CN106043669B - 用于翼面的减阻系统和减小翼面的空气动力学阻力的方法 - Google Patents

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Abstract

本申请涉及用于翼面的减阻系统和减小翼面的空气动力学阻力的方法，具体地涉及用于增强飞行器的高升力性能的系统和方法。更具体地，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)。

Description

用于翼面的减阻系统和减小翼面的空气动力学阻力的方法
技术领域
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。
背景技术
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(liftcoefficient，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。
发明内容
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的沿线27-27截取的穿过外侧襟翼中心的垂直截切的飞行器机翼和马赫数等值线场的侧视图的图解表示图；
图28是针对图19和22的空气喷射器的单列配置，针对10°迎角(α)的情况的、图25的沿线28-28截取的穿过外侧襟翼中心的垂直截切的飞行器机翼和马赫数等值线场的侧视图的图解表示图；
图29是针对图20和23的空气喷射器的双列配置，针对10°迎角(α)的情况的、图26的沿线29-29截取的穿过外侧襟翼中心的垂直截切的飞行器机翼和马赫数等值线场的侧视图的图解表示图；
图30是图24的沿线30-30截取的穿过外侧襟翼中心的垂直截切的图解表示图，并且例示了表示相对较大粘性机翼尾流的、低马赫数的相对较大尺寸的区域；
图31是图25的沿线31-31截取的、穿过外侧襟翼中心的垂直截切的图解表示图，并且例示了作为通过空气喷射器的单列配置排出的空气射流的结果的、低马赫数的减少尺寸的区域；
图32是图26的沿线32-32截取的穿过外侧襟翼中心的垂直截切的图解表示图，并且例示了作为通过空气喷射器的双列配置排出的空气射流的结果的、低马赫数的另一减少尺寸的区域；
图33是针对图18和21的基准配置，按10°迎角(α)的飞行器机翼上的、速度矢量的流向分量的等值面的俯视图的图解表示图；
图34是针对图19和22的空气喷射器的单列配置，按10°迎角(α)的飞行器机翼上的、速度矢量的流向分量的等值面的俯视图的图解表示图；
图35是针对图20和23的空气喷射器的双列配置，按10°迎角(α)的飞行器机翼上的、速度矢量的流向分量的等值面的俯视图的图解表示图；
图36是针对系统关闭配置(即，没有空气喷射器)的、有关处于20°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37是根据一个示例实施方式的、有关处于20°迎角(α)并且具有空气喷射器的单列配置的飞行器机翼的、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38是根据一个示例实施方式的、有关处于20°迎角(α)并且具有空气喷射器的双列配置的飞行器机翼的、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39是针对系统关闭配置，针对20°迎角(α)的情况的、图36的沿线39-39截取的穿过外侧襟翼中心的垂直截切的飞行器机翼和马赫数等值线场的侧视图的图解表示图；
图40是针对20°迎角(α)的情况并且具有空气喷射器的单列配置、图37的沿线40-40截取的穿过外侧襟翼中心的垂直截切的飞行器机翼和马赫数等值线场的侧视图的图解表示图；
图41是针对图20和23的空气喷射器的双列配置，针对20°迎角(α)的情况的、图38的沿线41-41截取的穿过外侧襟翼中心的垂直截切的飞行器机翼和马赫数等值线场的侧视图的图解表示图；
图42是图36的沿线42-42截取的、穿过外侧襟翼中心的垂直截切的图解表示图，并且例示了表示相对较大粘性机翼尾流的、低马赫数的相对较大区域；
图43是图37的沿线43-43截取的、穿过外侧襟翼中心的垂直截切的图解表示图，并且例示了作为通过空气喷射器的单列配置排出的空气射流的结果的、低马赫数的减少区域；
图44是图38的沿线44-44截取的、穿过外侧襟翼中心的垂直截切的图解表示图，并且例示了作为通过空气喷射器的双列配置排出的空气射流的结果的、低马赫数的另一减少区域；
图45是针对系统关闭配置(即，没有空气射流)，按20°迎角(α)的、图36的飞行器机翼上的速度矢量的流向分量的等值面的俯视图的图解表示图；
图46是针对空气喷射器的单列配置，按20°迎角(α)的、图37的飞行器机翼上的、速度矢量的流向分量的等值面的俯视图的图解表示图；
图47是针对空气喷射器的双列配置，按20°迎角(α)的、图38的飞行器机翼上的、速度矢量的流向分量的等值面的俯视图的图解表示图；
图48是针对图30的系统关闭基准配置(例如，没有空气喷射器)、图31的空气喷射器的单列配置，以及图32的空气喷射器的双列配置，升力系数(CL)与迎角(α)的关系的标绘图；
图49是针对图30的系统关闭配置、图31的单列配置，以及图32的双列配置，升阻比(L/D)与升力系数(CL)的关系的标绘图；
