CN105035333A - 机翼空中加油系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了机翼空中加油系统。其中一种飞机包括机翼组件、吊舱、以及将吊舱附接于机翼组件的吊架。吊架具有后掠吊架襟翼，该后掠吊架襟翼被配置为在飞机的飞行期间降低吊架和吊舱的负荷，并且也被配置为产生对抗拖拽吊舱的涡流的向下气流。

Description

机翼空中加油系统
相关申请的交叉引用
在由U.S.空军授权的合同号FA8625-11-C-6600的政府支持下创作本发明。在本发明中政府具有一定权利。
背景技术
空中加油机上的空中加油系统被用于在飞行期间将燃料转移至受油机。一种类型的空中加油系统包括软管和锥套。为了以这种类型的系统执行加油，空中加油机将航行速度减低至较低的加油速度，并且伸出软管和锥套。锥套在飞行中稳定软管并且提供漏斗以帮助将受油机的空中加油管插入软管加油接头。
软管和锥套通常存储在吊舱中，其中吊舱通过吊架附接于空中加油机机翼的较低外侧部分。当使用时，软管和锥套从吊舱伸出。
在飞行期间，气流产生拖拽吊舱的涡流。涡流在垂直平面中是圆形的并且具有能够抬升软管和锥套的向上速度分量，从而在伸出和收缩期间引起软管和锥套的不稳定性。针对较旧的空中加油飞机，现有的空气动力学缓解设计(例如，脊和格尼(Gurney)襟翼)能够在加油包线的狭窄区域内对抗低强度的涡流。
新类型的空中加油飞机被设计成能以较高的最大速度运行。吊舱和其吊架可以被设计成将最大运行速度下的抖振最小化，但是最小化抖振将引起较高的侧负载，这将导致加油速度下具有更强的涡流。现有的缓解设计对于显著地解决在整个飞行包线内的较高涡流强度不是有效的。
发明内容
根据本文中的实施方式，一种飞机包括机翼组件、吊舱、以及将吊舱附接于机翼组件的吊架。吊架具有后掠吊架襟翼。后掠吊架襟翼被配置为在飞机的飞行期间降低(unload)吊架和吊舱的负荷，并且还被配置为产生对抗拖拽吊舱的涡流的向下气流。
根据本文中的另一实施方式，机翼空中加油系统包括用于存储软管和锥套的吊舱、以及从吊舱延伸的吊架。吊架具有外侧后掠吊架襟翼。襟翼的最上部分相对于局部流具有浅的角度。角度朝向襟翼的最下部分增加。
根据本文中的另一实施方式，机翼空中加油系统包括吊舱，被配置为存储软管和锥套；以及第一和第二脊，在吊舱的外表面上，用于产生反向旋转涡流对。
根据本文中的另一实施方式，一种使用空中加油飞机上的吊舱中的软管和锥套的方法包括：使空中加油飞机以加油速度飞行；伸出软管和锥套以拖拽吊舱；以及使用后掠襟翼和脊以干扰破坏拖拽吊舱的吊舱涡流并且产生对抗吊舱涡流的向下气流。
这些特征与功能可以在各种实施方式中独立地实现或与其它实施方式组合来实现。实施方式的更多细节将参考以下说明和附图来了解。
附图说明
图1是空中加油飞机的示意图。
图2是空中加油飞机的机翼空中加油系统的示意图。
图3是在飞行期间空中加油飞机和气流方向的坐标系的示意图。
图4A、图4B、图4C和图4D是机翼空中加油系统的吊舱和吊架的示意图。
图5是针对后掠吊架襟翼的非连续的入射角的示意图。
图6是针对后掠吊架襟翼的连续的入射角的示意图。
图7是使用空中加油飞机上的吊舱中的软管和锥套给受油机加油的方法的示意图。
具体实施方式
参照图1，其示出了空中加油飞机110，包括机身120、机翼组件130、以及尾翼140。一个或多个推进单元150耦接至空中加油飞机110的机身120、机翼组件130或其他部分。
