CN102574577B - 流线型体、飞机的调节襟翼或主翼或背鳍以及具有这种流线型体的结构组件 - Google Patents
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Abstract
一种流线型体(1)，其设有流线型体表面(2)，所述流线型体表面产生用于流体绕流的流线型轮廓表面(3)，并且设有对绕着所述流线型体表面(2)流动的流体的流动产生影响的至少一个流动影响装置(7)，所述各流动影响装置包括：通道(10)，所述通道使绕着所述流线型体表面(2)流动的流体与位于所述流线型体(1)中的抽吸清除装置的致动器空间相连接；缺口(20)，从流线型体翼弦方向(S-T)上看所述缺口挨着所述通道(10)，且所述缺口是由所述流线型体表面(2)的流线型轮廓表面(2a)内流动影响区域上所述流线型体表面(2)的凹陷部(21)形成的，使得边界壁(11)被构造为所述凹陷表面的一部分，当通过所述通道(10)使流体周期性地并且连续交替地被抽吸和清除，借由所述抽吸清除装置能够在绕着所述流线型体表面(2)流动的流体的流动中产生涡流(DR)，所述涡流(DR)的旋转轴沿着假定的流线型体翼弦方向(S-T)定向。
Description
技术领域
本发明涉及流线型体、飞机的调节襟翼或主翼或背鳍以及具有这种流线型体的结构组件。
背景技术
从现有技术中已知特别是作为飞机尾部组件或飞机机翼的流线型体的表面设有涡流产生器(vortexgenerator)。这些涡流产生器是相对于入射流的方向倾斜的小板，并且设置在机翼上边或飞机的后部机身的上边。
然而，这种涡流产生器的缺点是：即使在根本不需要涡流的情况下，也会与飞行状态无关地始终产生涡流。这导致不必要的阻力并且伴随着升高的燃料消耗。
此外，已知的涡流产生器是：在该涡流产生器中，压缩空气经由传输线从储气罐移动至流线型体表面的开口。当需要涡流时，阀动作，从而使压缩空气能够从开口出去进入绕着流线型体流动的初级流动(primaryflow)中。当压缩空气流出时，这里的初级流动与次级流动重叠，从而产生涡流。
然而，这些涡流产生装置需要使其他结构组件与流线型体结合为一体，这会增大整体重量，因而其本身也显示出升高的燃料消耗。在目前的飞机构造中不希望高的燃料消耗，因为除了会给环境增加负担之外，还会减小飞机的航程或有效负载。
发明内容
本发明的目的是提供一种流线型体，其能够以这样的方式对绕着流线型体的流动产生特定、有效的影响：减小该流动在所述流线型体上产生分离效应。
本发明的另一个目的是提供一种飞机的调节襟翼或主翼或背鳍以及具有这种流线型体的结构组件。
本发明的这些目的通过各自的独立权利要求的特征来实现。其它实施例在独立权利要求后面所附的各从属权利要求中表明。
根据本发明，流线型体设有流线型体表面，该流线型体表面产生用于流体绕流的流线型轮廓表面。特别地，流线型体表面能够沿流线型体的翼弦方向在前缘以及与该前缘间隔开的后缘之间延伸。所述流线型体还展示了对绕着流线型体表面流动的流体的流动产生影响的至少一个流动影响装置。所述各流动影响装置展示了：
通道，所述通道沿着所述流线型体的厚度方向行进，从而使绕着所述流线型体表面流动的流体与位于所述流线型体(1)中的抽吸清除装置的致动器空间相连接，
所述流线型体表面中的缺口，具体具有沟槽形状，从流线型体翼弦方向上看，所述缺口贴近所述通道并且沿着所述流线型体翼展方向延伸，所述缺口是由所述流线型体表面的平坦延伸的流线型轮廓表面内流动影响区域上的所述流线型体表面的凹陷部形成的，以便从所述流线型体翼展方向上看使得边界壁被构造为与所述通道有关并与所述缺口相对的凹陷表面的一部分。
特别地，所述边界壁能构造为所述通道的延长壁区域。
所述抽吸清除装置被以这种方式设计：通过所述通道周期性地交替地抽吸和清除流体，使得在绕着所述流线型体表面流动的流体的流动中产生涡流，所述涡流的旋转轴沿着所述流体的流线型体翼弦方向(假定的主方向)被定向。
