CN101332870A - 用于高速运动平台上的武器舱的等离子作动器系统和方法 - Google Patents

Abstract

一种用于控制航空运动平台例如航空器表面上的自由流气流的系统和方法特别是一种用于高速运动平台上的武器舱的等离子作动器系统和方法。在一实施例中，所述系统包括用于航空器的武器舱的上游的机身的底部表面上的多个等离子作动器。当等离子作动器被赋能时，在邻近作动器处产生感生流动。感生流动用以当自由流气流在武器舱之上运动时(当舱门打开时)从武器舱偏离产生的剪切层。这显著地降低一般在剪切层进入武器舱时产生的振荡声压力波。所述系统和方法显著地降低武器舱内部的噪声，并改善军械从武器舱的分离。

Description

用于高速运动平台上的武器舱的等离子作动器系统和方法

相关申请的交叉引用

本申请总体上涉及同时在2007年5月25日提交的序列号为11/753,857(波音档案号07-0456)和序列号为11/753,876(波音档案号06-0438)的美国申请的主题。

本公开总体上还涉及转让给了波音公司的于2006年4月12日(4/12/06)提交的序列号为11/403,252的美国申请的主题。

上面提及的所有申请在此引入本公开作为参考文献。

技术领域

本公开涉及等离子作动器，更具体地，涉及采用一个或多个等离子作动器以当运动平台的武器舱门打开时通过修改武器舱之上的边界层流动改善高速运动平台的武器舱的声学特性，并且还改善从武器舱释放的武器的分离。

背景技术

本部分的声明仅提供与本公开有关的背景信息，并不构成现有技术。

为了满足当今的很多性能要求，航空运动平台，例如对于喷气动力军用航空器，通常具有不同的并且高度集成的平台构型。这些构型可包括内部武器舱，其典型地位于航空器的机身的腹部上。当储存在武器舱内的武器将从航空器释放时，典型地，一铰接支撑门或者一对铰接支撑舱门打开，然后释放武器。但是，由于当武器从武器舱释放时很多喷气式航空器以高速运行，所以武器舱之上的剪切层气流会产生高的声级，从而对舱门打开时武器的释放构成挑战。结果，在武器舱的前边缘处的剪切层发生运动进入舱内的随时间而定的分离，从而产生高的声噪声和负载。使得这复杂的是现有武器典型地所胜任的最大情形不足以从航空器的内部武器舱展开。修改或重新验核典型地并不可行。

传统地，为了被动地抵消武器舱内部所经受的高声级并改善武器的分离特征，扰流器位于武器舱外部和上游的航空器的机身上。该扰流器用以“偏转”逼近的气流，加上“扰流”，从而降低邻近机身开口的舱振荡压力波的强度。该被动方法通常受限于在飞行包线的有限部分内进行最优化的性能(也就是，对于航空器，具有预定速度范围)。机械扰流器典型地需要机械连接和机电和/或液压作动器，所有的这些会显著增加飞行器的重量、复杂性和生命周期成本。

发明内容

本公开涉及一种系统和方法，其采用至少一个位于运动平台中的凹腔(cavity)的上游(相对于平台上的自由流气流)的运动平台的表面上的等离子作动器来修改凹腔附近的气流的路径。该系统可用在与任何形式的开口、凹腔或潜在的任何期望偏转在运动平台上运动的自由流的地方有关的任何形式的运动平台上。该系统期望发现与军用航空器相关的特定的效用以修改自由流气流来降低武器舱门打开的航空器的武器舱内的振荡声压力波。

在一个实施例中，等离子作动器位于航空器上的武器舱的上游边缘的上游。用电信号赋能等离子作动器使得在作动器之上运动的自由流气流的边界层中的空气分子电离。这也导致在作动器附近形成电场，其作用在电离的空气上以产生相对于自由流的气流方向导向上游的感生流动。这结果使得自由流气流偏离武器舱。偏离的自由流气流有助于显著降低否则会由经过或在武器舱内盘旋(curling)的剪切层形成的振荡声压力波。振荡声压力波的降低有助于降低武器舱内的声级并改善军械或军品从武器舱释放的分离特征。

