CN101134504A - 控制机翼漩涡的主动系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开用于控制飞行器漩涡的主动系统和方法。根据本发明一项实施例，提供一种飞行器系统，该系统包括第一和第二相对面对的流动表面和翼尖的机翼。该系统还包括由机翼承载的漩涡消散装置，所述漩涡消散装置包括：定位成从翼尖向外导引流体的流体流孔；操作连接至流体流孔的致动器，该致动器定位成改变将流体从翼尖向外导向所采用的方式；以及操作连接至该致动器的控制器，用于指令该致动器的操作。该漩涡消散装置可用于在漩涡(例如，翼尖漩涡)产生后加速漩涡消散的速率，例如通过交替地提供脉冲流体向内和向外穿过流体流孔。

Description

控制机翼漩涡的主动系统和方法

相关申请的交叉引用

本发明也要求2006年8月25日提交的美国临时申请No.60/840,121的优先权，其内容引用结合于此。

技术领域

本发明公开内容总体涉及用于控制飞行器漩涡的系统和方法。

背景技术

当前的机场容量大大受制于运行时间(该运行时间很大程度上受到天亮时间的限制，防止对机场环境造成的噪声污染)和飞机进出港的频率。影响着陆和起飞的频率的主要因素是消散由运动中的飞机产生的尾流涡系所需的时间。尾流涡系的大小和强度由飞行器的大小和重量决定，在宽体飞机的尾流中会产生湍流的情况。在最坏的情况下，这些涡系强大到足以导致飞机坠毁。多年来，这一问题已经被认识到，并且已经提出许多方法来消除这一问题。但是，许多提出的方案已经证明是无效的或者不适于实际应用。因此，目前需要一种改善的技术以处理翼尖涡系的影响。

发明内容

根据一个方面的飞行器系统包括具有第一和第二相反面对的流动表面和翼尖的机翼。该系统还包括由机翼承载的漩涡消散装置。漩涡消散装置包括定位成从翼尖向外导引流体的流体流孔。该装置还包括操作连接至流体流孔的致动器，该致动器定位成改变将流体从翼尖向外导向所采用的方式；以及操作连接至该致动器的控制器，用于指令该致动器的操作。例如，该致动器可提供脉冲流体向内和向外穿过流体流孔。在具体实施例中，该布置结构可不需要将发动机放气供给至流体流孔。代替地，邻近翼尖的外界空气可往复脉冲通过该孔从而扰动、消散、破坏和/或减小翼尖漩涡的作用。

附图说明

图1是示出在每个翼尖位置处产生漩涡的飞机的等轴视图。

图2是示出导致涡流形成的流型的一部分机翼的等轴视图。

图3是示意性地示出在其他飞行器上产生的涡流的流型以及这些涡流的作用的大概示意性等轴视图。

图4是典型涡流的剖面图。

图5A-5D是示出本发明的初始实施例的喷气流型的序列图。

图6是示出本发明一项实施例的喷嘴部分的大概示意性等轴视图。

图7是沿图6的线7-7所作的剖视图。

图8是图6的喷嘴剖面的端部视图。

图9A、9B、9C-1、9C-2、9D-1和9D-2示出在没有开动漩涡消散装置和开动漩涡消散装置的情况下从翼尖排出的涡流，其中的喷气气流的方向的循环运动的频率为10.7Hz。

图10A、10B和10C示出表示在开动该装置之前和开动之后的涡流的等表面，其中的操作频率为10.7Hz。

图11A、11B和11C是表示当操作频率为10.7Hz时涡流产生和消散的曲线图。

图12A、12B和12C是类似于图10A、10B和10C的等表面视图，其操作频率为1.07Hz。

图13A、13B和13C是类似于图11A、11B和11C的曲线图，该装置以1.07Hz的频率操作。

图14A、14B、14C和14D和14E是类似于图5A-5D的序列图，但是示出的实施例中喷气气流具有以异相的关系往复移动的两个喷气气流部分。

图15A是具有根据本发明另一实施例构造的漩涡消散装置的飞行器的等轴示意图。

图15B是图15A所示的飞行器的一部分的放大等轴视图。

图16A和16B是示出在开动根据本发明一项实施例的系统之前和之后的预期涡流行为的示意图。

图17A和17B示出与图16A和16B初次示出的流场关联的交叉流动的等流速线。

图18A和18B示出分别与图16A和16B所示的流场关联的总压级。

图19示出与根据本发明另一实施例的系统开动之后的流场相关联的预期交叉流动的等流速线。

图20A-20D示出根据本发明若干实施例设置的主动和非主动喷嘴。

图21A-21D示意性地示出使流体流脉冲通过根据本发明若干实施例的喷嘴的方式。

图22是包括根据本发明另一实施例设置的漩涡消散装置的飞行器系统的局部示意图。

图23是包括根据本发明其他实施例设置的漩涡消散装置的飞行器系统的局部示意图。

图24A-24F是漩涡消散装置的示意性视图，其中的气流进入和离开根据本发明其他实施例的流体流动孔。

图25A-25C示意性地示出使流体流脉冲通过根据本发明其他实施例的孔的方式。

具体实施方式

本发明公开内容的各方面包括机翼漩涡消散系统和关于本系统的相关方法。结合有本系统的机翼一般具有前缘、后缘、外端部、上气动表面、下气动表面、翼展轴线、前至后弦展轴线以及与翼展轴线和弦展轴线一致的对齐参考面。当机翼用于产生气动升力时，在机翼的外端部(例如，机翼的翼尖)产生漩涡。涡流具有涡心轴线、主周向流动区域和外围流动区域。

在一项实施例中，漩涡消散装置包括喷嘴部分，该喷嘴部分位于或邻近机翼的外端部并且具有喷嘴排放部分，在该实施例中，喷嘴排放部分处于总体从前向后方向、位于或邻近机翼外端部的对齐位置。喷嘴部分布置成将喷气流(例如，流体射流)排放入漩涡。在一项实施例中，流体射流沿侧向排放方向排放并且具有大体上垂直于弦展轴线、平行于对齐平面的基本上的排放对齐分量。

受压空气入口部分可将受压空气供给入喷嘴部分，受压空气从喷嘴部分排出。

在本发明的实施例中，喷嘴排放部分布置成受致动从而往复移动侧向排放方向，在这里所示的实施例中，以循环的方式在上和下端部位置之间上下移动。在至少一项实施例中，流体射流的侧向排放方向可旋转地循环移动的角度为大约直角的三分之一，或者大约直角的三分之二或更大。

在一项实施例中，喷嘴排放布置成当侧向排放方向处于上和下位置之间的大概中间位置时，喷嘴排放部分排放射流气流，使得侧向排放方向具有大概垂直于弦展轴线和大概平行于对齐参考面的基本上对齐分量。