该涡流将能量传递至绕着所述流线型体表面流动的流体，所述流体连同所述涡流能够引起下面的情况：从流动方向上看，该流动在包括独立的通道和缺口的各构造后面展示了更稳定的边界层。特别地，这使得下述情况成为可能：在由于流动方向上压力增加使得流线型体表面上的特定位置处存在流动分离趋势的流动状态下，通过将包括独立的通道和缺口的至少一个构造定位在流线型体表面的该区域中能够防止流动分离或者将该流动移动到流线型体表面的后部区域。
这提供了一种对于流动分离的情况进行延迟的特别简单的方法，其中，能够降低由于大的连续的涡流结构被破坏所产生的噪声。
在抽吸阶段，从绕着流线型体表面的流动出射的流体被转入缺口，并借助边界壁转向通道。这里，从位于边界壁一侧的流线型轮廓表面产生的次级流动能够在缺口上方被破坏或者被搬移至外部。经过几次抽吸清除阶段的循环过程，从翼弦方向或主流动方向上看，该流动合并形成非对称的流动状态，因此由于该循环顺序使得缺口上方的涡流稳定。
基于本发明的流线型体的示例性实施例，该实施例能够显示出边界壁与流线型轮廓表面之间的过度区域中的边缘线。这里的边缘线用作破坏(tear-off)边缘，通过相应地设计边缘区域或角部区域，从翼弦方向或主流动方向上看，能够有利于支持非对称流动状态的存在。这里，从流线型体翼弦方向上看，各相邻的边界壁和流线型轮廓表面的轮廓线能够在边缘线的区域中以90度或小于90度的角度(即，以锐角)彼此会聚。这里，可将边缘线设计作为一个角或者设计成对于该位置的轮廓线具有相对低的半径。
在根据本发明的流线型体的另一个示例性实施例中，流线型体表面的凹陷部能够展示出一个表面部，从流线型体翼展方向上看，该表面部在与贴近缺口的流线型轮廓表面成角度的方向行进，使得该表面部向下倾斜至通道的口部，并且从通道方向即流线型体翼弦方向和流线型体翼展方向上看，远离流线型轮廓表面。
基于本发明的流线型体的另一示例性实施例，该流线型体的流线型体表面显示出包括独立的通道和缺口的多个构造，其中在这些构造中的至少几个构造与抽吸清除装置的致动器空间之间发生流动交换。
在本发明的流线型体的另一示例性实施例中，从流线型体翼弦方向上看，包括独立的通道和缺口的构造能够连续定位且彼此间隔开，其中从流线型体翼展方向上看，缺口和通道的组合具有同一取向。
在根据本发明的流线型体中，从流线型体翼展方向上看，包括独立的通道和缺口的构造能够可替换地或附加地定位成彼此相邻且彼此间隔开，其中从流线型体翼弦方向上看，缺口和通道的组合相对于彼此分别交替地相对定向。
抽吸清除装置可由至少部分接近致动器空间的膜致动器构成，并且被以这样的方式构成：通过相应地激励所述膜致动器能够增大和减小所述致动器空间的体积，其中，减小所述致动器空间的体积以使所述通道清除流体，而增大所述致动器空间体积以使所述通道抽吸流体。特别地，在这里膜致动器能够被电激励，并被设计为扬声器或压电致动器。膜致动器能够展示出具有被膜覆盖的开口区域的边界壳体，其中以相对于由边界壳体和膜界定的内部致动器空间，将膜向内侧移动从而减小它的体积，并且将膜向外侧移动从而增大它的体积这种方式来激励该膜。
作为上面的另一种选择，所述抽吸清除装置展示了流动发生装置，该流动发生装置与所述抽吸清除装置的所述致动器空间以这样的方式有效地相互作用：在相应地激励所述流动发生装置时，周期性交替地通过所述通道清除流体并通过所述通道抽吸流体。这里，所述流动发生装置能够展示出旋转活塞泵和/或间歇操作的活塞泵，或者由它们构成。
本发明的另一个方面提供了一种飞机的调节襟翼或主翼或背鳍，其能够根据本发明实施例所述的流线型体构造而成。这里提供了：在流线型体翼弦方向上看，包括独立的通道和缺口的多个构造被定位于所述流线型体表面的后半部分。
在本发明的另一方面中，用于飞机、或陆地车辆或船只的结构组件，该结构组件包括一个被设计为流线型体的结构组件，该流线型体能够根据本发明实施例的流线型体构造而成。
附图说明
下面将基于附图说明本发明的示例性实施例。显示如下：
图1是根据本发明的飞机机翼形式的流线型体的俯视图，展示了本发明的多个涡流产生器，该涡流产生器具有由独立的通道和缺口构成的构造的示例性实施例；
图2是在抽吸阶段沿着图1的横断线B-B提供的包括独立的通道和缺口的构造的本发明示例性实施例的部分截面图，在该抽吸阶段空气从流线型体表面的区域流至通道；