附图说明

在此所述的图表仅仅是为了示出性目的，并不意在以任何方式限制本公开的范围。

图1是用在航空器的机翼的康达(Coanda)表面上的飞行控制系统的一个示例性实施例的侧视图，其中该系统利用多个等离子作动器，其定位在康达表面之上；

图1A示出采用图1所示的多排间隔开的等离子作动器的图1的机翼部分的透视图；

图2是图1所示的等离子作动器之一的放大侧视图；

图3是图1的机翼的侧视图，其示出边界层流动没有等离子作动器作动会呈现为怎样，例如，等离子作动器16a，16b，16c和16d都没有赋能；

图4示出图1的机翼，但仅在较低表面上的至少一个等离子作动器被赋能，其具有沿着康达表面的边界层流动中所致的变化以及机翼部分周围的循环和流线的相关修改(也就是，使得尾流向上偏转)，例如，等离子作动器16c和16d赋能，16a和16b没有赋能；

图5示出图1的机翼，但仅在较上表面上的至少一个等离子作动器被赋能，其具有沿着康达表面的边界层流动中所致的变化以及机翼部分周围的循环和流线的修改相关(也就是，使得尾流向下偏转)，例如，等离子作动器16a和16b赋能，16c和16d没有赋能；

图6是图1的机翼的视图，示出当既在较上表面又在较低表面上的至少一个等离子作动器被作动时边界层流动离开机翼(也就是，尾流没有明显的变化)，例如，所有的等离子作动器16a，16b，16c和16d都没有赋能；

图7示出多个双模式等离子作动器可以怎样应用在康达表面上；

图8更加详细地示出在图7中圈着的双模式等离子作动器之一，其第一和第三电极跨越AC电压源连接以感生有助于延迟边界层分离的流动；和

图9示出图8的双模式等离子作动器，但是其第二和第三电极跨越AC电压源连接以感生用以促进在相反方向的边界层流动的流动；

图10是运动平台的底部表面的平面视图，在该例子中，航空器，示出本公开的用以使得剪切层偏离航空器的武器舱的另一流动控制系统；

图11是图10的航空器的机身部分的侧视图，示出当武器舱门打开时在武器舱之上的气流路径，其中等离子作动器没有赋能；和

图12是图11的航空器的侧视图，示出等离子作动器怎样操作以当舱门打开时使得剪切层偏离武器舱，其中等离子作动器没有赋能。

具体实施方式

下面的描述在本质上仅仅是示例性的，并不意在限制本公开、应用或使用。

参照图1，示出用在运动平台12的机翼14上的流动控制系统10。在该例子中，运动平台12是航空器，并且为了方便，在下面的整个讨论中，称之为“航空器12”。但是，应当立即意识到，本公开的教导并不仅限于用在采用机翼的航空运动平台，例如商用和军用航空器，而可以容易地应用到无人空中飞行器(UAV)、导弹、旋翼航空器、陆上车辆和甚至高速水上船只。

在图1中，系统10采用沿着机翼14的康达表面18间隔开的多个等离子作动器16。尽管仅示出四个等离子作动器16，但是更多或更少的多个可以应用以满足特定应用的需要。在该例子中，两个等离子作动器16a、16b设置在康达表面18的上半部分，而另外两个等离子作动器16c、16d设置在康达表面的下半部分。应当认识到，康达表面18并不需要与航空器机翼相关联，相反可以与任何部件例如陆上车辆的后扰流器相关联。如果等离子作动器并入在航空器或者其它形式的运动平台上的垂直尾翼上，那么，应当认识到的是，称谓“上半部”和“下半部”可以与之不同的变为术语“左侧部”和“右侧部”。同样地，在实践中，应当认识到，很多应用可以需要多个等离子作动器16a、16b、16c和16d在展向沿着机翼14或者其它形式的空气动力表面间隔开。该安置的一个例子在图1A中示出。等离子作动器16的精确布置可以根据需要变化以满足特定应用。例如，等离子作动器16的安置也可以是作动器安置为其长轴在弦向，而作动器很多沿着翼展的阵列便于对粘滞涡流的分离控制。

