其可以在起飞和着陆期间展开以增加升力。大升力装置在展开时优选地产生相对少量的空气动力学阻力，以使飞行器具有高升阻比(lift-to-drag ratio，L/D)。高L/D可以导致针对飞行器的增加净荷容量、减少跑道长度需求、和/或更长航程。例如，对于双发动机运输飞行器来说，L/D在起飞期间1％的增加可以导致净荷容量增加直至几千磅或者航程增加直至150海里。另外，L/D在起飞期间的增加可以考虑到发动机尺寸的减少，其可以直接转化成飞行器结构性质量的减少和燃料效率的改进和/或发动机排放的减少。大升力装置还优选地增加了飞行器的最大升力系数(lift coefficient，CLmax)，其可以导致飞行器高升力性能的显著改进。例如，针对一示例运输飞行器，CLmax的1.5％增加对于固定进场速度来说可以导致净荷容量增加直至6600磅。用于改进飞行器的L/D和CLmax的常规方法依靠在机翼的几何约束内调节大升力系统。例如，可以尝试调节前缘缝翼和后缘襟翼的几何结构和展开特征，以改经起飞和着陆时的L/D和CLmax。遗憾的是，调节这种大升力装置的几何结构和展开特征代表了对高升力性能的限制。如可以看出，在针对用于改进飞行器的高升力性能的系统和方法领域，存在不受机翼和/大升力装置的几何约束的需要。
技术实现思路
具体通过提供包括至少一个空气喷射器的减阻系统的本公开，来致力于解决并减轻与飞行器的高升力性能相关联的上述需要。所述空气喷射器可以具有喷射口，该喷射口位于翼面主部件的后部与后缘装置的前部之间。所述空气喷射器可以被配置成，按空气射流经过所述后缘装置的上表面的方式从所述喷射口排出所述空气射流。在另一实施方式中，公开了一种用于飞行器机翼的减阻系统。所述减阻系统可以包括空气喷射器，该空气喷射器具有喷射口，该喷射口位于机翼后梁上或附近并且定位在后缘襟翼的前部的前方。所述空气喷射器可以被配置成，在展开所述后缘装置，使绕流从所述翼面的下表面向上经过主凹口并且经过所述后缘装置的上表面时，按空气射流经过所述后缘装置的上表面的方式从所述喷射口排出所述空气射流。还公开了一种减少翼面的空气动力学阻力的方法。所述方法可以包括以下步骤：从空气喷射器的喷射口排出空气射流。所述喷射口可以位于翼面主部件的后部与后缘装置的前部之间。所述方法还可以包括以下步骤：引导所述空气射流，以使所述空气射流在所述后缘装置的上表面上经过。已经讨论的特征、功能以及优点可以在本公开的不同实施方式中独立实现，或者可以在可以参照下列描述和附图来了解进一步细节的其它实施方式中组合。附图说明本公开的这些和其它特征在参照附图时将变清楚，其中，相同数字遍及附图指相同部分，其中：图1是根据一个示例实施方式的、可以包括一个或更多个空气喷射器的飞行器的框图，该空气喷射器安装至翼面主部件并且被配置成在后缘装置的上面上方排出一个或更多个空气射流；图2是飞行器的俯视图的图解表示图；图3是根据一个示例实施方式的、图2的沿线3-3截取的飞行器机翼的截面图的图解表示图，并且例示了处于缩回位置的后缘装置；图4是根据一个示例实施方式的、飞行器机翼的截面图的图解表示图，其示出了在展开后缘装置期间从喷射口排出空气射流的空气喷射器；图5是图4中的用虚线圆弧5包围的飞行器机翼的后部的放大截面图的图解表示图，并且例示了在展开后缘装置期间将空气射流排到翼面主部件的后部与后缘装置的前部之间的主凹口的空气喷射器；图6是根据一个示例实施方式的、翼面主部件的后部的截面图的图解表示图，其示出了被配置为零净质量通量喷射器的空气喷射器；图7是根据一个示例实施方式的、翼面部件的后部的截面图的图解表示图，其示出了被配置为气动空气喷射器的空气喷射器；图8是根据一个示例实施方式的、图2的沿线8截取的立体图的机翼展开的多个后缘装置；图9是省略了后缘装置的、图8的以线9为界的飞行器机翼的一部分的放大立体图的图解表示图，并且例示了沿飞行器机翼的后部按集群设置的空气喷射器的翼展方向阵列；图10是根据一个示例实施方式的、翼面主部件的后部的截面图的图解表示图，其示出了排出一对空气射流的空气喷射器；图11是根据一个示例实施方式的、飞行器机翼的俯视图的图解表示图，其例示了按相对于飞行器纵轴的外侧角排出空气射流的空气喷射器的翼展方向阵列；图12是在其中空气喷射器未启用的系统关闭配置下，以10°迎角取向的飞行器机翼的、按照马赫数的计算流场的图解表示图，并且用交叉影线例示了低马赫数的相对较大区域；图13是按照总压力表示的、图12的飞行器机翼的计算流场的图解表示图