图3是在清除阶段根据图2的包括独立的通道和缺口的构造的示例性实施例的部分截面图，在该清除阶段空气从通道流出进入流线型体表面的区域；
图4延续图2和图3所描绘的实施例，是在流体从流线型体表面的区域流入通道的状态下根据本发明提供的包括独立的通道和缺口的构造的另一个示例性实施例的部分截面图；
图5是在流体从通道流出进入流线型体表面的区域的状态下图4所示的包括独立的通道和缺口的构造的实施例。
具体实施方式
本发明的流线型体1展示出了流线型体表面2，流线型体表面2形成了用于流体绕流的流线型轮廓表面3。根据本发明，将流线型体理解成有流体(例如，气体或液体)绕其流动的体，并从绕着它的流体流动中获得其主要功能。例如，流线型体可以是主翼、调节襟翼、背鳍(即，水平稳定器或垂直稳定器)、诸如缝翼或鸭翼等辅助翼，或者甚至是机身。在另一示例中，流线型体可以是例如扰流器等陆地车辆的结构部件。例如，流线型体可以是船的船身或舵的一部份。通常，这种流线型体的问题是根据如何使用以及在何处使用这种流线型体，会有一种不希望的流体分离的趋势。根据本发明的流线型体能够有效地影响流体，从而对于流线型体的局部或整体区域都能使绕着流线型体的流体稳定和/或减小流体分离的趋势。
流线型轮廓表面被理解为流线型体表面2的区域，该流线型体表面2在流体绕其流动时执行预期的主要功能，对于机翼来说特别是产生上升力。
图1显示了飞机机翼形式的流线型体1的俯视图。出于定向和进一步说明的目的，与流线型体相关的坐标系统在附图上标绘出来。该坐标系统示出了流线型体翼展方向S-SW、流线型体翼弦方向T-SW和流线型体厚度方向S-D。
流线型体1展示了流线型体表面2，在所述示例性实施例中，流线型体表面2在前缘3a和与前缘3a在沿流线型体翼弦方向S-T间隔开的后缘3b之间延伸，并形成了用于流体绕流的流线型轮廓表面3。另外，流线型体1展示了影响绕着流线型体表面2流动的流体的流动的至少一个流动影响装置7。流动影响装置7由构造8构成，构造8包括独立的通道10和缺口20。另外，流动影响装置7配置有抽吸清除装置(在图中未示出)，或者流动影响装置7展示了抽吸清除装置。
流体，在此情况下为空气，在流动S的初级方向上绕着飞机机翼流动，其中流向流线型体的空气的流动S的初级方向沿着机翼翼弦方向行进，意味着通常沿着流线型体翼弦方向S-T。流动S的初级方向通常也可以沿着与流线型体翼弦方向S-T成一个角度的方向行进。
在本发明流线型体的一个应用(例如，外部船体)中，绕流线型体流动的流体是水。根据本发明的方案同样能够容易地用于该应用。
图1描述了位于机翼1的表面上的、包括独立的通道10和缺口20的多个构造8。如图1的示例所示，连续地位于流线型体翼弦方向S-T上的、包括独立通道10和缺口的六个构造8构成序列A1，该序列A1位于流线型体1或机翼的流线型体表面2的区域中。流线型体翼弦方向S-T上构造8的序列A1能够根据本发明影响在流线型体翼弦方向S-T上延伸的更宽区域内的流动。如图1所示，在机翼1的内侧区域描绘的是包括独立的通道10和缺口20的单个构造8，该构造8在流线型体表面2上侧的大部分区域上沿纵向延伸。根据本发明，构造8的这一实施例还能够影响在流线型体翼弦方向S-T上延伸的更大区域上的流动。请看图1所示的机翼1的外部区域，在流线型体翼展方向S-SW上连续设置并且彼此错开的构造8构成序列A2，根据本发明，该序列A2也能用来在流线型体翼展方向S-SW上延伸的更大区域内影响流动。
在流线型体翼弦方向S-T(序列A1)上，包括独立的通道10和缺口20的构造8可连续地设置并且彼此间隔开，其中，在流线型体翼弦方向S-T上看独立的缺口20和通道10的组合被一致地定向，即，在翼弦方向S-T上看序列A1的缺口20位于包括缺口和通道的构造的同一侧。
替代地或者另外地，在流线型体翼展方向S-SW上看时，能够在流线型体K上彼此相邻且相互间隔开地设置至少两个构造8。其中在流线型体翼弦方向S-SW上看，分别包括缺口20和通道10组合的每两个相邻的构造彼此相对地定向，这意味着在翼展方向S-SW上看时缺口位于彼此的相对侧，如图1示出的序列A2所示。在相对的、具有独立的缺口20和通道10的构造的集合中，在相反旋转方向上旋转的涡流分别出现在相邻的构造8中。这些相邻的涡流交织在一起，以交流的方式，一个涡流推动另一个涡流。与在一个集合中多个涡流彼此互不影响的情况相比，这使它们更长时间地稳定并且保持完整(intact)。因此，由包括缺口20和通道10的、相对设置的构造构成的这种序列A2能够设置在流线型体K的提供尽可能长时间保持稳定完整性的涡流的位置处。