控制器20和高压交流(AC)电压源22与每一个等离子作动器16连通。控制器22独立控制高压信号优选地在约3,000VAC-20,000VAC之间或者甚至可能更高施加到每一等离子作动器16。赋能任一等离子作动器16使得作动器电离在康达表面18的外表面18a附近的空气。电场也与所施加的AC电压的幅值直接成比例地产生。电场作用在电离的空气上以在赋能的等离子作动器16之上产生感生流动，其在当其在康达表面运动时趋于向着康达表面18拖曳边界层。这有助于延迟边界层从康达表面18的分离。

参照图2，更详细地示出一个等离子作动器16a。该形式的作动器也在于2006年4月12日提交的，序列号为11/403,252的共同的未授权美国申请中讨论，该申请转让给了波音公司，其已经在此引用作为参考。然而，简单地说，等离子作动器16a包括用介电材料28分开的第一电极24和第二电极26。介电材料28可形成布置在电极24和26之间的不同层，如图2所示。优选地，电极24和26凹陷地安置在康达表面18的外表面18a中以使得不与其光滑表面轮廓干涉。但是，也可以直接在康达表面上安置至少第一电极24。如果直接安装在康达表面18上，那么第一电极24将典型地不能由介电材料28完全包封。等离子作动器16还可每个安置在康达表面18上以使得第二电极26相对于边界层流动的方向定位在第一电极24的下游。

交流电压源22连接在控制器20和第二电极26之间。开关30介于交流电压源22和第一电极24之间。开关30可以是半导体开关，或者其可以是由适当的电信号作动的机电开关。本质上，任何形式的满足特定应用的需要的开关都可使用。

当控制器20合上开关30时，跨越第一电极24和第二电极26施加的高压AC信号(典型地至少约3,000VAC)使得电极24和26附近以及紧邻康达表面18的外表面18a的空气电离。电场同样在电极24和26之间产生。电场作用在电离的空气上以感生紧邻外表面18a的流动32，其从第一电极24运动越过外表面18a，和越过第二电极26。感生流动32用以将边界层流动抵着外表面18a向下拖曳，其有助于延迟边界层开始从康达表面18分离。

电极24和26的构型的特定性可以相当地变化以满足特定应用的需要。电极24和26可以由任何传导材料制成。铜是一种特别适合的材料。电极24和26可以形成为薄带，可以是箔带，并可具有约0.001-0.005英寸(0.0254-0.127mm)数量级的典型厚度。每一个电极24和26的长度和宽度可以根据需要变化以适应特定应用，但是应当预见到，在很多航空器应用中，每个电极的尺度可以典型地长度在1-20英寸(2.54cm-50.08cm)数量级，宽度在0.12-0.20英寸(3-5cm)数量级。介电材料28可包括任何适当的介电材料，例如石英、

或者

的介电材料。其它介电材料也可适于使用，所用的精确介电材料可以由特定应用的需求确定。优选地，介电材料28分别在第一和第二电极24和26之间提供约0.005-1.0英寸(0.127-25.4mm)的厚度层。

现参照图3-6，将描述通过选择性地赋能等离子作动器16的各个而提供到边界层流动上的影响。首先参照图3，示出当没有等离子作动器16(不可见)被赋能时较上和较低表面流线36和38在康达表面18之上运动。在该图中，由系统10感生的增量升力系数(ΔC_L)等于由系统感生的增量俯仰力矩系数(ΔC_M)，并且二者都为零。

在图4中，康达表面18的下半部上的等离子作动器16c和16d已经被赋能，而上半部上的等离子作动器16a和16b没有赋能。这严生在箭头40方向的正的俯仰力矩(+ΔC_M)和负的升力系数(-ΔC_L)。流线42表明作动器16c和16d已经怎样稍微修改边界层流动以改变其从康达表面18的分离。注意到流线36的部分36a比图3所示的稍微更加提升。

参照图5，等离子作动器16a和16b被赋能而等离子作动器16c和16d没有赋能。这产生正的升力系数(+ΔC_L)和负的俯仰力矩(-ΔC_M)(用流线箭头46表示)。流线42表明等离子作动器16a和16b已经延迟边界层分离的开始，流线36a和38a已经修改为稍微向下导向。