空中加油飞机110包括一个或多个燃料箱160，用于在空中加油操作期间将燃料提供给受油机。空中加油飞机110进一步包括至少一个机翼空中加油系统170。可以为每个机翼组件130设置一个或多个机翼空中加油系统170。例如，左右机翼空中加油系统170可以位于左和右机翼组件130的末端(extreme，端部)。
现在参考图2。每个机翼空中加油系统170包括软管172和锥套174。为空中加油飞机的飞行包线，定制软管172的长度和锥套174的设计。每个机翼空中加油系统170进一步包括用于存储软管172和锥套174并且在空中加油操作期间用于展开软管172和锥套174的吊舱176。吊舱176可以通过吊架178附接至机翼组件130之一的较低外侧部分，通常在机翼半翼展的75％和95％之间。
另外参考图3，其示出了空中加油飞机110的球形(X-Y-Z)笛卡儿坐标系。X轴在从机身120的尾部至机头的方向(向前的方向)延伸。Y轴可以在从机身120的中部至右机翼的翼尖方向(“翼展”方向)延伸。Z方向可以与X方向和Y方向垂直(向上/向下方向)。
箭头310表示自由流，其指的是飞行期间远离空中加油飞机110的上游的气流。箭头320表示局部流，其是在飞行期间受到空中加油飞机110影响的近场流。随着空气移动穿过机翼组件130、吊舱176和吊架178，局部流320的方向改变。箭头320向外转向很少的程度以表示其相对于自由流310稍微扰乱、并且表示局部流310沿翼展方向具有非同小可的分量。
在飞行期间，局部流320的翼展分量产生拖拽每个吊舱176和吊架178的吊舱涡流330。每个吊舱涡流330将被称为“吊舱”涡流330。吊舱涡流330在垂直平面是圆形的并且具有向上的速度分量(扁平的圆圈表示吊舱涡流330的循环)。申请者已经发现，吊舱涡流330的强度和定位是机翼组件130的下表面上的局部流角度(通过机翼几何构型、装载和飞行条件限定)、吊舱/吊架成形、和流分离的函数，其中流分离在吊舱176和吊架178上产生侧负载。
空中加油飞机110可以被设计为通过在抖振条件下相对于局部流向上弯曲(翘曲)并且调整(或外张)吊舱176和吊架178使得在侧平面(X-Y平面)中的局部流角度接近零度，从而能以最大运行速度飞行或以接近于最大运行速度(例如，巡航速度)飞行。(外倾角度是从向前的方向测量的吊舱和吊架绕Z轴旋转的角度。)当其在吊架和吊舱表面上产生以有序的方式改变的压力分布时，这种对齐以高速操作最小化流不稳定和抖振。
然而，这种对齐趋于对于具有较低的速度(例如，加油速度)的吊舱176和吊架178产生较高的局部流动角，从而在吊舱176和吊架178上产生较高的侧力(因为局部流方向是更外侧的)。由于较高的侧力，产生更强的吊舱涡流330。当在加油期间从吊舱176伸出时，更强的吊舱涡流330能够产生针对软管172和锥套174的不稳定性。
锥套174在飞行中稳定软管172并且提供漏斗以帮助将受油机的空中加油管插入软管加油接头。在完成加油之后，收回软管172和锥套174。吊舱涡流330的向上速度分量在收回期间趋于引起软管172和锥套174的不稳定性。