作为上面的另一种选择，能够设置这样的流线型体K：在流线型体翼展方向S-SW上设有彼此相邻且相互间隔开的至少两个构造8，其中，在流线型体翼展方向S-SW上看缺口20和通道10的组合被一致地定向，并且在翼展方向S-SW上看缺口位于包括缺口和通道的构造的同一侧。在一致定向的、包括独立的缺口20和通道10的多个构造的这一集合中，相邻的、相互影响的且同向旋转的涡流引起摩擦损失，使得这些涡流随着时间的推移而变得不稳定，并且比上述示例性实施例中更快地被破环。因此，这种一系列包括缺口20和通道10的构造能够设置在流线型体K的想要在相对短的周期内于流线型体K表面上形成涡流(即，相对快地破坏)的位置处，因为涡流在相同方向上的旋转会对彼此产生影响。特别地，彼此一致定位的多个构造8也可用对抗噪声，在此情况下，将构造8放置在流线型体的由于出现局部流动而产生噪声的位置处是有利的。
图2和图3所示作为本发明提供的影响绕着流线型体表面2流动的流体的流动的流动影响装置7的一部分，是本发明的包括独立的通道10和缺口20的构造8的示例性实施例，该缺口形成为贴近流线型体翼展方向S-SW上的通道。抽吸清除装置的致动器空间或内部空间与通道10流体连接，使得抽吸清除装置能够影响缺口20以及缺口20上方区域中的流体状态。从缺口20看，通道10沿着流线型体厚度方向S-D行进，意味着进入流线型体1。
缺口20沿着流线型体翼展方向S-SW延伸，并且在位于流线型体表面2的流线型轮廓表面3内的流动影响区域上由流线型体表面2中的凹陷部21形成。因此，流线型轮廓表面3位于凹陷部21周围。所以，大致为沟槽状的缺口20在流线型体翼弦方向S-T上看贴近通道10被定位，或者在流线型体翼展方向S-SW上看在通道10的后面或前面被定位。
在图2和图3所示的实施例中，缺口20是由凹陷部21形成的，在流线型体翼展方向S-SW上看该凹陷部21与贴近该缺口20的流线型轮廓表面3成一角度行进，使得凹陷部21朝着通道10的口部10a向下倾斜，并且从流线型轮廓表面观看时远离流线型轮廓表面2a。在图4和图5的实施例中，具有相同功能的部分通过与图2和图3的描述中相同的附图标记标出，缺口20是由凹陷部21形成的，该凹陷部21展示了侧壁21a和底板区域21b。在流线型体翼弦方向S-T上看侧壁21a是类似阶梯的侧面的形状，因为侧壁21a的轮廓线相对于流线型轮廓表面3的轮廓线以相对大的角度(例如，在50度与90度之间的范围)行进。
通道10位于底板区域21b的侧边。关于通道10的位置形成有边界壁11，边界壁11的轮廓线在流线型体翼弦方向S-T上看开始出现并且相对于流线型轮廓表面3的轮廓线以整体相对大的角度(例如，在50度与90度之间的范围)行进。边界壁11从口部10a延伸至边缘区域24。
因此，通道10的口部10a贴近底板区域21b，以在缺口20中形成开口10b。在流线型体翼弦方向S-T上看出现的缺口20的轮廓线展示了位于口部10a位置处的第一边缘区域23，第一边缘区域23形成了从底板区域21b到通道10的过渡。同样地，在流线型体翼弦方向S-T上看出现的缺口20的轮廓线展示了第二边缘区域24，第二边缘区域24形成从边界壁11到流线型轮廓表面3的过渡，该流线型轮廓表面3根据绕着流线型轮廓表面3的流动被所述缺口阻断。从流线型体翼展方向S-SW上看第一边缘区域23位于下面，即相对于流线型轮廓表面3的位置比第二边缘区域24更朝向流线型体1的内部，从而使边界壁11在口部10a与流线型轮廓表面3之间延伸，从而形成侧壁，特别是位于口部10处的缺口20的侧壁。因此，边界壁11也能够特别地配置为通道10的延长壁区域。特别地，第二边缘区域24或边界壁11与流线型轮廓表面3之间的过渡区域可设计为具有相对低弯曲半径的轮廓线或者甚至作为角部，意味着展示了边缘线(图2、图3和图4、图5)。在构造作为襟翼或机翼的流线型体中，弯曲半径特别是能够测量出小于10mm。