图50是去除后缘装置以示出按双列配置设置的集群空气喷射器的飞行器机翼的后部的立体图的图解表示图；
图51是图50的飞行器机翼的俯视图的图解表示图，其例示了按集群设置的空气喷射器的翼展方向分布；
图52是图51的沿线52-52截取的飞行器机翼的后部的端视图的图解表示图，并且例示了采用双列配置的集群空气喷射器；
图53是去除后缘装置以示出按双列配置设置的交错集群空气喷射器的飞行器机翼的后部的立体图的图解表示图；
图54是图53的飞行器机翼的俯视图的图解表示图，其例示了空气喷射器的翼展方向分布；
图55是图54的沿线55-55截取的飞行器机翼的后部的端视图的图解表示图，并且例示了交错集群空气喷射器；
图56是去除后缘装置以示出按双列配置设置的局部化集群空气喷射器的飞行器的后部的立体图的图解表示图；
图57是图56的飞行器机翼的俯视图的图解表示图，其例示了局部化集群空气喷射器；
图58是图57的沿线58-58截取的飞行器机翼的后部的端视图的图解表示图，并且例示了局部化集群空气喷射器；
图59是包括具有被配置成按横侧方向振荡的喷嘴的集群空气喷射器的飞行器机翼的俯视图的图解表示图；
图60是图59的由标号60所标识的虚线包围的振荡喷嘴之一的放大视图的图解表示图；
图61是飞行器机翼的截面图的图解表示图，其具有被配置为按缩回位置示出的单一福勒襟翼(Fowler flap)的后缘装置；
图62是图61的飞行器机翼的截面图的图解表示图，并且示出了在展开单一福勒襟翼期间排出空气射流的空气喷射器；
图63是飞行器机翼的截面图的图解表示图，其具有被配置成按缩回位置示出的简单襟翼的后缘装置；
图64是图63的飞行器机翼的截面图的图解表示图，并且示出了在展开简单襟翼期间排出空气射流的空气喷射器；
图65是例示可以包括在减少翼面的空气动力学阻力的方法中的一个或更多个操作的流程图。
具体实施方式
下面，参照附图，其中，例示了本公开的各个实施方式，图1示出了具有安装在飞行器翼面(airfoil)120上的一个或更多个空气喷射器300的飞行器100的框图。翼面120可以包括位于翼面主部件122上的可展开后缘装置200。在一些示例中，翼面120可以是飞行器100的机翼144，而后缘装置200可以是诸如福勒襟翼这样的后缘襟翼。在一些示例中，后缘装置200的前部202可以被配置成，当后缘装置200处于缩回位置224(图3)时嵌入翼面主部件122的主凹口142内。该主凹口142可以以翼面主部件122的后部130(例如，后梁132)为界，并且可以包含在由翼面120的上表面124(图3)和下表面126(图3)限定的外模线128的界限内。当后缘装置200从缩回位置224(图3)移动至展开位置226(图4)时，主凹口142可以暴露至从翼面120的下表面126起并且向上通过主凹口142接着在后缘装置200的上表面204上方经过的空气的绕流158(与图3和图4中的绕流158的路径相比)。
一个或更多个空气喷射器300可以包括一个或更多个喷射口318。该喷射口318可以位于翼面主部件122的后部130与后缘装置200的前部202之间。在本公开中，喷射口318可以被描述为可以从中排出空气射流322的开口。喷射口318可以包括喷嘴320(图60)、喷孔310(图6)，或用于排出空气射流322的任何其它喷射口构造。在一些示例中，喷射口318可以位于机翼144的后梁132上。喷射口318可以将一个或更多个空气射流排出到主凹口142中。该空气射流322可以按空气射流322与绕流混合并且经过后缘装置200的上表面204的这种方式从喷射口318排出。在一些示例中，空气喷射器300可以被配置成，当后缘装置200处于展开位置226(图4)时排出空气射流322并且主凹口142暴露至绕流158，如在飞行器100的起飞或着陆期间。空气射流322与绕流158的混合(图4)可以激发并使绕流158成流线型。空气喷射器300不限于从喷射口318排出空气射流，并且可以被配置成排出任何类型的流体，包括任何类型的气体。
通过空气射流322激发并成流线型的绕流158可以使绕流158更紧密跟随后缘装置200的上表面204的等值线(contour)，而且相对于常规翼面的后缘装置的边界层厚度，可以导致后缘装置200的上表面上的边界层厚度减少。后缘装置200上的激发并成流线型的绕流158可以减少由后缘装置200产生的粘性机翼尾流406(例如，图12)的尺寸和能量，并且还可以延迟后缘装置200上的流分离，如大迎角。排出空气射流322还可以减少由后缘装置200产生的空气动力学阻力。
如下更详细描述的，作为减少后缘装置200的空气动力学阻力的结果，空气喷射器300可以在飞行器100的升阻比(L/D)方面提供改进。L/D方面的改进可以导致针对飞行器100的增加净荷容量、减少跑道长度需求、和/或更长航程。L/D方面的改进还可以允许发动机尺寸的减少，其可以减少飞行器100的结构性质量的减少和燃料效率的所得改进和/或发动机排放的减少。另外，空气喷射器300可以改进翼面120的升力系数(CL)，其可以改进飞行器100的净荷容量增加。
图2是飞行器100的俯视图。飞行器100可以包括机身104，其限定纵轴106并且具有从机身104起、从翼根146至翼尖148向外横向延伸的一对机翼144。飞行器100可以包括一个或更多个推进单元102，其可以联接至机翼144、机身104，或者飞行器100上的其它位置。机翼144可以包括一个或更多个大升力装置，其用于改进机翼的高升力性能，如在起飞和着陆期间。例如，机翼144可以包括可以展开以增加机翼144的弯度(camber)的、诸如前缘缝翼这样的一个或更多个前缘装置160，以增加大迎角的机翼升力，如在起飞和着陆期间。机翼144可以可选地包括用于减少机翼升力的扰流器228，如在接近并且着陆期间，或者在拒绝起飞的情况下。