在另一实施例中，喷嘴排放部分布置成使得侧向排放方向处于上和下位置之间的大概中间位置，并且喷嘴排放系统排放射流气流从而使侧向排放方向具有从参考对齐面向下和向外倾斜的基本上对齐分量。

在一种操作模式中，该装置布置成使得排放方向的前后移动的循环频率足够高，从而通过消除漩涡的强度来实现所述漩涡的消散。在不同的操作模式中，该循环频率可以大于2Hz，至少为5Hz或10Hz或更大。

在另一种操作模式种，漩涡消散装置布置成使得侧向排放方向的往复移动的循环频率足够低，从而至少部分地通过加速产生导致漩涡消散的不稳定性来实现旋涡的消散。该循环频率可以至少低至大约2Hz或低至大约1Hz或更少。

同样，在另一实施例种，喷嘴排放部分布置成具有至少两个喷嘴排放部分，该部分排放至少两个射流气流部分，所述射流气流部分以异相的关系往复循环移动。

本发明的涉及可移动排放喷嘴的方面首先参照图1-14E进行说明。本发明的涉及脉冲流体射流的方面参照图15A-23进行说明。这些方面也可以与其他实施例相结合，如下文所述。

为了更详细地说明上述实施例，参照图1，其中示意性地示出具有机身12以及右和左机翼14的飞机10的前部。每个机翼14具有前缘16、后缘19和外边缘尖部20。如图1所示，从每个外边缘部分20形成漩涡，由22示意性地示出，其可被描述为大量的快速旋转空气。

为了说明机翼产生漩涡的方式，现在参考图2，图中示出具有前缘16和后缘18以及边缘尖部20的机翼14的外部。机翼14具有上气动表面23、下气动表面24、翼展轴线26和弦展轴线28。为了说明，使用“对齐平面”进行指代，该平面通常为水平对齐(飞机水平飞行时)并且与翼展轴线26和弦展轴线28一致。

参照图2，为了简要地说明如何在飞行中形成漩涡22，在上和下机翼表面23和24之间存在压级差，并且导致跨过后缘表面的翼展速度分量的方向(如31所示)发生变化，该后缘表面将气流分为机翼上方的气流和机翼下方的气流。该速度梯度是尾流中的漩涡的主要来源。集中漩涡层变为在翼尖处产生的两个不同的反向旋转的涡流元素22，如图1示意性地示出，也如图2中的22所示。

根据天气情况，对于大型和重型的飞机，这些漩涡的强度是相当大的，并且可持续一段相对长的时间，并且转化为比较长的距离，沿其飞行路径产生残余作用。例如，相对大的运输机在到达期间的尾流可能会对跟随其飞行路径的飞机造成大约1.5分钟的危险，对应于飞机间隔的大约20千米距离。在安静的大气中，漩涡持续很长时间，直到它们通过分子和湍流的消散而被破坏。但是，通常由于大气扰动导致最终漩涡消散的机制是流动的不稳定性(通常称为Crow不稳定性，Crow，S.C.，“Stability Theory for a Pair of TrailingVortices”，AIAA Journal，第8卷，No.12.pp.2172-2179，1970年12月)。不稳定性的出现会受到外界的湍流、风和大气分层加速。这些激励源促使沿着涡心产生正弦波。随后的非线性放大过程导致涡流元素的消散并且使它们破坏。相对于静止条件，由于大气扰动产生的干扰以及随后的不稳定性使涡流的持续时间缩短。然而，这些不稳定性通常出现得相当缓慢并且不会产生实际减小飞机间距的流动状态。

在起飞和降落期间，采用高升力装置并且尾流包括由这些高升力装置产生的多个漩涡元素。在这些配置下，单个漩涡的动态特性更加复杂，但是由大气扰动产生的不稳定性仍然是涡流衰减的引导机制。

由大型飞行器产生的尾流漩涡可以是对飞入其路径中的飞机产生的严重气体干扰。这一情况在起飞和降落期间尤其剧烈，因为飞行段形成在相对窄的航路中。而且，漩涡22的漩涡流在低速时强度非常大。

这些漩涡流型大概示出在图3中，应该理解，图3并不是意在精确地表示与漩涡关联的空气流，而是示出整体模式。从图中可见，在涡流的外部存在向上的气流32，在涡流的内部存在向下的气流34。可见，飞机36飞行在两个向下气流区域34之间，存在高度损失(着陆时)和爬高率的损失。对于38所示的飞行入向上气流32的飞机，会在飞机上产生转动力矩。对于40所示的飞机，横向地移动通过两个涡流22，会在施加于飞机40上的垂直导向载荷的突然变化的作用下在飞机40上产生基本上的气动应力。

为了便于说明本发明这些实施例的各个方面内容，从翼尖产生的涡流在图4中示意性地示出其剖面，并且应该认为是具有涡心44、环绕涡心的主涡流流动区域46和环绕主涡流流动区域46的外周流动区域48。显然，在涡心44、主涡流流动区域46和外周流动区域48之间不存在突然变化的分界。

上述内容为背景技术，现在将说明本发明的实施例。在下文中，术语“机翼”指代整个气动体，并不是表示整个气动体的剖面或横截面构造。同样在更宽的范围内，其意在包括各种气动体，包括机翼、后缘襟翼、前缘襟翼或缝翼、翼片、控制表面等。

该实施例的机翼漩涡消散系统50以及其喷嘴部分52将在本文参照图6、7和8进行更详细的说明。但是，应该理解，为了更好地理解系统50，需要首先初步了解该漩涡消散系统50的功能，这将参照图5A至5D进行。

在图5A中，示出右翼14的外边缘部分20，并且示出喷嘴对齐轴线54。在轴线54的位置处，存在可移动的盖板或面板56，其关闭空气射流排放孔，在图5A以58示出其外周边界。同样在图5A中示出侧向射流排放轴线60(下文称为侧向排放方向60)，其具有垂直于喷嘴对齐轴线54的基本上对齐分量，并且也具有平行于由翼展轴线28和弦展轴线30限定的(并且与之一致)的上述对齐平面的基本上对齐分量。在飞机10的巡航模式下，盖板56处于关闭位置，并且在飞机着陆或起飞和爬升时打开。

在图5B中，示出射流空气流62沿大体平行于并且也与该侧向排放方向60一致(或者邻近)的方向排放。如上所示，射流空气流62的排放通常在着陆或起飞模式期间正常地产生。如下文更详细地说明，上述喷嘴部分52可操作成使得射流空气流62也可沿具有向上倾斜的方向排放，如图5C所示，并且也向下倾斜，如图5D所示。此外，在该实施例的操作模式下，位置5C和5D之间的上下移动可采用不同的操作模式完成使得射流空气流62以更高和更低的频率上下循环。这一作用有助于消散涡流42，这将在下文进行更详细地说明。