如图2和图3以及图4和图5所示，边界壁11的部分或者全部轮廓线可绘成直线。边界壁11的轮廓线也可以弯曲行进，这样的话，例如，从开口10b位置处向离开缺口20的方向行进，即朝向外侧。同样能够使边界壁11在缺口20的方向上被弯曲。
通道10插入容纳流动发生装置的致动器腔，该流动发生装置用于从缺口20的区域以及位于缺口20上方的区域将流体抽吸进入腔室中的，并且在相应地激活流动发生装置时，以相反方向从通道10排出腔室中的流体。
图2示出了在抽吸阶段的状态。在此阶段，流动发生装置用于抽吸在流动S的初级方向上绕着流线型体1流动的流体并将该流体收集至腔室中。由箭头S1象征性地表示的滑流产生于缺口的区域中。该滑流的结果是，较大量的流体通过第一边缘区域23从缺口区域20a中抽吸出，而较小量流体通过第二边缘区域24从流线型轮廓表面3抽吸出。换言之，在抽吸阶段，从位于缺口区域20a中的、比壁24更深处的壁23处抽吸出更多的流体。这种流体量的不对称性在流动的初级方向上的主流动中产生漩涡DR。得到的漩涡DR具有沿着假定的流线型体翼弦方向S-T定向的旋转轴。
在图3所述的清除阶段，流动发生装置产生从致动器腔流至缺口20的流动，并因此帮助产生前述的漩涡DR，这通过图2与图3之间的比较可以明显看出。这里，流体在壁13a与壁13b之间沿着射出方向S-Out朝向边缘区域23和24被清除。上述包括缺口20和通道10的构造8的结构配置的几何不对称性加强了从侧壁21a至边界壁11的流动。总之，这产生了次级流动，该次级流动能够用来向靠近流线型轮廓表面3行进的初级流动的区域提供从通道10出去的高能量流体。通过感应现象，也可将高能量流体从远离表面的层传输至靠近流线型轮廓表面3流动的层中。
通过相应地激活流动发生装置，图2和图3描述的抽吸和清除阶段能周期性地重复。在本发明的一个示例性实施例中，如果设有一个组即几个构造8构成的序列A1或序列A2，每个构造分别与设有各自致动器空间的各抽吸清除装置相连接，使得在各构造8处能够按时间顺序产生单独的涡流或漩涡DR。如果在示例性实施例中各构造8设有单独的腔室并结合至一个流动发生装置，那么流过这些构造8的抽吸流动和清除流动能够具有同步节奏或者相对于彼此具有预定的延迟。结果能够将希望的次级流动效果最大化。还能够以在特定区域上产生无缝隙或无涡流区域的方式对每一个致动器进行定时，其中也需要考虑至各相邻构造8或缺口20的流动的持续时间。
作为另一种选择，可以设置连续定位的几个构造8，并且这里的这些构造8连接至共用腔室或者各自分别连接至单独的腔室。如果设有共用腔室，利用设置在该腔室中的流动发生装置，流体通过所有构造8同时被抽吸或清除。
给定一个在方向S上朝向流线型体的流动，以及借助抽吸清除装置或致动器通过通道10的流体的抽吸，在口部10a的区域中占优势的低压形成了流动S1，该流动S1会撞击边界壁11并且朝着口部10a和通道13向下转移。在相对于与通道10有关的缺口20的流线型轮廓表面3侧边上产生的次级流动S2不会进入所述缺口，并且一旦形成漩涡DR，次级流动S2便不会向口部10a流动(图2)。另外，可将边缘区域24设计为角部，以使次级流动S2在边缘区域24处分离，如果需要可以破坏该次级流动S2。使用边缘线构造边缘区域的优点是该边缘线防止次级流动S2进入通道13。
在清除阶段(图3和图5)，从流线型体的内部看，从通道10射出的流体流向外部。在此过程中缺口20中的流体被清除(运移)，从而在抽吸阶段与清除阶段之间进行交替时出现非对称流动状态(图3和图5)。
在抽吸阶段，来自绕着流线型体表面流动的流体被转移至缺口，并通过边界壁被偏移至通道。这里，来自靠着边界壁那侧的流线型轮廓表面的次级流动S2能在缺口上方被破坏。如果相应地配置了边缘区域或角部区域24，能够防止来自靠着边界壁那侧的流线型轮廓表面的次级流动S2流入缺口21和通道13。这里边缘区域或角部区域24用作该次级流动的分离角部或破坏角部。在清除阶段，流体从通道流出。这导致了缺口中流体的滑流或运移，以及来自靠着边界壁11那侧的流线型轮廓表面的次级流动S4的滑流或运移。经过几次吸入和喷出阶段的循环过程，流动合并形成非对称流动状态，因此在缺口21上方形成漩涡DR，该漩涡DR根据循环顺序而保持稳定。