飞行器100可以另外包括用于在大迎角下增加机翼弯度的一个或更多个后缘装置200。在所示示例飞行器中，后缘装置200可以包括一个或更多个内侧襟翼208和一个或更多个外侧襟翼210。内侧襟翼和外侧襟翼210可以通过可以被配置成襟副翼222的后缘装置分离。可以实现空气喷射器300的后缘装置200还可以包括副翼220和/或用于飞行器100的测滚控制的升降副翼(未示出)。如上所示，机翼144可以包括用于排出空气射流322的一个或更多个空气喷射器300，该空气射流用于激发在一个或更多个后缘装置200的上表面上方的气流。在一个示例中，空气喷射器300的翼展方向阵列340(图11)可以沿机翼144的翼展方向150(图2)分布。该空气喷射器300可以位于机翼144的翼面主部件122的后部130(例如，在后梁处)与后缘装置200的前方。
尽管目前公开的系统和方法在联接至飞行器机翼的后缘襟翼的情况下进行描述，但该系统和方法可以在多种翼面构造和后缘装置构造中的任一种上实现。例如，飞行器机翼144的后缘装置200可以被配置成襟副翼222、副翼220、升降副翼(未示出)，或其它后缘装置构造。在其它示例中，翼面120可以是水平稳定翼112(图2)，而后缘装置200可以是升降舵114。在另一些示例中，翼面120可以是垂直稳定翼108(图2)，而后缘装置200可以是方向舵110。在这点上，翼面120可以无限制地按多种构造中的任一种来配置，而且不限于飞行器机翼、水平稳定翼或垂直稳定翼。更进一步地，尽管目前公开的系统和方法在管翼(tube-and-wing)飞行器100的情况下描述，但该系统和方法可以无限制地在任何飞行器构造上实现，包括混合翼身飞行器(例如，混合翼飞行器)。另外，目前公开的系统和方法可以无限制地在任何类型的民用、商用，和/或军用飞行器上实现。
图3是被配置成经受绕流158的飞行器机翼144的翼面120的截面图。机翼144包括限定该机翼144的外模线128的上表面124和下表面126。机翼144包括前缘152和后缘154。弦线156可以被描述为在前缘152(例如，或者前沿装置)的最前点与后缘154(例如，或者后缘装置)的最后点之间延伸的直线。机翼144可以包括多种不同类型的前缘装置160中的任一种，如前缘缝翼。前缘装置152可从前缘152起展开(例如，参见图4)。
飞行器机翼144还可以包括在图3中被示出处于缩回位置224的至少一个后缘装置200。在一些示例中，后缘装置200可以被配置成诸如图3所示双开缝福勒襟翼(double-slotted Fowler flap)的多开缝襟翼(multi-slotted flap)212。双开缝襟翼可以包括前襟翼214和后襟翼216。后襟翼216的前部202可以嵌入位于前襟翼214的后部130处的襟翼凹口内。前襟翼214的前部202可以沿机翼144的后部130嵌入主凹口142内。
可以将一个或更多个空气喷射器300定位在机翼144的后部130上。例如，由于后梁132可以提供相对刚性的安装结构，因而，可以将一个或更多个空气喷射器300的喷射口318安装至机翼144的后梁132。在一些实施方式中，可以将一个或更多个空气喷射器300集成到机翼主部件122中。集成到机翼主部件122中可以简化空气喷射器300的安装和维护。而且，将空气喷射器300集成到机翼主部件122中可以简化针对用于从喷射口318排出的电源304(例如，图6)或流体源314(例如，加压空气)(例如，图7)的封装和可达性(accessibility)。
当后缘装置200处于缩回位置224时，喷射口318可以不暴露至绕流158。在这点上，喷射口318可以不突出，或者可以位于翼面120的外模线128下面或之内。如上所示，外模线128可以由翼面120的上表面和下表面来限定。绕流158可以通常沿向后方向在机翼144的上表面和下表面上移动(参见图3)。
图4是图3的飞行器机翼144的截面图。在图4中，飞行器机翼144按相对于弦线156的迎角取向。前缘装置160被示出为部分展开以增加机翼弯度，使在机翼144处于较大迎角时，易于绕流158的流附着。后缘装置200(例如，襟翼)还可以至少部分地展开，以增加机翼弯度。展开后缘装置200可以将主凹口142暴露至绕流158。一个或更多个空气喷射器300可以安装为靠近机翼主部件122的后部130与后缘装置200的前部202之间的主凹口142。在所示示例中，空气喷射器300可以沿相对于飞行器100的向前运动方向的向后方向，从喷射口318排出空气射流322。
图5是图4的飞行器机翼144的一部分的放大截面图，并且示出了展开的后缘装置200和暴露至绕流158的主凹口142。机翼144被示出包括突出翼(overhang)134，突出翼134可以至少部分地限定主凹口142的上边界。该突出翼134可以是机翼144的组成部分，或者该突出翼134可以包括扰流器228(图2)的一部分，扰流器228可以在扰流器228缩回时至少部分地交叠后缘装置200的前部202。该突出翼134可以被配置成，使得当后缘装置200展开时，在突出翼134的下侧136与后缘装置200的上表面之间生成翼展方向间隙140。然而，在一些示例中，机翼144可以缺少突出翼134。在图5中，机翼144还被示出包括下唇部138，下唇部138可以包括机翼144的下表面126的延伸部，并且可以限定主凹口142的下边界。然而，在一些示例中，机翼144可以缺少下唇部138。如上所示，后缘装置200的前部202可以被配置成，嵌入主凹口142内，以使当后缘装置200处于缩回位置224(图3)时，该下唇部138防止绕流158经过主凹口142。