现在参照图6、7和8更详细地说明喷嘴排放部分52。应该理解，图6、7和8是大概示意性的并且并不意在表示优选的结构性配置设计，但是示出具有可执行基本功能的部件的设计。在该设计实际实施为飞行器的一部分的情况下，每个部件可设置成匹配重量轻、结构完善、功能实用的设计目标，并且实现射流空气流62的加压、保存和排放，并且正确地匹配机翼和其他翼型的轮廓。

在图6中，示出喷嘴部分52的基本部件，包括壳体部分64(下文称为壳体64)和喷嘴排放部分66。如这里所示，壳体64是分别具有上壁68或下壁69、背壁70和端壁72的单一伸长壳体，它们总体地限定加压充气室74。该壳体64位于机翼14的外端部20中，因此，其轮廓可正确地匹配该机翼14部分的形状。

存在从适当源接收加压空气的加压空气入口76。例如，加压空气可从喷气式发动机的压缩机部分或者从一些其他源排出。同样，虽然入口76示出为单一入口，但是其可采用具有多个入口的歧管的方式布置或者一些其他构造。

喷嘴排放部分66具有总体的伸长结构并且包括具有细长圆柱壁80的整体构造的喷嘴安装部件78，其恰好装配在形成在壳体64的向前部件处的细长向前端开口区域82。该端部开口区域82包括两个相对定位的圆柱曲面84，其匹配圆柱壁80的构造，曲面84与圆柱壁80形成基本上气密的密封。

细长圆柱壁80在相对端关闭，并且具有一个或多个后开口86，所述后开口通向壳体64的充气室74并且通向由圆柱壁80限定的喷嘴充气室88。

位于圆柱壁80向前部分的是多个单独的喷嘴部件90，它们总体地形成喷嘴排放部分66的喷嘴排放部92。这些喷嘴部件90如图6所示在侧向排放轴线60上相互对齐，使得它们总体地形成上述射流空气流62。因此，当加压空气的方向通过加压空气入口76导入充气室74并且从那里进入喷嘴充气室88时，加压空气排放通过这些喷嘴部件90形成该射流空气流62。

圆柱壁80可旋转地安装在形成壳体64的细长向前端开口区域82的圆柱曲面84，旋转轴示出为94。如图7的虚线所示，这样能够使喷嘴部件90从喷嘴90水平向上或向下导向的中间对齐位置移动到图7所示的虚线位置。在该实施例中，向上旋转的量可以是例如直角的三分之一(例如，大约30度)并且向下旋转相同的角度，使得移动的整个路径可以是例如大约60度。

为了将喷嘴部件90移动到它们倾斜取向的各种位置，可设置适当的致动机构，诸如图8的92所示。喷嘴安装部件78连接至轴96，该轴连接至杆臂98，该杆臂又由致动臂100移动。在其他实施例中，各种其他装置可用于改变喷嘴安装部件78的位置，诸如曲柄轴、转向装置或电子、气动或液压定位装置。为了简洁的目的，这些各种设计选择将不在这里进行详细的说明。

同样，可采用各种布置结构将加压空气导向至喷嘴部件90。例如，加压空气入口76可直接连接至喷嘴安装部件78，导引通过圆柱壁80，或者可通过旋转装置附着至圆柱安装部件78的端壁。这种布置结构将使得不用使用具有具有充气室74的壳体64的当前结构。将喷嘴组件50约束定位在机翼外缘部分20上，可更理想地在与这些空间约束匹配的结构中采用外壳64，并且也提供足够量的充气室使加压空气正确地排放通过喷嘴部件90。

对于定位喷嘴组件52，壳体64和喷嘴安装部件78可以处于机翼14的外缘部分20的固定位置。在这种情况下，当旋涡消散系统50进行操作时，上述盖板56从空气射流排放开口58移开，使得喷嘴部件90能够导引空气射流62通过开口58使得射流空气流62排放进入漩涡42。

盖板或面板56可采用各种方式从其覆盖位置移动到开启位置。例如，该盖板56可具有弯曲构造并且可移动使得其滑出开口区域并且进入装载位置。

在诸如飞机机翼的翼型中，外端部具有平面的适度从前向后的向外曲线，使得在翼尖端部的弯曲外形的中长度处定位成从机身进一步向外一短距离。为了将喷嘴部件90设置成比较接近机翼或其他翼型的外缘部分，喷嘴部件90的对齐位置可以是适度的曲线。因此，图6所示的构造可改进以将这些喷嘴部件90设置为匹配机翼或其他翼型的外缘的曲线，并且能够向上和向下旋转。为了获得这一构造，存在各种选择。例如，除了将喷嘴安装部件78制造成沿着壳体64的整个长度延伸的单一结构，喷嘴安装部件78可布置成多个单独区段，并可围绕稍微不同的旋转轴64旋转，使得它们更加紧密地匹配翼尖线的外曲率。也可以使用其他布置结构，由于本领域技术人员都公知，所以在这里不再说明。

如前文所述，当飞机12处于巡航模式时，没有使用漩涡消散系统50并且保持隐藏在机翼的改变56的后面。然后，盖板56可移动到开启位置并且漩涡消散系统50通常用作起飞和着陆模式，此时其非常理想地加速两个翼尖漩涡的消散。

当射流气流62在这一位置并且沿如上所述的取向和方向喷入漩涡22时，射流气流62进入漩涡的入口处于形成涡心的位置，来自机翼下表面的空气的侧向向外和向上弯曲漩涡流产生在所形成涡心的附近。由此作出的分析说明射流气流62在该位置进入可尤其有效地作用于逐渐增加的漩涡中的气流，从而产生总体效果，在临界位置处开始消散，从而导致涡流的消散实质加速。

除此之外，参照图5A-5D所述，在下述操作模式中，喷嘴安装部件78上下循环地旋转使得喷嘴部件90移动到图5C所示的上位置，然后通过5B的中间位置向下到达5D下位置，然后向上往回到达连续循环中的5C位置。

由本发明这一实施例实现的结果通过计算机流体力学程序进行模拟和分析。对于安装在垂直壁上、自由流马赫数为0.25、迎角为8度的机翼，评价操作的有效性，从而表示最终的达到状态。这一操作模式得到具有强翼尖漩涡的粘性尾流。可发现，当使用如上所述的本发明的这一实施例时，该流动中漩涡明显消散。

在各喷嘴90以10.7Hz的频率(0.093秒内一个循环)在超过喷嘴对齐轴线74为30度和低于该轴线为30度的范围内共同上下移动，对漩涡的影响由图9A、9B、9C-1、9C-2、9D-1和9D-2所示的翼尖的条纹线迹表示。在图9A、9C-1和9C-2中，射流气流62没有喷入漩涡，图9B、9D-1和9D-2表示以10.7Hz的频率上下移动六十度喷出射流气流62进入漩涡。这些“快照”表示由射流的循环运动带来的间断的混合影响翼尖区域的流动并且通过减小强度以及在交叉平面消散漩涡来改变后缘漩涡的发展。