图6示出所有的等离子作动器16都赋能的流动效果。在该例子中，尾流分离被降低，从而降低机翼14上的阻力，而并不改变俯仰力矩或升力。

系统10的应用是很多的，包括商用和军用航空器、无人空中飞行器(UAV)和导弹。在机动陆上车辆例如汽车和卡车的各空气动力表面上同样可实现所述优点。

系统10通过产生不对称的阻力为无尾航空器提供无铰链偏航控制。通过控制循环控制翼剖面尾流中的分离或者在正和负循环增量之间感生展向变化，其产生升高的诱导阻力而不会伴随升力或俯仰力矩变化，从而产生不对称阻力。

系统10使得能无铰链空气动力控制以增加空气动力和结构效率。空气动力效率通过机翼和类似空气动力表面上的升降副翼边缘和铰链线间隙的消除而改善。结构效率通过增加力矩盒尺寸而改善，其降低重量，消除机械作动重量和复杂性，并增加用于燃料的机翼内部体积等。

系统10可以简化航空器(尤其是具有高度复杂的多段襟翼的商用运输机)的增升系统以提高低速性能，同时降低成本、重量和复杂性。系统10可以潜在地用于替换商用航空器方向舵或升降舵上的配平片，消除主控制表面上的副运动表面的机械复杂性。系统10的使用可以产生比传统运动表面效应器更高的控制速率(高带宽控制器)，因为系统10仅受限于自由流流体流动的对流速度，而不受副翼效应器的机械运动的限制。这使得能控制更加高度不稳定的机体，从而提升机动性和性能。在此所述的系统10使得能低成本、降低的复杂性的机翼设计，其对于薄的可展开的机翼(导弹或小的UAV)尤其有用，其中控制表面由于控制作动安装的难度而难以通过使用传统的方法集成。其它应用在不飞行的交通工具例如半挂车上是可能的，其通过除去降低挂车的基本阻力的作动装置的作动以进行空气辅助制动或者通过当康达表面沿着挂车基座周边安装时感生向下的力而进行牵引控制。

同样期望系统10提供更有效的方式(从结构上和空气动力上说)控制航空运动平台，来增加的任务飞行时间或者航程。通过控制装置的新的机械化(mechanizations)，尤其是对于无尾航空器或具有可展开的飞行表面的空中交通工具，使得设计能额外地灵活。增加的控制作动速率还可与降低的整体复杂性一起实现。

参照图7，示出本公开的另一系统100，其利用多个集成到机翼14的康达表面18中的双模式等离子作动器102。该系统100除了使用双模式作动器102之外与图1和1A的系统10相同。双模式等离子作动器102在序列号(波音档案号No.06-0438；HDP档案号7784-001061)的共同未授权申请中详细讨论，该申请已经被本公开引用作为参考。在该例子中，一对双模式等离子作动器102a和102b布置在机翼14的康达表面18的上半部。第二对等离子作动器102c和102d布置在下半部上。如参照图1所述的系统10，多个双模式等离子作动器102可在展向沿着康达表面18间隔开。所用双模式等离子作动器102的确切数量、间距和安置可变化以满足特定应用的需要。

参照图8和9，双模式等离子作动器102类似于等离子作动器16，但是包括三个电极104、106和108，而不是两个电极。两个开关110和112使得AC电压源26能跨越第一和第二电极对104和108或者在第二和第三电极对106和108之间施加。第三电极108由合适的介电材料层109间隔开，或者包围在合适的介电材料中。

当通过合上开关110并打开开关112，来自AC电压源26的AC电压跨越电极104和108而施加时，等离子作动器102以与上述的作动器16相同的方式操作；也就是，产生感生流体流动114(图8)。感生流动114的方向与在作动器102上流动的边界层流动的方向相同。通过等离子作动器16，感生流体流动114作用在边界层流动上以帮助防止边界层流动离开康达表面18。但是，当电极对106和108通过闭合开关112而打开开关110而赋能时，感生流动116产生，其在与感生流动114(图9)的方向相反的方向。在这种情况下，当与康达表面的另一半部分的等离子作动器协作地操作时，感生流动116有助于促进在康达表面18的机翼后缘的周围的边界层进一步附着。