图5例示了位于机翼144的后梁132上并且排出空气射流322的喷射口318。在一些示例中，空气喷射器300可以在后缘装置200展开时排出空气射流322，并且绕流158从翼面主部件122的下表面126流动接着向上进入并经过主凹口142。对于包括突出翼134的机翼来说，空气射流322可以与经过主凹口142的绕流158混合，接着可以退出突出翼134与后缘装置200的上表面204之间的翼展方向间隙140。绕流158可以通过空气射流322激发，并且可以流过后缘装置200的上表面204。
在图5中，后缘装置200(例如，襟翼)部分地展开，在襟翼的前部202与机翼144的后部130之间产生翼展方向间隙140，并且将主凹口142暴露至来自机翼144的下表面并且向上通过主凹口142的绕流158。该空气射流322可以按空气射流322与绕流混合并激发该绕流158的这种方式，从一个或更多个喷射口318排出，该绕流158经过并跟随后缘装置200的上表面204的等值线。在图5所述的多开缝襟翼212中，绕流158还可以向上流过后襟翼216的前部202与前襟翼214的后部130之间的襟翼凹口218。空气射流322与前襟翼214的上表面204上的绕流158的混合可以将绕流158汲取通过襟翼凹口218，其还可以帮助激发该流并且减少边界层厚度，由此最小化由后缘装置200产生的尾流大小。
图6是机翼144的主部件122的后部130的截面图。在一些示例中，可以将一个或更多个空气喷射器300安装至翼面主部件122的不可移动或固定部分。例如，可以将包括一个或更多个喷射口的一个或更多个空气喷射器300安装至机翼144的后梁132(图3)，如上所述。喷射口318可以被配置成相对于弦线156(图4)，沿向上方向324排出空气射流322。例如，该喷射口318可以被配置成相对于弦线156，沿向上角326排出空气射流322。在一些示例中，喷射口318可以被配置成，相对于弦线156，沿直至大约60°的向上角326(如大约45°(例如，±5°)的向上角326)排出空气射流322。喷射口318可以按这样的方式朝着突出翼134的下侧136排出空气射流322，即，空气射流322碰撞突出翼134的下侧136，并且被下侧136朝着突出翼134的下侧136与后缘装置200的上表面204之间的翼展方向间隙140偏转或重定向。
在一些示例中，从喷射口318排出空气射流322的向上角326可以基于从喷射口318至突出翼134的下侧的垂直距离。在这点上，按距下侧136的相对较短垂直距离定位的喷射口318被配置成，按相对较浅角326排出空气射流322，以允许空气射流322偏离下侧136并且朝着后缘装置200的上表面204重定向。与此相反，按距下侧136的相对较长垂直距离定位的喷射口318被配置成，按相对较大角326排出空气射流322，以允许偏转的空气射流朝着后缘装置200的上表面204重定向。
在未示出的另一实施方式中，可以将一个或更多个空气喷射器300安装在翼面的一个或更多个可展开后缘装置200上。例如，可以将一个或更多个空气喷射器300安装至多开缝襟翼212的前襟翼214的后部130，如双开缝襟翼或三开缝襟翼(未示出)。三开缝襟翼可以包括：前襟翼214，和位于前襟翼214的后部并且按前后关系设置的两(2)个或更多个后襟翼216。例如，三开缝襟翼可以包括：一前襟翼214，和两个后襟翼216，其可以包括位于后襟翼(未示出)前方的中间襟翼(未示出)。在该示例中，可以将一个或更多个空气喷射器300安装至中间襟翼的后部(除了上面提到的位置以外)。在多开缝襟翼212的展开期间，安装至前襟翼214的后部130的一个或更多个空气射流322可以排出空气射流322，以与流过一个或更多个襟翼凹口218的绕流158混合，并且激发经过后襟翼的上表面204的绕流158。空气喷射器300可以无限制地按多种不同尺寸、形状，以及构造中的任一种来设置。例如，可以将一个或更多个空气喷射器300设置成电动空气喷射器300(图6)、气动空气喷射器312(图7)，或其它空气喷射器配置。
图6示出了设置为零净质量通量喷射器302的空气喷射器300。可以将零净质量通量喷射器302设置为电磁空气喷射器、压电空气喷射器，或其它射流配置。在一个示例中，零净质量通量喷射器302可以是电动的，并且可以振荡可以安装在空腔308内的活塞(未示出)或隔板306。隔板306的振荡可以在隔板306向外弯曲期间迫使空气通过喷孔310，并且可以在隔板306的向内弯曲期间将空气汲取回到喷孔310中。有利的是，零净质量通量喷射器302可以被设置在相对较小封装中，并且可以不需要流体源或加压空气源。零净质量通量喷射器302可以通过诸如电池这样的电源304和/或通过由飞行器100的推进单元(例如，燃气涡轮发动机)或辅助电力单元(APU)产生的电力来电动。
图7示出了气动空气喷射器312的示例。该气动空气喷射器312可以按各种配置中的任一种来设置，包括恒定喷射器(未示出)、流体振荡器(未示出)以及横向喷射器(未示出)。有利的是，气动空气喷射器312可以具有相对少量的移动部件，并且可以通过接收来自加压空气源314的加压空气而操作。该气动空气喷射器312可以包括用于控制空气射流322的排出的阀316。可以通过专用加压空气源314(其可以与喷射口318相邻地定位)将加压空气提供给喷射口318(例如，喷嘴320)。另选的是，用于操作气动空气喷射器312的加压空气可以通过来自诸如燃气涡轮发动机这样的推进单元或者来自飞行器的APU的排放空气来提供。