通过适当地设计口部10a的边缘区域或角部区域24，可使非对称流动状态的存在得到有利的支持：通过使边缘区域或角部区域24展示出锋利边缘(即，边缘线)可将其构造为破坏边缘24。
在另一示例性实施例中，具有包括通道和缺口的至少一个构造的本发明的流线型体还能够用于燃气机中燃料注入的目的，产生改善气缸中燃料分布的涡流，从而利用该措施能够使燃气机的效率最优化。这里，从流体流入气缸的方向看，构造8在这里位于燃料注入气缸的位置。通道10在这里是用于使燃料进入燃气机的通道。
Claims (12)
1.一种流线型体(1)，其设有产生用于流体绕流的流线型轮廓表面(3)的流线型体表面(2)，并且设有对绕着所述流线型体表面(2)流动的流体的流动产生影响的至少一个流动影响装置(7)，其特征在于，所述各流动影响装置(7)展示了：
通道(10)，所述通道沿着所述流线型体的厚度方向(S-D)行进，从而使绕着所述流线型体表面(2)流动的流体与位于所述流线型体(1)中的抽吸清除装置的致动器空间相连接；
缺口(20)，位于所述流线型体的厚度方向(S-D)，所述缺口在所述通道(10)和所述流线型轮廓表面(3)之间，并且沿着流线型体翼展方向(S-SW)延伸，所述缺口是由所述流线型体表面(2)的流线型轮廓表面(3)内流动影响区域上的所述流线型体表面(2)的凹陷部(21)在所述流线型体翼展方向(S-SW)上在所述通道的一侧上形成的，以便在所述流线型体翼展方向(S-SW)上看使得边界壁(11)配置为在所述流线型体翼展方向(S-SW)上在所述通道(10)的另一侧上与所述缺口(20)相对的凹陷表面的一部分；
以便提供一个通过所述通道(10)的流体的周期性交替抽吸和清除，所述抽吸清除装置能够在绕着所述流线型体表面(2)流动的流体的流动中产生涡流(DR)，所述涡流的旋转轴沿着流线型体翼弦方向(S-T)被定向。
2.根据权利要求1所述的流线型体，其特征在于，所述边界壁(11)与所述流线型轮廓表面(3)之间的过渡区域展示了边缘线。
3.根据权利要求1所述的流线型体，其特征在于，从所述流线型体翼展方向(S-SW)上看，所述流线型体表面(2)的凹陷部(21)与贴近所述缺口(20)的流线型轮廓表面(3)成角度地行进，以便从所述流线型轮廓表面看所述凹陷部(21)远离所述流线型轮廓表面(3)朝向所述通道(10)的口部(10a)向下倾斜。
4.根据权利要求1所述的流线型体(1)，其特征在于，所述流线型体表面(2)展示了包括独立的通道(10)和缺口(20)的多个构造，其中，在这些构造中的至少几个构造与所述抽吸清除装置的致动器空间之间发生流体交换。
5.根据权利要求4所述的流线型体(1)，其特征在于，从所述流线型体翼弦方向(S-T)上看，包括独立的通道(10)和缺口(20)的所述构造(8)连续定位并且彼此间隔开，其中，从所述流线型体翼展方向(S-SW)上看，缺口(20)和通道(10)的组合具有同一取向。
6.根据权利要求4所述的流线型体(1)，其特征在于，从所述流线型体翼展方向(S-SW)上看，包括独立的通道(10)和缺口(20)的所述构造(8)彼此相邻定位且彼此间隔开，其中，在所述流线型体翼展方向(S-SW)上看，缺口(20)和通道(10)的组合分别相对于彼此交替地相对取向。
7.根据权利要求1所述的流线型体(1)，其特征在于，所述抽吸清除装置由至少部分接近所述抽吸清除装置的致动器空间的膜致动器构成，并且构造为通过相应地激励所述膜致动器能够增大和减小所述致动器空间的体积，其中，减小所述致动器空间体积使得流体通过所述通道被清除，而增大所述致动器空间体积使得流体通过所述通道被抽吸。
8.根据权利要求1所述的流线型体(1)，其特征在于，所述抽吸清除装置展示了流动发生装置，所述流动发生装置以这样的方式与所述抽吸清除装置的所述致动器空间可操作地相互作用：相应地激励所述流动发生装置时，周期性交替地通过所述通道清除流体并通过所述通道抽吸流体。
9.根据权利要求8所述的流线型体(1)，其特征在于，所述流动发生装置展示了旋转活塞泵和/或间歇操作活塞泵。