现在参照图4A、图4B、图4C和图4D，其示出了吊舱176和在外侧具有后掠吊架襟翼410的吊架178。后掠吊架襟翼410被配置为在空中加油飞机110的所有飞行条件期间降低吊舱176和吊架178上的装载(负荷，load)，并且也被配置为以较低速度产生对抗吊舱涡流330的向下气流。后掠吊架襟翼410包括相对于自由流310具有浅入射角(α)的最上面部分412和具有较高入射角(α)的最下面部分414。针对后掠吊架襟翼410，术语“最上面”和“最下面”是相对于机翼组件130，最上面部分412离机翼组件130最近并且最下面部分414离机翼组件130最远并且离吊舱176离近。最上面部分412沿尾部方向向后扫掠以避免流分离。最上面部分412不显著地影响具有较高的运行速度的空中加油飞机110。
后掠吊架襟翼410的最上面部分412相对于自由流310具有在0和30度之间的入射角(α)。后掠吊架襟翼410的最下面部分414相对于自由流310具有在30和90度之间的入射角(α)。吊舱176的位置及机翼组件130的扫掠、机翼组件的下表面轮廓、以及自由流速度均能影响理想的入射角(α)。理想的入射角(α)是有效地转向局部流而没有不利地影响周围气流的入射角。
在一些实施方式中，入射角(α)的增加在至少两个分立的部分中是非连续的。图5示出了吊架襟翼410具有两个分立部分的实施例：具有在0和30度之间的上部入射角(αU)的分立的最上面部分412；和具有在30和90度之间的下部入射角(αL)的分立的最下面部分414。针对每个部分412和414，入射角(αU和αL)相对于距后掠吊架襟翼410的机翼前缘(L)的距离是恒定的。
在一些实施方式中，后掠吊架襟翼410的入射角(α)从最上面部分412至最下面部分414持续地增加。图6示出了相对于后掠吊架襟翼410的机翼前缘(L)的持续非线性增加的实施例。在一些实施方式中，增加可以从机翼前缘(L)平滑地改变。
除了具有后掠吊架襟翼410的吊架178之外，吊舱176可以在其外表面上具有至少一个脊(chine)。脊是具有非常低的展弦(翼展与弦)比的板状机翼表面。例如，参见在图4B中示出的脊420。脊的特征在于在其尖端(外侧边缘)产生的涡流，并且通过吊舱176上的脊设计和方位(例如，脊尺寸、入射、轴向位置、和方位角)确定其涡流的强度。
一对脊可以产生反向旋转涡流对。如果一对脊中的翼尖涡流沿反方向旋转，则涡流对在本文中的特征在于反向旋转。反向旋转涡流对与吊舱涡流330相互作用以干扰吊舱涡流330(改变吊舱涡流的流动速度和位置)并且对齐通过后掠吊架襟翼产生的向下气流，而没有增加总的涡流。反向旋转涡流对在公称和非公称飞行条件下维持向下气流沿着软管和锥套路径的对齐。因此，对齐的向下气流向下推送软管和锥套，并且软管和锥套在加油的条件下保留在拖拽吊舱和吊架的涡流的主导区域。脊克服拖拽回卷不稳定性的问题，该不稳定性已经在传统加油平台上观察到。随着锥套越接近于吊舱时发生不稳定性。
再次参照图4B，其示出了在其外表面上具有三个脊420-440的吊舱176，下部内侧脊420、下部外侧脊430以及上部外侧脊440。下部内侧脊和下部外侧脊420和430放置在吊舱176的相对侧，并且两者具有相同的入射角或类似的入射角(相对于局部流测量入射角)。
上部外侧脊440产生相邻于后掠吊架襟翼向下气流的向下速度。利用两个下部外侧脊420和430还产生多对反向旋转涡流。下部外侧脊和上部外侧脊430和440的入射角沿相反方向，其引起翼尖涡流沿反方向旋转。
虽然图4B示出了三个脊420-440，但是其他实施方式可以具有不同的脊构造。如第一实施例，吊舱176仅具有上部外侧脊440，其利用后掠吊架襟翼410产生反向旋转涡流。如第二实施例，吊舱176仅具有下部内侧和下部外侧脊420和430，其产生单个反向旋转涡流对。如第三实施例，吊舱176仅具有下部和上部外侧脊430和440，其产生单个反向旋转涡流对。