图8是具有多个后缘装置200的飞行器机翼144的后立体图。该后缘装置200包括被襟副翼222隔开的内侧襟翼208和外侧襟翼210。内侧襟翼208和外侧襟翼210被配置成双开缝襟翼。这些襟翼被示出为在展开位置226(图5)。
图9示出了图8的飞行器机翼144的、省略了襟翼208、210以及襟副翼222，以示出可以接合至机翼144的后部130的空气喷射器300的翼展方向阵列340的一部分。在所示示例中，空气喷射器300沿飞行器机翼144的后部130按集群346设置。例如，在图9中，内侧一组集群346包括七(7)个空气喷射器300。相邻集群346包括四(4)个空气喷射器300。图9中外侧一组集群346包括两(2)个空气喷射器300。如可以清楚，空气喷射器300的集群可以包括任何量，并且可以按任何方式设置。例如，尽管未示出，但飞行器机翼144的后部130可以包括彼此均匀隔开的空气喷射器300的翼展方向阵列。
图10是翼面主部件122(飞行器机翼)的后部130的截面图，其示出了空气喷射器300可以被包括在机翼144的后部130上。后缘装置(例如，襟翼)200被示出远离机翼144的后部130展开，主凹口142暴露至绕流158(图5)。该示例例示了当展开时机翼144与襟翼的上表面204之间的翼展方向间隙140。该示例还示出了被配置成用于排出一对空气射流322的双端口系统，其具有设置在彼此之上的一对喷射口318。在这点上，空气喷射器300的翼展方向阵列340(图9)可以沿翼展方向150形成空气喷射器300的双列配置344。在所示示例中，空气射流322在后缘装置200的展开期间排出。相对于机翼144的弦线156，按向上角326对空气射流322进行取向。尽管未示出，但可以将一个或更多个空气喷射器300设置为多端口系统，其中，单一空气喷射器300可以从多个喷射口318排出多个空气射流322。
图11是示出处于展开位置226(图10)的后缘装置200的飞行器机翼144的俯视图。还示出了沿机翼144的翼展方向150(图2)，按集群346设置的空气喷射器300的翼展方向阵列340。如上所示，空气喷射器300的翼展方向阵列340可以按任何配置来设置，而不限于集群。例如，空气喷射器300可以沿翼展方向150按均匀间隔设置。而且，空气喷射器300可以按单列配置342(图9)、双列配置344(图10)或按任何多列配置来设置。可以沿喷射矢量引导空气射流322。一个或更多个空气射流322的喷射矢量可以沿外侧方向328来取向。喷射矢量的取向可以通过空气喷射器300的喷射口318(图6)或喷嘴320(图60)的取向来控制。可以将一个或更多个空气喷射器300配置成，沿不平行于飞行器100的纵轴106(图2和图11)的方向排出空气射流322，以使空气射流322沿相对于纵轴106的外侧角330来取向。在一个实施方式中，空气射流322可以相对于纵轴106，按大约40°(例如，±5°)的外侧角330来取向。然而，在一些实施方式中，一些空气喷射器300可以平行于纵轴106来取向。
图12-13示出了在系统关闭配置(例如，基准配置-没有空气射流)下，针对具有空气喷射器300的二维飞行器机翼剖面的、按照马赫数分布452(图12)和总压力分布450(图13)表示的计算流场。机翼144在典型起飞条件下，按10°迎角取向。机翼144包括后缘装置200，后缘装置200包括按展开位置226示出的双开缝襟翼。襟翼的展开将主凹口142(例如，图5)和襟翼凹口218(例如，图5)暴露至绕流158，绕流158可以如上所述向上经过相应凹口142、158。如可以在图12中看出，缺少空气射流322导致在襟翼的交叉影线后部示出的相对较大区域的低马赫数404，并且表示相对较大的粘性机翼尾流406。图13示出了按交叉影线示出并且由后缘装置200产生的相对较大区域的总压力损失408，还证明了针对系统关闭配置(例如，基准配置)的相对较大的粘性机翼尾流406。
图14-15示出了在其中空气喷射器300正在排出空气射流322的系统开启配置402下，针对具有空气喷射器300的双端口系统的图12-13的飞行器机翼剖面的、按照马赫数分布452(图14)和总压力分布450(图15)表示的计算流场。空气射流322可以与经过主凹口142的绕流158混合，由此激发并流线型化后缘装置200的上表面204上方的绕流158。如可以看出，该空气射流322减少或缩窄后缘装置200的后部和后缘装置200的前部的低马赫数404的区域(图14，按交叉影线示出)和总压力损失408的区域(图15，按交叉影线示出)，并且表示由后缘装置200产生的粘性机翼尾流406相对于在系统关闭配置400(例如图12-13)下由后缘装置200所产生的更大尾流的尺寸减少。另外，空气射流322的排出可以增强环绕翼面120的全局性环流，由此增加升力，并且相对于与系统关闭配置400相关联的增加的空气动力学阻力，减少由后缘装置200产生的空气动力学阻力。在这点上，空气射流322可以导致翼面120的改进空气动力学效率。