10.一种根据权利要求1所述的流线型体所设计的飞机的调节襟翼或主翼或背鳍。
11.根据权利要求10所述的飞机的调节襟翼或主翼或背鳍，其特征在于，从所述流线型体翼弦方向(S-T)上看，包括独立的通道(10)和缺口的多个构造(8)位于所述流线型体表面(2)的后半部。
12.一种用于飞机、陆地车辆或船只的结构组件，所述结构组件被构造为根据权利要求1所设计的流线型体。
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| US20100219296A1 (en) * | 2008-11-01 | 2010-09-02 | Alexander J. Shelman-Cohen | Reduced drag system for windmills, fans, propellers, airfoils, and hydrofoils |
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| JP5956803B2 (ja) * | 2012-03-29 | 2016-07-27 | 一般社団法人日本航空宇宙工業会 | 飛行体の高揚力装置 |
| CN105209766B (zh) * | 2013-03-15 | 2018-07-10 | 奥地利科学技术研究院 | 通过在垂直于壁的方向上使得流速分布变形而消除壁面流中的湍流 |
| EP3317180B1 (en) * | 2015-07-02 | 2021-09-01 | BLR Aerospace, LLC | Helicopter with anti-torque system, related kit and methods |
| AU2016338382B2 (en) * | 2015-09-02 | 2021-04-01 | Jetoptera, Inc. | Ejector and airfoil configurations |
| CN105216998B (zh) * | 2015-11-16 | 2017-06-20 | 哈尔滨工业大学 | 一种降低噪音的船用螺旋桨 |
| EP3290333A1 (de) * | 2016-09-05 | 2018-03-07 | Airbus Defence and Space GmbH | Fluidaktuator mit strahlvektorkontrolle und strömungskörper |
| US10532805B2 (en) * | 2016-09-20 | 2020-01-14 | Gulfstream Aerospace Corporation | Airfoil for an aircraft having reduced noise generation |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3467348A (en) * | 1967-10-10 | 1969-09-16 | Jerome H Lemelson | Aircraft structures and systems |
| US5255881A (en) * | 1992-03-25 | 1993-10-26 | Vigyan, Inc. | Lift augmentation for highly swept wing aircraft |
| US5894990A (en) * | 1995-06-12 | 1999-04-20 | Georgia Tech Research Corporation | Synthetic jet actuator and applications thereof |
| US6457654B1 (en) * | 1995-06-12 | 2002-10-01 | Georgia Tech Research Corporation | Micromachined synthetic jet actuators and applications thereof |