现在参考图7，其示出了使用空中加油飞机上的吊舱中的软管和锥套给受油机加油的方法。在模块710，空中加油飞机以或接近于其最大运行速度飞行。例如，飞机以接近于马赫0.86飞行。在这种速度下，自由流接近对齐于机翼弦，并且存在少量甚至没有外侧翼展流。在抖振条件下吊舱和吊架与气流的这种对齐以接近于最大运行速度最小化气流不稳定和抖振。
在模块720，飞机的速度降低至加油速度。例如，飞机的速度降低至马赫0.6。在这种速度下，局部流角度增加约三度。
在模块730，后掠吊架襟翼被用于降低吊舱和吊架上的侧负载，从而降低吊舱涡流的强度。此外，后掠吊架襟翼产生对抗吊舱涡流的垂直速度分量的向下气流。此外，或在替换的实施例中，至少一对脊被用于产生反向旋转涡流对。
在模块740，延伸软管和锥套。来自后掠吊架襟翼的向下气流向下推送软管和锥套，使得软管和锥套以加油速度保留在拖拽吊舱和吊架的涡流的主导区域。
在模块750，在飞行中，锥套稳定软管并且提供漏斗以帮助将受油机的空中加油管插入软管加油接头。然后，经由软管将燃料供应给受油机。
在模块760，在完成加油之后，锥套和软管被收回并且返回至用于存储的吊舱。当软管和锥套被收回时，收回力使软管和锥套轨迹更高，其能够导致在吊舱和吊架涡流中输送(entrained，拖拽)锥套。后掠吊架襟翼和上部外侧脊引导流动向下沿着软管和锥套路径并且使来自吊舱和吊架涡流的向上速度偏离软管和锥套路径。来自内侧和外侧下部脊的反向旋转涡流保持流场集中在软管和锥套路径上。这防止来自吊舱和吊架涡流的大的向上速度抬起软管和锥套，并且将锥套拖拽于绕吊舱涡流的大圆形轨道。
本文中的后掠吊架襟翼不限于单个襟翼。在一些实施方式中，可以使用额外的襟翼以提供向下气流的期望量和位置。
在一些实施方式中，后掠吊架襟翼可以分为两个以上的部分。可以被动或主动地控制该部分的入射角。这种分离设计使得当不用于加油时后掠吊架襟翼分量能够与自由流对齐以最小化对飞机性能的影响。
后掠襟翼不限于吊架。空中加油飞机上的其他支撑结构可以具有后掠襟翼。
本文中的空中加油飞机不限于单个机翼空中加油系统。本文中的加油箱可以包括用于多点加油的至少一个额外的机翼空中加油系统。
本文中的飞机不限于空中加油飞机。后掠襟翼和/或脊可以应用于具有吊舱或存储件的飞机，在此，所关注的流场拖拽吊舱或存储。实施例包括用于拖曳式诱耳和电子对策设备的吊舱和存储。
根据本公开的一方面，提供了一种飞机，包括：机翼组件、吊舱、以及将吊舱附接于机翼组件的吊架，吊架具有后掠吊架襟翼，后掠吊架襟翼被配置为在飞机的飞行期间卸载吊架和吊舱、并且还被配置为产生对抗拖拽吊舱的涡流的向下气流。
本文中公开的飞机，其中，吊舱和吊架在抖振条件下与局部流对齐。
本文中公开的飞机，其中，后掠吊架襟翼的最上面部分配置有相对于自由流的浅入射角，入射角朝向襟翼的最下面部分增加。
本文中公开的飞机，其中，后掠吊架襟翼的最上面部分相对于自由流具有在0和30度之间的入射角。
本文中公开的飞机，其中，后掠吊架襟翼的最下面部分相对于自由流具有在30和90度之间的入射角。
本文中公开的飞机，其中，入射角从最上面部分至最下面部分持续地增加。
本文中公开的飞机，其中，角度非连续地增加，使得襟翼具有在第一角度范围之间的上部以及在较高角度范围之间的下部。