图16是针对具有空气喷射器300的双端口系统的、图10的飞行器机翼剖面的升力系数(CL)410与迎角(α)的关系的标绘图。黑色长虚曲线表示上述系统关闭配置400(例如，基准配置)。黑实曲线表示系统开启配置402。如可以看出，该系统开启配置402导致该迎角(α)范围上的升力增大。图16中的水平短虚线表示针对10°迎角(α)的系统关闭配置400。图16中的水平假想线与迎角为10度的黑虚曲线相交，并且表示针对系统开启配置402，在这种迎角下的升力系数CL的值。在这点上，针对10°迎角(α)，系统开启配置402导致CL的大约3.5％的增加。图16还例示了系统开启配置402导致最大升力系数(CLmax)414增加。
图17是针对具有空气喷射器300的双端口系统的、图10的飞行器机翼剖面的升阻比(L/D)416与升力系数(CL)416的关系的标绘图。黑长虚曲线表示系统关闭配置400。黑实曲线表示系统开启配置402。图17中的水平短虚线表示针对系统关闭配置400，针对指定CL的L/D。图17中的水平假想线表示针对和用垂直虚线指示的系统关闭配置400相同的CL，针对系统开启配置402的L/D。在这点上，系统开启配置402提供显著阻力减少，并且可以导致超过系统关闭配置400的大约30％的L/D增加。
图18是省略后缘装置200以例示系统关闭配置400(例如，基准配置)的、双发动机运输飞行器100的机翼144的后部130的后立体图。图19是具有按单列配置342设置在外侧襟翼210(图2)前方的主凹口142中的空气喷射器300的翼展方向阵列340的飞行器机翼144的后部130的后立体图，并且例示了针对飞行器100的起飞配置，通过空气喷射器300排出的空气射流322的喷射矢量。图20是具有按双列配置344设置在外侧襟翼210的主凹口142中的空气喷射器300的翼展方向阵列340的飞行器机翼144的后部130的后立体图，并且例示了针对起飞配置，通过空气喷射器300排出的空气射流322的双列喷射矢量(图23)。在图19和20中，空气喷射器300可以沿翼展方向150，以等间距均匀分布在空气喷射器300之间。
图21是沿图18的线21截取的飞行器机翼144的、在外侧襟翼210的中跨位置处的截面图。外侧襟翼210(例如，后缘装置200)被示出处于展开位置226。绕流158从机翼144的下表面126起向上流过主凹口142，接着退出飞行器机翼144与后缘装置200的上表面204之间的翼展方向间隙140。
图22是沿图19的线22截取的飞行器机翼144的、在外侧襟翼210的中跨位置处的截面图，并且示出了按翼展方向阵列340设置的空气喷射器300的单列配置342。空气喷射器300按相对于机翼144的弦线156的44°向上角326(图6)并且按相对于飞行器100(图18)的纵轴106(图2)的40度外侧角330(图11)排出空气射流322。空气射流322可以与向上经过主凹口142的绕流158混合，接着退出突出翼144与后缘装置200的上表面204之间的翼展方向间隙140。
图23是沿图20的线23截取的飞行器机翼144的、在外侧襟翼210的中跨位置处的截面图，并且示出了按翼展方向阵列340设置的空气喷射器300的双列配置344。空气喷射器300按相对于弦线156的44°向上角326，并且按相对于纵轴106(图2)的40度外侧角330(图11)排出空气射流322。双列空气射流322可以与向上经过主凹口142的绕流158混合，并且提供进一步激发并流线型化后缘装置200的上表面204上方的绕流158。
图24是针对基准配置(即，没有空气喷射器300)，针对按10°迎角(α)取向的图18和21的飞行器机翼144的、表示为表面压力分布450的计算流解的俯视图。在机翼144上叠加示出了等值线451(例如，恒压线)，并且指示等值线451前方的相对低压区和等值线451后方的相对高压区。
图25是针对图19和22的排出空气射流322的空气喷射器300的单列配置342，处于10°迎角(α)的飞行器机翼144的、表示为表面压力分布450的计算流解的俯视图。还示出了处于和图24所示等值线相同的压力水平的等压线451。如可以在图25中看出，沿外侧襟翼210的翼展的等值线451相对于图24中的等值线451的前后位置向后移动，并且作为来自空气喷射器300的单列配置342的空气射流322的结果，指示了流特性的改进(例如，更大区域上的更高速度)。
图26是针对图20和23的排出空气射流322的空气喷射器300的双列配置344，处于10°迎角(α)的飞行器机翼144的、表示为表面压力分布450的计算流解的俯视图。还示出了针对和图24和25的等值线451相同的压力水平的等压线451。如可以在图25中看出，沿外侧襟翼210的翼展的等值线451相对于图25中的等值线451更进一步向后移动，并且作为来自空气喷射器300的双列配置344的空气射流322的结果，指示了流特性的进一步改进。
图27和30分别是针对图18和21所示基准配置，示出按10°迎角(α)取向的飞行器机翼144的马赫数等值线452的侧视图(图27)和穿过外侧襟翼210截取的垂直剖面(图30)。图27和30例示了针对基准系统关闭配置400(即，没有空气喷射器300)，按交叉影线示出的低马赫数404的相对较大尺寸的气阱(pocket)或区域，并且表示相对较大的粘性机翼尾流406。