存在多种测量方法跟踪垂直活动。图10A、10B和10C示出远场尾流结构，其中翼尖漩涡由总压损失、交叉流和速度的气流方向分量跟踪。涡心由各个流动属性的等表面表示，清楚地表示漩涡的强度由于移动射流而明显减小。

图11A、11B和11C示出以10.7Hz的频率沿涡心诊断流动发展。上曲线沿着涡心示出从射流开动时起0.093秒的时间间隔序列的流动属性。同样，下曲线示出沿着通过涡心的垂直线在x＝2850处的特性。未受扰动漩涡由粗实曲线示出。其他曲线以顺序的时间间隔表示控制机制对漩涡特性的影响并且信号向下游传播(沿正x方向)。扰动波的前部对应于时间序列中的上一次快照并且由虚曲线表示。虚线描述从开始进行射流起0.558秒处的漩涡状态。该结果表示根据总压损失、交流速度(由速度的切向分量表示)和涡流的气流向分量进行的测量，主动系统对于减小漩涡强度来说非常有效。

喷嘴90的上下循环也可以较低频率有效地使用，诸如大概1Hz(即，在稍微小于1秒的上下移动循环中)。这一效果通过比较未扰动漩涡以及比较其与以1.07Hz频率操作本发明的漩涡消散装置来进行分析。以1.07Hz操作的结果如图12A、12B和12C所示，其示出振荡射流气流62沿着向下传播的漩涡导入周期性扰动。这种持续激励导致单个漩涡部分的不稳定性和破坏。

图13A、13B和13C描述从开始射流起以各种时间间隔沿着漩涡丝的扰动波。其周期性地示出总压损失减小到小于0.5％，这导致原始漩涡强度减小大约85％。最大切向速度被周期性地减小到原始未扰动漩涡的大约50％。类似地，最大涡量减小大约三分之二。在实际情况下，考虑通过使用主动控制实现的交叉流中的实质减小，随后的飞行器将产生颠簸的飞行状态，但是并不会产生危险的摆动运动。

现在参照图14A、14B、14C、14D和14E。这些序列图示出如图5B、5C和5D所示的类似方法，但是存在一些不同。在这些情况下，射流喷嘴90分为向前和向后部分，每个向前和向后部分能够以不同于其他组喷嘴90的方式向上和向下移动。

在图14A中，示出向前组的射流气流部分62a和向后组的射流气流部分62b。这两个部分处于与图14A所示相同的位置。如图14B所示，向前组62a已经移动到下方30度，向后组62b已经移动到上方30度。然后，在14C中，射流气流部分62a和62b的两部分已经反转它们的方向并且正在朝向图14C中的水平位置移动，移动通过水平位置但是仍然以相对的方向旋转。如图14D所示，它们已经移动到向前射流气流部分62a已经向上移动30度、向后射流气流部分62b已经向下移动30度的位置。然后如图14E所示，两个射流气流部分62a和62b沿相反方向移动并且同时通过水平位置，但是沿相对方向运动。因此，该空气射流振动形成所谓的剪刀形状。

同样，空气射流的角度取向可从图5A-5D所示的情况角向移位。除了具有水平(即，平行于机翼的参考面)的中间位置，中性位置(neutral position)为向外倾斜并且向下倾斜30度。因此，当向上移动到上位时，射流气流将为水平的，当旋转至下位，空气射流从水平向下并且向外倾斜60度角。已经发现，在该操作模式下，已经实现相当满意的结果。

在本发明的至少一些实施例中，喷嘴部分位于沿大体上从前向后方向延伸的、处于或接近机翼外端部的对齐位置。排出的空气射流的区域的长度尺寸可以是例如在机翼外尖端部处的弦长距离的三分之一，并且在弦长的大概四分之一到一半的更宽范围内。但是，在本发明的更宽范围内，其可增加至例如弦长的60％、70％、80％、90％或100％，或者可以是在机翼外翼尖处的弦长的35％、30％、25％、20％或可想象的15％。

从喷嘴部件90排放的射流气流的速度可以是例如大约0.62马赫。但是，根据其他各种因素，可以增加到马赫0.7、0.8、0.9或者更大。同样，其可减小例如到0.6、0.5、0.4、0.3或更低。

同样，向后和向前运动的射流气流在实施例的更宽范围内可以不同的角度取向导向并且通过不同的角度取向往复移动和/或导入形成漩涡的气流的其他位置。

在喷嘴部分50的漩涡排放部分52的一种布置方式中，存在沿着对齐位置定位的多个喷嘴部件。每个喷嘴可以是例如简单转换喷嘴，或如果需要高速度时可以是汇聚/发散喷嘴。喷嘴的横截面积可以是圆形或其他适当的形状。喷嘴横截面积的形状可以沿着喷嘴长度发生变化(例如，其可从圆形截面变为喷嘴出口处的椭圆形截面)。致动系统的喷嘴和分配管道下游可使用本领域技术人员公知技术设计成最小化压力损失。但是，在这些实施例的更宽范围内，可以存在更细长的喷嘴排放部分，采用连续的、具有比宽度尺寸大的长度尺寸的槽的形式。

在一项实施例种，该系统设计用于600,000磅的飞机。在一种设计方案中，所计算的设计参数如下所述。喷嘴部分的总弦长长度为43英寸(inch)，并且具有13各均匀间隔的圆形排放孔，每个具有3.2英寸的直径。排放作为射流气流的空气速度以0.62马赫排放。

在另一设计方案种，对于相同的600,000磅飞机以及排放速度为0.62马赫，喷嘴排放部分的总长度为35英寸，具有九个喷嘴部件，每个喷嘴部件的排放孔的内直径为3.9英寸。

在第三设计方案种，对于相同的飞机重量和空气射流排放马赫数，喷嘴排放部分的总长度尺寸为37英寸，具有十个喷嘴部件，每个喷嘴部件的排放孔的内直径为3.7英寸。

图15A-25C示出根据本发明其他实施例的漩涡消散装置和预期所得的流型。在这些实施例的至少一些的方面中，输送射流以打破或者消散翼尖漩涡的喷嘴可具有固定的构造。因此，从这些喷嘴中输送的流动可具有随着时间变化的质量流率，例如通过使流体脉冲通过喷嘴。在这些实施例的其他方面，从这些喷嘴发出的流体的随时间进行变化的特性可与喷嘴位置的间距变化相结合，如上文所述。通过喷嘴的气流的随时间变化的特性的更详细的控制方式如下所述。