，并且用交叉影线例示了由后缘装置产生的总压力损失的相对较大区域；图14是在伴随空气喷射器排出空气射流的系统开启空气喷射器配置下，以10°迎角取向的飞行器机翼的、按照马赫数的计算流场的图解表示图，并且用交叉影线例示了低马赫数的相对较小区域；图15是按照总压力表示的、图14的飞行器机翼的计算流场的图解表示图，并且用交叉影线例示了由后缘装置产生的总压力损失的相对较小区域；图16是针对系统关闭配置和针对系统开启配置的升力系数(CL)与迎角(α)的关系的标绘图；图17是针对系统关闭配置和针对系统开启配置的升阻比(L/D)与升力系数(CL)的关系的标绘图；图18是在系统关闭配置下的飞行器机翼的后部的立体图的图解表示图；图19是根据一个示例实施方式的、飞行器机翼的后部的立体图的图解表示图，其具有按单列(row)配置设置的空气喷射器的翼展方向阵列；图20是根据一个示例实施方式的、飞行器机翼的后部的立体图的图解表示图，其具有按双列配置设置的空气喷射器的翼展方向阵列；图21是图18的沿线21-21截取的飞行器机翼的截面图的图解表示图；图22是图19的沿线22-22截取的飞行器机翼的截面图的图解表示图；图23是图20的沿线23-23截取的飞行器机翼的截面图的图解表示图；图24是针对图18和21的系统关闭配置(即，没有空气喷射器)的、有关处于10°迎角(α)的飞行器机翼的、表示为表面压力分布的计算流解(solution)的俯视图的图解表示图；图25是针对图19和22的空气喷射器的单列配置的、处于10°迎角(α)的飞行器机翼的、表示为表面压力分布的计算流解的俯视图的图解表示图；图26是针对图20和23的空气喷射器的双列配置的、处于10°迎角(α)的飞行器机翼的、表示为表面压力分布的计算流解的俯视图的图解表示图；图27是针对图18和21的基准配置，针对10°迎角(α)的情况的、图24的本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于翼面(120)的减阻系统，该减阻系统包括：空气喷射器(300)，该空气喷射器(300)具有喷射口(318)，该喷射口(318)位于翼面主部件(122)的后部(130)与后缘装置(200)的前部(202)之间；并且所述空气喷射器(300)被配置成，按空气射流(322)在所述后缘装置(200)的上表面(204)上经过的方式从所述喷射口(318)排出所述空气射流(322)。

【技术特征摘要】
2015.04.18 US 14/690,3771.一种用于翼面(120)的减阻系统，该减阻系统包括：空气喷射器(300)，该空气喷射器(300)具有喷射口(318)，该喷射口(318)位于翼面主部件(122)的后部(130)与后缘装置(200)的前部(202)之间；并且所述空气喷射器(300)被配置成，按空气射流(322)在所述后缘装置(200)的上表面(204)上经过的方式从所述喷射口(318)排出所述空气射流(322)。2.根据权利要求1所述的系统，其中：所述空气喷射器(300)被配置成，在展开所述后缘装置(200)时，排出所述空气射流(322)。3.根据权利要求1或2所述的系统，其中：所述喷射口(318)被配置成，在相对于飞行器(100)的所述翼面(120)的弦线(156)的向上方向(324)和相对于所述飞行器(100)的纵轴(106)的外侧方向(328)中的至少一个方向上排出所述空气射流(322)。4.根据权利要求1或2所述的系统，其中：所述翼面(120)是具有后梁(132)的机翼(144)；并且所述喷射口(318)安装至所述后梁(132)。5.根据权利要求1或2所述的系统，其中：所述空气喷射器(300)被配置成流体振荡器或空气喷射器(300)，所述空气喷射器(300)具有喷嘴(320)，该喷嘴(320)被配置成在横向方向(332)上振荡；并且所述流体振荡器和所述喷嘴(320)按使空气射流(322)沿所述后缘装置(200)的翼展方向部分往复横向扫掠的方式，排出所述空气射流(322)。6.根据权利要求1或2所述的系统，其中：所述空气喷射器(300)包括多个空气喷射器(300)。7.根据权利要求1或2所述的系统，其中：所述后缘装置(200)是襟翼(208、210、2...

【专利技术属性】
技术研发人员：A·施米洛维奇，Y·亚德林，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：美国;US