图28和31分别是针对图19和22所示的空气喷射器300的单列配置342，示出按10°迎角(α)取向的飞行器机翼144的马赫数等值线452的侧视图(图28)和穿过外侧襟翼210截取的垂直剖面(图31)。图28和31例示了作为通过空气喷射器300的单列配置342排出的空气射流322的结果，低马赫数404的减少尺寸的气阱(pocket)或区域(按交叉影线示出)。低速(例如，马赫数)的减少尺寸气阱是在通过空气喷射器300排出空气射流322时，通过主凹口142的绕流158的加速结果。该空气射流322可以将动量添加至绕流158，其增大后缘装置160上的流的柯安达(Coanda)效应，并且有效地流线型化襟翼系统的相当大部分上的绕流158。
图29和32分别是针对图20和23所示空气喷射器300的双列配置344，示出按10°迎角(α)的飞行器机翼144的马赫数等值线452的侧视图(图29)和穿过外侧襟翼210截取的垂直剖面(图32)。图29和32例示了作为通过空气喷射器300的双列配置344排出的空气射流322(图23)的结果，低马赫数404的另一减少尺寸的气阱或区域(按交叉影线示出)。与在系统关闭配置400(即，图27和30-没有空气喷射器300)下的低马赫数404的气阱尺寸相比，图29和32中的低马赫数404的区域对于双列配置344显著减少。
图33是针对图18和21的基准配置，按10°迎角(α)的飞行器机翼144上的、速度矢量的流向分量的等值面454的俯视图。图33例示了在基准系统关闭配置400(例如，没有空气喷射器300)下，由外侧襟翼210产生的相对较尺寸的机翼尾流406。
图34示出了针对图19和22的空气喷射器300的单列配置342，按10°迎角(α)的飞行器机翼144上的、速度矢量的流向分量的等值面454的俯视图。如可以看出，与系统关闭配置400相对地，针对单列配置342的机翼尾流406的尺寸显著减少。
图35示出了针对图20和23的空气喷射器300的双列配置344，按10°迎角(α)的飞行器机翼144上的、速度矢量的流向分量的等值面454的俯视图。图35作为通过空气喷射器300的双列配置344排出的空气射流322的结果，沿大部分的外侧襟翼210，几乎消除了图35中的机翼尾流46。
图36是针对图18和21的基准配置(例如，没有空气喷射器300)，有关在近似最大升力系数CLmax下，按20°迎角(α)的飞行器机翼144的、表示为表面压力分布450的计算流解的俯视图。等值线451(例如，恒压线)指示等值线451前方的相对低压区和等值线451后方的相对高压区。
图37是处于20°迎角(α)并且具有图19和22的排出空气射流322的空气喷射器300的单列配置342的飞行器机翼144的、表示为表面压力分布450的计算流解的俯视图。还示出了针对和图36的等值线451相同的压力水平的等压线451。如可以在图37中看出，外侧襟翼210的翼展前方的等值线451相对于图36中的等值线451的前后位置稍微向后移动，并且作为来自空气喷射器300的单列配置342的空气射流322的结果，指示了机翼144上的改进流。
图38是处于20°迎角(α)并且具有图20和23的排出空气射流322的空气喷射器300的双列配置344的飞行器机翼144的、表示为表面压力分布450的计算流解的俯视图。在图38中，外侧襟翼210的翼展前方的等值线451相对于图37中的等值线451的位置更进一步向后移动，并且作为来自空气喷射器300的双列配置342的空气射流322的结果，指示了机翼144上的流进一步改进。
图39和42分别是针对图18和21所示基准配置(即，没有空气喷射器300)，示出在几乎最大升力系数CLmax下，按20°迎角(α)的飞行器机翼144的马赫数等值线452的侧视图(图39)和穿过外侧襟翼210截取的垂直剖面(图42)。图39和42例示了与针对按10°迎角(α)的机翼144的粘性机翼尾流406的尺寸相对地，针对按20°迎角(α)的机翼144的基准配置，针对由低马赫数404的相对较大尺寸区域(按交叉影线示出)表示的绕流158和由外侧襟翼210所产生的粘性机翼尾流406的所得较大气阱的表面外分离的倾向。
图40和43分别是针对图19和22所示的空气喷射器300的单列配置342，示出按20°迎角(α)的飞行器机翼144的马赫数等值线452的侧视图(图40)和穿过外侧襟翼210截取的垂直剖面(图43)。图40和43例示了作为通过来自空气喷射器300的单列配置342的空气射流322所提供的反压力分布的衰减的结果，低马赫数404的减少尺寸区域(按交叉影线示出)。另外，空气射流322可以增强环流，并由此延迟流分离的开始。
图41和44分别是针对图20和23所示空气喷射器300的双列配置344，示出按20°迎角(α)的飞行器机翼144的马赫数等值线452的侧视图(图41)和穿过外侧襟翼210截取的垂直剖面(图44)。图41和44例示了作为通过空气喷射器300的双列配置344排出的空气射流322的结果，低马赫数404的另一减少尺寸的区域(按交叉影线示出)。
图45是针对基准配置(例如，没有空气射流322)，按20°迎角(α)的图36的飞行器机翼144上的、速度矢量的流向分量的等值面454的俯视图。图45示出了在针对按20°迎角(α)的机翼144(其在尺寸上大按10°迎角(α)的机翼尾流406的尺寸)的基准配置下，由外侧襟翼210所产生的机翼尾流406(图33)。
图46是针对空气喷射器300的单列配置342，按20°迎角(α)的图37的飞行器机翼144上的、速度矢量的流向分量的等值面454的俯视图。与图45所示由针对基准配置的外侧襟翼210所产生的粘性机翼尾流406的尺寸相对地，针对单列配置342的外侧襟翼210的粘性机翼尾流406的尺寸被减少。