| CN101348170A (zh) * | 2008-09-01 | 2009-01-21 | 北京航空航天大学 | 一种具有层流流动控制和分离控制的机翼结构 |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1332026A (en) * | 1971-08-07 | 1973-10-03 | British Aircraft Corp Ltd | Aircraft |
| US6866234B1 (en) * | 2003-07-29 | 2005-03-15 | The Boeing Company | Method and device for altering the separation characteristics of air-flow over an aerodynamic surface via intermittent suction |
| DE102004024057B3 (de) * | 2004-05-13 | 2005-09-15 | Airbus Deutschland Gmbh | Luftfahrzeug mit einem Fluidkanalsystem |
| US7686257B2 (en) * | 2005-05-23 | 2010-03-30 | Lockheed Martin Corporation | Dual bimorph synthetic pulsator |
| US7635107B2 (en) * | 2005-08-09 | 2009-12-22 | The Boeing Company | System for aerodynamic flows and associated method |
| US8136767B2 (en) * | 2006-01-03 | 2012-03-20 | General Electric Company | Method and system for flow control with arrays of dual bimorph synthetic jet fluidic actuators |
-
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-
2012
- 2012-03-02 US US13/410,365 patent/US8757556B2/en active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3467348A (en) * | 1967-10-10 | 1969-09-16 | Jerome H Lemelson | Aircraft structures and systems |
| US5255881A (en) * | 1992-03-25 | 1993-10-26 | Vigyan, Inc. | Lift augmentation for highly swept wing aircraft |
| US5894990A (en) * | 1995-06-12 | 1999-04-20 | Georgia Tech Research Corporation | Synthetic jet actuator and applications thereof |
| US6457654B1 (en) * | 1995-06-12 | 2002-10-01 | Georgia Tech Research Corporation | Micromachined synthetic jet actuators and applications thereof |
| CN101348170A (zh) * | 2008-09-01 | 2009-01-21 | 北京航空航天大学 | 一种具有层流流动控制和分离控制的机翼结构 |
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