图15A示意性地示出具有其上定位有漩涡消散装置1530的机翼1514的飞行器1510。在该实施例的一个方面，飞行器1510具有高机翼构造，但是安装有漩涡消散装置的飞行器可具有很大范围的其他适当结构，包括但不局限于图1所示的构造。在这些实施例的任一个中，机翼1514和其他翼型具有相对面对的上下表面、位于机翼主体连接处的翼根以及外板翼尖1520。漩涡消散装置1530可安装在每个机翼1514的外板翼尖1520处或附近。在其他安装结构中，漩涡消散装置1530可安装至其他翼型的翼尖，除了或代替机翼1514。这种其他机翼可包括例如后缘装置(例如，后缘襟翼1522、副翼、副襟翼或其他可展开的装置)、前缘装置(例如，前缘缝翼)、飞行器控制表面(例如，飞行器升降舱和/或水平稳定器)、旋翼叶片和/或前舵。下面将说明漩涡消散装置1530的其他细节特征。许多这些特征的尺寸、形状和构造可适于其上安装有漩涡消散装置1530的特定飞行器和翼型。因此，在下述说明和相关附图中记载的装置和方法的特定内容可在其他实施例中具有其他布置方式。

图15B是图15A所示的翼尖1520和漩涡消散装置1530的放大等轴视图。翼尖1520可包括翼尖表面1521，该表面在一些实施例中为平的，在其他实施例中为半圆柱形，在其他实施例中采用多种尺寸弯曲并且围绕多个轴线。在这些实施例的任一个中，漩涡消散装置1530可包括一个和多个喷嘴1590(为了示出的目的，在图15B中示出14个)，每个具有喷嘴孔1591。在该实施例的特定方面中，喷嘴孔1591定位成与翼尖表面1521大概平齐。在其他实施例中，喷嘴孔1591可具有其他布置结构(例如，从翼尖表面1521稍微凹入)。喷嘴孔1591在没有使用时可位于可移动门的后面，采用与图5A所述大概类似的方式。为了示出的目的，这种盖没有在图15B中示出。喷嘴孔1591采用特定模式布置，例如多排1594(如图15B所示，例如第一上排1594a和第二下排1594b)。穿过喷嘴1590的气流或导引的其他气流可受到控制并且按照跟随时间的方式发生变化，从而加快从翼尖1520发出的漩涡的消散，如下文参照图16A-22所述。

图16A和16B示出图15A-B所示的机翼1514的简化版本的计算流体力学(CFD)模拟的结果。为了简化CFD模拟，飞行器1510的机身(图15A)省略，对安装至垂直壁的一个机翼1514进行分析。为了示出的目的，机翼1514如图所示共同地围绕对应于垂直壁的对称平面成镜像。该简化并不希望对翼尖漩涡的模拟产生明显的影响。该模拟结果如图所示对应于自由流马赫数0.25和迎角8°

图16A示出与当漩涡消散装置1530没有活动时，即当没有流体流主动地向外导向通过喷嘴1590时(图15B)产生的流场对应的纹线1592a。纹线1592a表示初始时位于翼尖1520处的颗粒的流动。如图16A所示，流场包括由纹路1592a表示的相对强的翼尖漩涡，该漩涡紧密地围绕心轴回绕并且从翼尖1520以紧密缠绕的螺旋下流方式前进。

图16B示出与当受压空气通过喷嘴1590时(图15B)预期产生的流动对应的纹路1592b。在图16B中，流动以大约10Hz的脉冲同时脉冲通过所有的喷嘴1590。在该实施例的一个方面，脉冲流根据方波函数提供，具有大约0.05秒的脉冲宽度和大约0.05秒的脉冲间间隔。在其他实施例中，流动受到脉冲的方式可以是不同的，下文将更详细地说明。从图16B清楚可见，可预期，使空气流脉冲通过喷嘴可扰动从翼尖1520发出的漩涡。如上所述，可预期，这种扰动可减小漩涡对随后跟随的飞行器的可能存在的有害影响。

图17A和17B分别参照图16A和16B示出在如上所述的相同流场条件下的模拟交叉流等流速线。尤其地，图17A示出在漩涡消散装置1530不活动的同时在翼尖1520后面的多个节点位置处得到的涡心1595a和交叉流等流速线1593a。涡心1595a和强交叉流梯度在翼尖1520的下游处持续一段明显的距离。

图17B示出在流体以10Hz脉冲通过喷嘴1590的情况下的涡心1595b和对应的交叉流等流速线(cross-flow contour)1593b，如参照图16B所述。在这种情况下，漩涡流明显地受到干扰，并且相对快速地消散(例如，在翼尖1520之后的短距离)。这些预测的结果进一步示出下述预期，即，使流动脉冲通过喷嘴1590可明显地干扰和/或消散翼尖漩涡。

图18A和18B示出在参照图16A和16B如上所述的相同流场条件下、在翼尖1520后面的节点位置处的模拟总压级。图18A示出为扰动漩涡的模拟总压级，如线1596a示出。图18A同样示出在以大约10Hz频率开动流体脉冲通过喷嘴之后在随后的0.1秒时间间隔处的受扰动漩涡的总压级(如线1596b1-159666所示)。因此，图18A示出预期总压级比由线1596a所示的初始未受干扰漩涡更快速地接近自由流总压条件(例如，大约1.0的总压比率)。

图18B示出在翼尖1520后面的特定垂直节点处的模拟总压级。实线1596a示出为受干扰的漩涡的总压级。虚线1596b6表示在以大约10Hz的频率使流体脉冲通过喷嘴之后0.6秒的总压级。因此，图18B还示出漩涡消散以及总压级接近与自由流条件相关的条件的迅速度(0.6秒)。

在其他实施例中，通过喷嘴的流动可变化采用除了上述10Hz以外的方式，同时仍然实现明显的漩涡消散。例如，图19示出当使流体以1Hz(而非10Hz)脉冲通过喷嘴时得到的预期结果，且脉冲宽度和脉冲间间隔为0.5秒。图19示出涡心1995和交叉流等流速线1993。图19所示的涡心1995与图17A所示的涡心1595b之间的比较表示即使相对低频率的脉冲也明显能够消散从翼尖1520发出的漩涡流。图19所示的交叉流等流速线1993与图17A所示的交叉流等流速线1593进行的比较进一步证实了这一预期结果。

可预期，在至少一些实施例中，高频和低频脉冲可以不同方式作用于翼尖漩涡。例如，可预期，高频脉冲趋向于干扰、消散和/或破坏处于或非常接近翼尖1520处的翼尖漩涡。相反地，可预期，较小频率的脉冲可使翼尖处的流动产生扰动，并且这些扰动可在更长的时间段中发展，但是最终仍然导致漩涡的破坏和/或消散。在具体实例中，比较图17B和图19表明，当经受相对高频脉冲时可更接近翼尖1520地并且以更稳定的方式破坏漩涡(图17B)。当经受较低频率脉冲时(图19)，漩涡可在更长的时间段内(因此长距离内)以不稳定的方式被破坏。在第八种布置中，可预期脉冲消散、干扰、破坏和/或减小翼尖漩涡的影响。