系统100提供更大程度的流动控制灵活度，因为等离子作动器102的各个可以赋能不同对的电极104、106、108以甚至更加显著地影响边界层流动(也就是，更加显著地促进边界层流动的附着或分离)。例如，某等离子作动器102，例如位于康达表面18的上半部的那些，可以被赋能以产生感生流动114(以促进边界层的附着)，而其它位于康达表面18的下半部上的作动器102可以被赋能以产生感生流动116(以提高康达表面18周围的流动的转向)。该特定例子中的总体结果是所有等离子作动器102将工作以更加显著地移动康达表面18周围的机翼后缘停滞点。控制器20可以根据需要控制等离子作动器102的特定电极对104、108或106、108的赋能，以使得其在采用系统100的表面上产生拉起或俯冲力矩。

这样，系统100提供甚至更加提高的空气动力流动控制的范围的可能性。应当认识到，等离子作动器16和等离子作动器102的不同组合可用在表面，例如康达表面18上以甚至进一步提高对边界层的分离和/或附着的控制。

参照图10-12，示出本公开的另一系统200。系统200使得经过运动平台例如航空器的凹腔之上的剪切层能偏离凹腔。这显著地降低凹腔内的声压级。当凹腔是航空运动平台上的武器舱时，系统还显著地改善武器从运动平台的分离。

特别参照图10，在该例子中，运动平台是在具有机身204的航空器202。在机身204的底面204a处设置有武器舱206。武器舱206可以由一个或多个可移动门208盖住，并且在该例子中示出一对门208。就在武器舱206的紧上游和附近的部分由标号210限定，而在武器舱紧下游的部分用标号212表示。应当理解，所用术语“上游”和“下游”是相对于机身204之上的自由流气流216的方向。

参照图10和11，系统200采用至少一个等离子作动器16，更加优选地，多个等离子作动器16，其定位在机身204的底面204a上沿着上游部分210。等离子作动器16优选地凹陷地安装在机身204中以维持机身204的光滑空气动力表面。在该例子中，等离子作动器16安置为其长轴基本平行于武器舱206的上游边缘214。然而，等离子作动器16可以安置在不同的方向，由特定运动平台的空气动力学或者特定应用的需要决定。重要地，等离子作动器16相对于经过其的自由流气流216从图2所示的方位180度安置。也就是，其安置为第二电极26布置在第一电极24的上游。可结合两排或更多排的等离子作动器16，如图10所示。

进一步参照图11，示出航空器202以及当舱门208打开时随着自由流气流216在武器舱206之上运动形成的剪切层218的路径。为了避免使得图混乱，在图11中没有示出武器舱门208。

应当认识到，剪切层218总体上是武器舱206中的静止空气和大量自由流气流216之间的界面。武器舱206中的空气并不一定需要为静止的以便产生剪切层。取决于大量自由流气流216属性(速度等)，剪切层218可进入武器舱206，或者可撞击在武器舱206的尾部端220的下游的机身202上。在两种情况下，剪切层218都在武器舱206内产生振荡声压力波，其结果导致武器舱内的显著的声噪声。振荡波和剪切流角度也可干涉从武器舱206释放的军械或者制导武器的分离。为了降低声噪声(并改进武器分离特征)，剪切层218的撞击点需要受控。

参照图12，当等离子作动器16被赋能时，在作动器之上流动的边界层222中的空气分子被电离。同时，在电极24和26附近形成电场，其作用在电离的空气上以感生导向上游(也就是，进入边界层流动222)的流动224。该感生流动224如同机械扰流器一样有效地作用以使得边界层222在武器舱206的上游边缘214上游处或正好在之前分离。这结果有助于当剪切层在武器舱之上运动时从武器舱206偏离剪切层218。这用以“扰流”和显著地降低武器舱206内的振荡声压力波的强度，其结果降低武器舱内的声级。降低的振荡声压力波有助于改善军械和/或制导武器从武器舱206的分离。

系统200的性能可通过控制从AC电压源22到作动器16的脉冲AC电压信号的占空因数而进一步改善。系统200的能效也可改善。控制施加到等离子作动器16的脉冲AC电压信号的占空因数可以使得系统200能以与先前发展的典型地使用安装空气喷气口的吸/吹表面主动流动控制(AFC)装置类似的方式运行。这样，可在较大的飞行包线实现武器舱206附近的流动的修整，并且，对于某些武器和发射系统，具有与传统的扰流器或其它AFC装置相比明显较低的复杂性和重量。这也导致与传统的机械扰流器和AFC系统会典型地经历的相比改善的生命周期成本。