本文中公开的飞机，进一步包括吊舱的外表面上的至少一对脊，用于干扰涡流并且用于对齐通过后掠吊架襟翼产生的向下气流。
本文中公开的飞机，其中，第一和第二脊被配置为产生反向旋转涡流对。
本文中公开的飞机，其中，第一和第二脊是上部和下部外侧脊。
本文中公开的飞机，其中，第一和第二脊是下部内侧和下部外侧脊。
本文中公开的飞机，其中，第一、第二和第三脊被配置为产生多个反向旋转涡流对。
本文中公开的飞机，其中，下部外侧脊被配置为与后掠吊架襟翼产生反向旋转对。
本文中公开的飞机进一步包括在吊舱中的软管和锥套。
本文中公开的飞机，其中，后掠吊架襟翼进一步被配置为在飞行期间引导向下气流以沿着软管和锥套维持向下气流的对齐(alignment，一致)。
本文中公开的飞机进一步包括用于多点加油的至少一个额外的吊舱和吊架，其中，每个额外的吊架具有后掠吊架襟翼。
根据本公开的一方面，提供了机翼空中加油系统，包括：吊舱，用于存储软管和锥套；以及吊架，从吊舱延伸，吊架具有外侧后掠吊架襟翼，襟翼的最上部分相对于局部流具有浅角度，该角度朝向襟翼的最下部分增加。
本文中公开的系统进一步包括吊舱上的外侧上部脊，用于产生相对于来自吊架襟翼的向下气流的反向旋转的涡流。
根据本公开的一方面，提供了机翼空中加油系统，包括：吊舱，被配置为存储软管和锥套；以及第一和第二脊，在吊舱的外表面上以用于产生反向旋转涡流对。
根据本公开的一方面，提供了使用在空中加油飞机上的吊舱中的软管和锥套的方法，该方法包括：使空中加油飞机以加油速度飞行；伸出软管和锥套以拖拽吊舱；以及使用后掠襟翼和脊以干扰拖拽吊舱的吊舱涡流并且产生对抗吊舱涡流的向下气流。

Claims (10)

1.一种飞机，包括：
机翼组件；
吊舱；以及
将所述吊舱附接于所述机翼组件的吊架，所述吊架具有后掠吊架襟翼，所述后掠吊架襟翼被配置为在所述飞机的飞行期间降低所述吊架和所述吊舱的负荷，并且还被配置为产生对抗拖拽所述吊舱的涡流的向下气流。
2.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述吊舱和所述吊架在抖振条件下与局部流对齐。
3.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述后掠吊架襟翼的最上面部分相对于自由流配置有浅的入射角，所述入射角朝向所述后掠吊架襟翼的最下面部分增加。
4.根据权利要求3所述的飞机，其中，所述后掠吊架襟翼的所述最上面部分相对于自由流具有0和30度之间的入射角。
5.根据权利要求3所述的飞机，其中，所述后掠吊架襟翼的所述最下面部分相对于自由流具有30和90度之间的入射角。
6.根据权利要求3所述的飞机，其中，所述入射角从所述最上面部分至所述最下面部分持续地增加。
7.根据权利要求3所述的飞机，其中，所述角度非连续地增加，使得所述后掠吊架襟翼具有在第一角度范围之间的上部以及在更高角度范围之间的下部。
8.根据权利要求1所述的飞机，进一步包括位于所述吊舱的外表面上的至少一对脊，用于干扰所述涡流并且将通过所述后掠吊架襟翼产生的所述向下气流对齐。
9.根据权利要求8所述的飞机，其中，第一脊和第二脊被配置为产生反向旋转涡流对。
10.根据权利要求9所述的飞机，其中，所述第一脊和所述第二脊是上部外侧脊和下部外侧脊。
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