除了改变通过任何给定喷嘴的流量以外，气流在任何时间点通过的特定喷嘴孔的位置也可以改变。例如，在参照图19所述的模拟中，流动以交替变化的方式提供至第一和第二排1594a、1594b(图15B)。因此，在第一排1594a中的喷嘴1590以1Hz进行脉冲，具有0.5秒的脉冲宽度和0.5秒的脉冲间间隔，第二排1594b中的喷嘴1590也以1Hz进行脉冲，脉冲宽度为0.5秒，脉冲间间隔相对于由第一排1594a提供的脉冲交错0.5秒。换句话说，当流动脉冲提供至第一排1594a中的喷嘴1590时，第二排1594b中的喷嘴1590没有活动，反之亦然。应该理解，在至少一些实例中，向第一和第二排1594a、1594b交替地提供流动可有效地扰动翼尖漩涡。

图20A-20D示出根据其中的不同喷嘴以不同的时间提供气流的其他实施例的示意性布置结构。图20A示出具有开启喷嘴2098a和闭合喷嘴2097a的“方格盘”模式的喷嘴1591。图20B示出闭合喷嘴2097b位于开启喷嘴2098b前方的另一布置结构。在任一实施例的一个方面中，开启和闭合喷嘴2098b、2097b的构造可交换从而破坏翼尖漩涡。在其他实施例中，可确定使一些喷嘴(例如，向后喷嘴)开启，在一些飞行状态下是尤其有利的，并且使其他喷嘴(例如，向前喷嘴)开启，在其他飞行状态下是尤其有利的。因此，可采用根据飞行器的飞行状态的方式选择开启和闭合喷嘴。在其他实施例中，喷嘴可采用不同方式在开启和闭合状态之间交替变化。在任何实施例中，流动可采用随时间变化的方式脉冲通过喷嘴1591，其与喷嘴从主动变为非主动的时间变化方式叠置。因此，流体脉冲通过主动或开启喷嘴的频率可以等于、大于或小于喷嘴在主动和非主动状态之间变化的频率。

图20C和20D示出改变通过喷嘴的流动从而在翼尖1520处产生喷嘴流的流动“波”的方式。例如，图20C示出在时间T₀位于后方的两个主动喷嘴2098c，其余的非主动喷嘴2097c位于前方。在时间T₁(如图20D所示)，主动喷嘴2098d已经从图20C所示的布置结构向前移动一栏，非主动喷嘴2097d现在位于主动喷嘴2098d的前方和后方。主动喷嘴2098d的位置可持续以类似的方式顺序地向前变换，直到开启最前方的喷嘴。在这一点，主动喷嘴的“波”可采用最向后一排的喷嘴而重新启动，或者波可沿向后方向反转和流动。

应该理解，喷嘴的数量、喷嘴的位置、脉冲通过喷嘴的定时和/或各种其他因素可选择和/或改变采用不同的布置结构。促使选择这些参数的因素可包括(但不局限于)安装喷嘴的飞行器的类型(例如，固定翼或旋翼)，飞行器飞行的具体飞行状态、安装该系统的机翼的形状和构造，和/或对加速翼尖漩涡消散率的需要程度。

图21A-21D示出代表性脉冲波形，通过任何给定喷嘴的流动可根据这些脉冲波形进行改变。例如，图21A示出具有阶跃函数的脉冲波形2199a。每个阶跃的宽度(例如，流体通过喷嘴的时间)和互补的脉冲间间隔(例如，流动没有流过任何给定喷嘴的时间)可采用选择产生具体结果的方式进行改变。例如，在图21A所示的实施例中，脉冲宽度和脉冲间间隔相同，而在其他实施例中，脉冲宽度和脉冲间间隔可以是不同的。

图21B示出流体阶跃增加、随后逐渐减小的脉冲波形2199b，其后，一旦流率减小至零，则中间阶跃增加。图21C示出流率的增加是逐渐的、减小是阶跃函数的脉冲波形2199c。如图21C所示，脉冲波形2199c可包括没有流体喷出对应喷嘴的脉冲间间隔。图21D示出具有正弦波变化脉冲流率的脉冲波形2199d。

如图15A-21D所示的布置结构和相关的讨论提供可用于破坏形成在机翼装置尖部的漩涡流的布置结构的代表性实例。流体从这些翼尖区域喷出的位置和/或方式可根据本发明的其他实施例以其他方式选择和/或改变。

图22示出根据本发明一项实施例构造的漩涡消散装置2230的布置结构。漩涡消散装置2230可包括以基本上类似于参照图15A的方式布置的喷嘴1590和孔1591。在其他实施例中，喷嘴的布置结构和/或构造可以是不同的。在任何实施例中，漩涡消散装置2230可包括选择性地导引流体通过任何喷嘴1590或者阻止流体通过的阀装置2231。在该实施例的特定方面，阀装置2231可以是使用通过压力改变开启和关闭对应孔的流体装置。压力的改变可通过对应的流体或气动控制阀布置结构提供并且不需要包括在喷嘴自身处的活动部件开启或关闭喷嘴。适当的装置可由新泽西的MorrisTownship的Honeywell，Inc.提供。在其他实施例中，可将其他适当的流体、机械和/或电子机械阀结合入阀装置2231。

在前述任何实施例中，从喷嘴1590喷出的相对高压空气可通过高压空气源2232提供。高压空气源2232可包括飞行器发动机之一的压缩机级(例如，主发动机或辅助动力单元)。在其他实施例中，提供至喷嘴1590的空气可通过分离源加压，例如电力驱动压缩机。

在任何上述实施例中，漩涡消散装置2230还可包括操作连接至阀装置2231的控制器2233，并且可用于将信号导引至阀装置2231，指引该阀装置2231何时以及如何调节供给至每个喷嘴1590的流体。在特定实施例中，控制器2233可包括计算机系统。因此，控制器2233提供的许多方向可采用计算机可执行指令的形式，包括由可编程计算机执行的程序。术语“计算机”如这里所使用的指代任何数据处理器并且可包括多处理器系统、基于处理器或可编程的用户电子、网络计算机、微型计算机、手持型装置等。程序模块或子程序可位于局部和远程内存存储装置中，并且可存储或分布在计算机可读取介质上，包括磁性或光学可读取或可移动计算机硬盘，以及分布式的电子网络。因此，控制器2233可编程从而以在许多情况下可由操作员调整的具体、预设定方式改变将流体供给通过喷嘴1590的方式。控制器2233可连接至其他飞行器系统从而自动地以取决于对应飞行器飞行的具体飞行状态的方式改变通过喷嘴供给的流体的特性。例如，流体的特性可根据飞行器是否处于高速巡航状态、或低速着陆或起飞状态下自动地改变。当喷嘴1590移动时，控制器2233也可用于导引喷嘴1590的移动。

图23是机翼2314的局部示意图，示出根据本发明若干实施例的若干不同的漩涡消散装置2330a-c(总体称为漩涡消散装置2330)。为了示出的目的，这些装置如图所示处于单一机翼2314上。根据其他实施例的机翼可包括所示漩涡消散装置2330的各种组合或者单独地包括任何所示的装置2330。这些装置2330的任何一个可具有固定几何尺寸的孔，以输送根据时间变化的射流脉冲，或者空间移动的孔，以输送稳定的射流，或者既可空间移动又可输送随时间变化的射流脉冲的孔。