不管是根据需要使用刚在上面描述的脉冲系统还是简单地变化来自AC电压源22的AC输出信号的模拟控制系统，AC电压输出信号可得以控制以变化自由流气流216的偏离量。感生的偏离量还可用于控制自由流气流216再次附着到机身204的点。

尽管系统200已经描述为用来修改邻近武器舱的分离层，但是，应当认识到，系统200可易于应用来控制邻近运动平台上的任何形式的凹腔或开口的自由流流动。本质上，系统200潜在地可用于任何期望机械扰流器或者传统的AFC系统应用的场所。尽管系统200在航空器和航天应用方面将尤其有价值，但是系统200可用于任何运动平台，例如旋翼航空器、无人空中飞行器、高速陆上车辆或者甚至高速海上船只。本质上，系统200可具有与需要控制邻近交通工具的开口、凹腔或者其它部件的自由流流动的场合的任何形式的交通工具有关的应用。

尽管已经描述多个实施例，但是，本领域技术人员将认识到，可以作出各种修改或变化，其并未脱离本公开。所述例子示出各个实施例，其并不意在限制本公开。因此，说明书和权利要求应当不受限制地理解，除非考虑到相关的现有技术这种限制是必需的。

Claims (12)

1.一种用于控制运动平台的主体中的凹腔之上的气流以降低在所述凹腔附近的振荡压力波的强度的方法，该方法包括：

相对于所述运动平台上的气流方向，在所述凹腔上游的所述运动平台的表面上布置至少一个等离子作动器；和

施加电信号到所述等离子作动器以赋能所述等离子作动器并使得邻近所述等离子作动器的空气电离，从而有利于剪切层偏离所述凹腔。

2.如权利要求1所述的方法，还包括邻近所述凹腔的上游边缘布置多个所述等离子作动器，和施加所述电信号到每一个所述等离子作动器。

3.如权利要求1所述的方法，其中，施加电信号到所述等离子作动器包括使用控制器来控制可操作地与所述等离子作动器相连的开关以施加所述电信号到所述等离子作动器。

4.如权利要求3所述的方法，其中，使用所述控制器来控制开关包括使用所述控制器来间歇地控制所述开关，以使得可变占空因数AC电信号施加到所述等离子作动器。

5.如权利要求1所述的方法，其中，施加电信号到所述等离子作动器包括施加具有至少约3,000伏电压的交流(AC)信号到所述等离子作动器。

6.如权利要求1所述的方法，其中，施加电信号到所述等离子作动器包括施加在约3,000-20,000伏之间的AC电压到所述等离子作动器。

7.如权利要求1所述的方法，其中，在表面上布置等离子作动器包括布置具有一对由介电材料层分隔开的电极的等离子作动器。

8.一种用于运动平台以改变所述运动平台的凹腔之上的气流的控制系统，所述系统包括：

等离子作动器，其相对于所述运动平台的外表面之上的气流布置在所述凹腔的上游的所述运动平台的表面上；

用于产生AC电压信号的交流(AC)电压源；和

用于施加所述AC电压信号到所述等离子作动器以赋能所述等离子作动器的控制器，所述赋能使得所述等离子作动器附近的空气电离，其使得在所述作动器之上的边界层流动分离和所述作动器的下游的剪切层偏转，并从所述凹腔离开。

9.如权利要求8所述的系统，还包括介于所述控制器和所述等离子作动器之间的开关，所述开关由所述控制器控制以控制所述AC电压信号到所述等离子作动器的施加。

10.如权利要求8所述的系统，其中，所述控制器控制所述开关以施加可变占空因数脉冲AC电压信号到所述等离子作动器。

11.如权利要求8所述的系统，其中，所述等离子作动器邻近所述凹腔的上游边缘布置。

12.如权利要求8所示的系统，还包括布置在邻近所述凹腔的所述上游边缘的所述表面上的多个等离子作动器，每一个所述等离子作动器由所述控制器施加的所述AC电压信号赋能。

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