机翼2314可包括具有翼尖漩涡消散装置2330a的翼尖2320。翼尖漩涡消散装置2330a可具有与上述任何装置大概类似的构造。机翼2314也可包括翼片2323，其包括翼片尖2325(可选择地)具有小翼尖漩涡消散装置2330b。在一些实施例中，翼片2323的尺寸可确定翼片2323是否装配有翼片尖漩涡消散装置2330b。一般地，翼片2323越大，翼片尖漩涡消散装置2330b带来的益处就越大。

机翼2314也可包括具有后缘装置尖部2324的后缘装置2322(例如，襟翼)。后缘装置尖部2324可装配有后缘装置尖部漩涡消散装置2330c。而且，可预期，后缘装置2322越大，后缘装置尖部漩涡消散装置2330c带来的预期效果就越大。

图24A-24F示意性地示出通过机翼孔排出空气(或者其他流体)并且同样将流体吸入孔的漩涡消散装置。向前和向后流脉冲(有时指代为零净重流动脉冲)的这一布置预期消散、扰动、破坏和/或减小翼尖漩涡的效果。还可预期，由这些脉冲产生的作用的程度至少大体类似于由上述单向脉冲产生的作用的程度。

从图24A开始，根据本发明一项实施例构造的漩涡消散装置2430a可包括位于翼尖表面或邻近该表面的孔2491，例如采用大体类似于图5B、15B或20A-20D所示的方式。孔2491与空气通过的流动通道2490(例如喷嘴)流体连通。致动器2460a操作连接至孔2491从而将空气送入和排出孔2491。在图24A所示的实施例中，致动器2460a可包括由连接至驱动器2461a的活塞轴2462承载的活塞2463。活塞2463具有与孔2491流体连通的表面。因此，随着驱动器2461a前后移动活塞2463(由箭头A所示)，从邻近于机翼的区域排出的外部空气交替地吸引入孔2491并且然后被强迫排出，如箭头B所示。驱动器2461a可包括任何适当的装置，例如，电磁装置、液压装置或气动装置。

控制器2433可连接至致动器2460a从而指导其操作。在具体实施例中，控制器2433可编程从而以在从大约1Hz到大约10Hz的范围内的频率致动该驱动器2461a。在其他实施例中，根据包括安装有装置2430a的机翼的具体几何结构和/或操作机翼的飞行状态的因素，驱动器2461a可以其他频率起动。

图24A为了示出的目的示意性地示出单一孔2491。应该理解，装置2430a可包括以各种方式布置的多种孔，但是不局限于上述参照图5A-23所述的方式。布置多个孔2491以及控制这些孔的方式也可选择对于翼尖漩涡产生所需的作用。例如，单一驱动器2461a可连接至多个活塞轴2462从而以相同的方式同时驱动多个孔2491中的流动。在其他实施例中，每个孔2491可具有专门的驱动器2461a。因此，流入和流出每个孔2491的流体可独立地受到控制。

也可选择装置2430a的其他具体方面以在孔2491处产生所需的流动特性，因此对翼尖漩涡产生理想的作用。例如，进入和离开孔2491的空气的质量流量可受到孔2491和/或活塞2463的冲程的控制。空气移动通过孔2491的速度可通过活塞2463的速度和/或相对于流动通道2490的横截流动面积的孔2491的尺寸进行控制。例如，孔2491的流动面积可小于流动通道2490的横截面面积，从而增加通过孔2491的空气的速度。这种结构的代表性实例将参照图24B进行讨论。

图24B示出根据本发明另一实施例构造的漩涡消散装置2430b。在所示实施例中，孔2491具有比流动通道2490小的流动面积。因此，流动趋向于加速通过孔2491。这一布置结构可在预期在孔2491处的增加速度对翼尖漩涡产生所需影响的情况下使用。装置2430b也可包括致动器2460b，该致动器又可包括任何适当的、弹性、柔性材料，能够以如上所述的频率受到驱动，并且偏斜足够的量从而使所需质量的空气流移动通过孔2491。驱动器2461可包括任何适当的装置，例如，线性电磁、液压或气动装置。

图24C示出其他装置2430c，包括连接至根据本发明另一实施例构造的致动器2460c的隔膜2464。在该实施例中，致动器2460c的构造通常类似于扬声器。因此，隔膜2464可连接至悬挂至磁体2465附近的线圈2466(例如一个或多个环形布置的磁体区段)。在操作过程中，线圈2466通过改变线圈2466所处的电磁场进行往复移动，如箭头A所示。在其他实施例中，隔膜2464可采用压电方式操作。

图24D示出根据本发明另一实施例构造的装置2430d。在所示实施例中，空气由致动器2460d往复驱动通过孔2491，该致动器包括连接至可旋转叶片2466的驱动器2461d。驱动器2461d用于可旋转地振荡叶片2466，如箭头A所示，其又将空气送入和排出孔2491。在图24D所示的实施例的一个方面中，整个叶片2466可容纳在连接至单一孔2491的单一流动通道2490中。在其他实施例中，流动通道2490可分开，如虚线所示，以提供两个孔(如第一孔2491a和第二孔2491b所示)。在该布置结构中，空气脉冲进入第一孔2491a，同时空气脉冲离开第二孔2491b，反之亦然。

图24E示出根据本发明另一实施例的具有相互流体连通的多个孔的装置2430e。该装置2430e可包括经由连通通道2466连接到一起的两个孔2491(如图所示为第一孔2491c和第二孔2491d)。致动器2460e操作连接在两个孔2491c、2491d之间从而与二者流体连通。例如，致动器2460e可包括连接驱动器2461e的活塞2463。随着活塞2463朝向第一孔2491c移动，其将空气从第一孔2491e排出并且将空气吸入第二孔2491d。随着活塞2463移动离开第一孔2491c，其将空气吸入第一孔2491c并且从第二孔2491d排出。两个孔2491c、2491d可相互邻近或彼此远离。在其他实施中，多个孔2491可与连通通道2466的网络连接，并且适当定位的阀可用于选择许多对孔(或者其他组合)从而以变换的方式操作。

图24F示出根据本发明另一实施例的具有多个相互流体连通的孔的装置2430f。装置2430f可包括经由连通通道2466连接到一起的第一孔2491c和第二孔2491d。致动器2460f操作连接在两个孔2491c、2491d之间从而与二者流体连通。在该实施例中，致动器2460f可包括连接至驱动器2461f的叶片2466。随着叶片2466朝向第一孔2491c旋转(如箭头A所示)，其从第一孔2491排出空气并且将空气吸入第二孔2491d。随着叶片2466旋转离开第一孔2491c，其将空气吸入第一孔2491c并且将空气从第二孔2491d排出。如上文参照图24E所述，两个孔2491c、2491d可相互邻近或者相互远离，和/或多个孔或孔对可共同形成网络。

在其他实施例中，空气可根据其他实施例进入和离开对应的孔。在这些实施例中，在给定脉冲循环的一个相位期间离开孔的空气的量大体等于在随后循环相位期间进入孔的空气的量。图25A-25C分别示出产生这一结果的代表性的脉冲波形2499a-2499c。例如，图25A所示的脉冲波形2499a可具有大体方形的形状，水平轴上方的脉冲的整体区域(正比于质量流量)大体等于水平轴下方的脉冲的整体区域。

图25B所示的脉冲波形2499b示出脉冲的正弦变化模式，图25C所示的脉冲波形2499c示出在每个脉冲开始时受驱动的质量流大于在脉冲结束时驱动的质量流。在其他实施例中，脉冲波形取决于具体的装置可具有很大范围的形状。

在参照图24A-25C的上述实施例中，脉冲的零净重布置可产生多种益处。例如，这种布置不需要分离的加压空气源产生脉冲。结果，该系统不需要渗漏空气或由发动机产生的压缩空气。这种布置因此可减小漩涡消散系统对发动机效率的影响。而且，这种布置可减小整个系统的重量和复杂性。尤其，该系统不需要导管将来自发动机(或者其他压缩机)的压缩空气输送到翼尖。相反地，在一些实施例中，其他布置结构的方面也可具有特定的优势。例如，在一些情况下，参照图22所述的阀门布置可比参照图24A所述的多个致动器更低的重量。因此，可根据当时的具体飞行器设计要求选择适当的漩涡消散装置。

从上述内容可知，本发明的具体实施例已经为了示出的目的而进行描述，但是可在不脱离本发明精神的情况下作出各种改进。例如，在具体实施例中说明的本发明的各方面可与其他实施例结合或不结合。在具体实例中，上述喷嘴流的随时间变化的特性可与喷嘴的空间变化的特性结合，这已经在上文进行说明。在具体实施例中，具有空间固定位置但是输送脉冲射流的喷嘴可设置在翼尖中，并且具有相反特性的喷嘴(空间可移动但是稳定射流)可设置在襟翼的尖部或其他高升力装置中。在其他实施例中，固定和可移动喷嘴的位置可以逆转。脉冲通过喷嘴的流体可以在各种实施例中以小于1Hz、大于10Hz或1与10Hz之间的频率进行脉冲。

上述喷嘴可具有不同于附图和相关文字中所述的特征。例如，虽然在附图中所示的喷嘴具有大体圆形截面的出口形状，但是在其他实施例中，喷嘴出口(和/或喷嘴的其他区域)可具有非圆形的横截面形状。可结合多个喷嘴(例如以狭槽的形式)从而减小单个喷嘴的总体数量，在其他实施例中，单个喷嘴的数量可从如图所示的数量增加。各喷嘴可具有不同于附图和上述所示的形状和构造并且可安装在具有不同于附图所示和上文所述的构造。在许多情况下，喷嘴可设置成从翼尖导引空气，在一些情况下，喷嘴可导引其他气体或其他流体。虽然已经通过这些实施例说明了这些实施例的优势，但是其他实施例也可具有这些优势，并不是所有的实施例都有必要示出落入本发明的范围内的优势。因此，本发明只由所附的权利要求限定。

Claims (16)

1.一种飞行器系统，包括：

具有第一和第二相对面对的流动表面和翼尖的机翼；以及

由机翼承载的漩涡消散装置，所述漩涡消散装置包括：

定位成从翼尖向外导引流体的流体流孔；

操作连接至流体流孔的致动器，该致动器定位成改变将流体从翼尖向外导向所采用的方式；以及

操作连接至该致动器的控制器，用于指令该致动器的操作。

2.根据权利要求1所述的系统，其中，所述流体流孔由流体流导管承载，并且其中，该致动器操作连接至流体流导管并且定位成相对于翼尖移动流体流导管和孔。

3.根据权利要求1所述的系统，其中，所述流体流孔可连接至受压流体源，并且其中，该致动器包括定位成选择性地控制通过该孔的受压流体的流动的阀。

4.根据权利要求1所述的系统，其中，该致动器包括与该孔流体连通的表面并且定位成驱动流体沿相反方向往复通过该孔。

5.根据权利要求1所述的系统，其中，该控制器编程为指令致动器输送流体脉冲通过该孔。

6.根据权利要求5所述的系统，其中，该控制器编程为指令该阀装置以从大约1Hz到大约10Hz的频率输送流体脉冲通过该孔。

7.根据权利要求1所述的系统，其中，所述流体流孔可相对于机翼在所述流体流孔向上导向的第一位置和所述流体流孔向下导向的第二位置之间移动。

8.根据权利要求1所述的系统，其中，所述流体流孔包括第一孔，机翼包括具有翼尖的可展开的高升力装置，其中，该漩涡消散装置包括第二孔，该第二孔定位在高升力装置的翼尖处从而从高升力装置的翼尖向外导引流体流，该第二流体流孔可连接至受压流体源。

9.根据权利要求8所述的系统，其中，第一和第二流体流孔其中一个可在飞行期间相对于机翼移动，第一和第二流体流孔其中另一个在飞行期间相对于机翼固定。

10.根据权利要求1所述的系统，其中，所述流体流孔是多个流体流孔其中之一，每个流体流孔定位成从翼尖向外导引流体流，每个流体流孔可连接至受压流体源，并且其中，该系统还包括与多个流体流孔流体连通的阀装置。

11.根据权利要求10所述的系统，其中，所述流体流孔布置为至少两排，包括朝向机翼第一流动表面定位的第一排和朝向机翼第二流动表面定位的第二排。

12.一种操作机翼系统的方法，包括：

通过在采用机翼产生升力的同时使机翼穿过空气来产生翼尖漩涡；以及

通过从机翼翼尖朝外导引多个流体脉冲来至少部分地消散所述漩涡。

13.根据权利要求12所述的方法，其中，导引多个流体脉冲是通过计算机可读介质执行的，该介质连接至与流体脉冲通过的排出孔流体连通的阀装置。

14.根据权利要求12所述的方法，其中导引多个流体脉冲包括以从大约1Hz到大约10Hz的频率导引多个流体脉冲。

15.根据权利要求12所述的方法，其中，流体脉冲通过喷嘴，并且其中，该方法还包括向上和向下移动喷嘴从而当喷嘴向上指向时导引一些流体脉冲以及当喷嘴向下指向时导引其他流体脉冲。

16.根据权利要求12所述的方法，其中，导引多个流体脉冲包括导引多个流体脉冲通过以第一和第二排布置的多个孔，并且该方法还包括开动第一排中的喷嘴的孔同时关闭第二排中的喷嘴的孔，以及开动第二排中的喷嘴的孔同时关闭第一排中的喷嘴的孔。

Images