图47是针对空气喷射器300的双列配置344，按20°迎角(α)的图38的飞行器机翼144上的、速度矢量的流向分量的等值面454的俯视图。与针对单列配置342的图46所示机翼尾流406的尺寸相对地，针对空气喷射器300的双列配置344，针对外侧襟翼210的图47中的按交叉影线示出的机翼尾流406在尺寸上被减少。
图48是在图18和21所示的系统关闭配置400、图19和22所示的单列配置342，以及图20和23所示双列配置344下，针对飞行器机翼144的升力系数(CL)410与迎角(α)的关系的标绘图(plot)。黑长虚曲线表示系统关闭配置400(例如，没有空气喷射器300)。黑短虚曲线表示空气喷射器300的系统开启单列配置342。黑实曲线表示空气喷射器300的系统开启双列配置344。图48中的垂直虚线表示按对10°迎角(α)的机翼144。图48中的水平短虚线表示针对10°迎角(α)，针对系统关闭配置400的升力系数CL的值。图48中的水平假想线与迎角为10度的黑短虚曲线相交，并且表示针对单列配置342，在这种迎角下的升力系数CL的值。图48中的水平中心线与迎角为10度的黑实曲线相交，并且表示针对双列配置344，在这种迎角下的升力系数CL的值。如可以看出，单列配置342和双列配置344相对于系统关闭配置400，在迎角(α)的范围上提供升力增大。例如，相对于针对系统关闭配置400的标称升力系数(CLnom)和最大升力系数(CLmax)，单列配置342和双列配置344提供10°迎角(α)下的CLnom412的改进和CLmax414的改进。
图49是在图18和21所示的系统关闭配置400、图19和22所示的单列配置342，以及图20和23所示双列配置344下，针对飞行器机翼144的升阻比(L/D)416与升力系数(CL)410的关系的标绘图。如上所示，长虚曲线表示系统关闭配置400，短虚曲线表示系统开启单列配置342，而实曲线表示系统开启双列配置344。图49中的垂直虚线表示按10°迎角(α)，针对系统关闭配置400的CL，而水平虚线是对应L/D。图49例示了在起飞配置下，相对于机翼144的系统关闭配置的L/D，由单列配置342和双列配置344所提供的L/D改进。
图50-52例示了按集群346设置并且沿机翼144的后部130的翼展方向150分布的多个空气喷射器300的另一示例。图50是去除后缘装置以示出按双列配置344设置的空气喷射器300的集群346的飞行器机翼144的后部130的立体图。图51是图51的飞行器机翼144的俯视图，其示出了按集群346设置的空气喷射器300的翼展方向分布。图52是示出采用双列配置344的空气喷射器300的集群346的、飞行器机翼144的后部130的端视图。
在本公开中，集群346可以包括任何数量的空气喷射器300。例如，图50至52示出了六组集群346，包括具有五(5)个空气喷射器300的集群和具有四(4)个或更少个空气喷射器300的集群。在这点上，集群346可以包括任何数量的空气喷射器300。集群346可以被局部定位成实现特定任务目标，或者集群346可以沿翼面120的任何翼展方向区段均匀地分布。另外，尽管按双列配置344示出，但空气喷射器300的集群346可以按单列配置342，或者按具有两列以上空气喷射器300的排布结构来设置。
图53-55例示了按集群346的交错布局设置并且按双列配置344分布的多个空气喷射器300的示例。图53是去除后缘装置以示出按双列配置344设置的空气喷射器300的交错集群346的飞行器机翼144的后部130的立体图。图54是图53的飞行器机翼144的俯视图，其示出了空气喷射器300的集群346的翼展方向分布。图55是示出空气喷射器300的交错集群346的、飞行器机翼144的后部130的端视图。
图56-58例示了空气喷射器300的局部定位集群346的示例。图56是去除后缘装置200以示出按双列配置344设置的空气喷射器300的局部化集群346的飞行器机翼100的后部130的立体图。图57是图56的飞行器机翼144的俯视图，其示出了空气喷射器300的局部化集群346。图58是飞行器机翼144的后部130的端视图，并且例示了空气喷射器300的局部化集群346。
如上所示，空气喷射器量和布置可以根据任务目标和飞行条件来控制。另外，可以采用空气喷射器量和布置来管理机翼144的空气动力学载荷。例如，空气喷射器300的翼展方向阵列340可以包括第一组348(图53)空气喷射器300和第二组350(图5)空气喷射器300，第二组350(图5)空气喷射器300可以定位在第一组348的外侧。第一组38的空气喷射器300可以被配置成，作为一种方式，按与通过第二组350排出空气射流322不同的时间排出空气射流322，以改变机翼144上的翼展方向空气动力学载荷。在一个示例中，在起飞期间，可以管理空气喷射器300的启用，以更紧密地接近椭圆翼展载荷分布，确保相对低水平的诱发阻力，其可以进一步改进L/D。
图59是包括一个或更多个空气喷射器300的飞行器机翼144的俯视图，该喷射器具有喷射口318，该喷射口318被配置成具有用于振荡的能力的喷嘴320。图60是一个振荡喷嘴320的放大视图。在一些示例中，喷嘴320可以被安装至机翼144的后梁132上并，且可以被配置成，按使空气射流322沿后缘装置200(图59)的翼展方向部分往复横向扫掠的方式，沿横侧方向332振荡(例如，横向往复运动)。空气射流322的横向扫掠可以激发绕流158(图5)，并且流线型化机翼144和后缘装置200上的绕流158。尽管未示出，但可以将一个或更多个空气喷射器300设置为如本领域已知的流体振荡器，并且其可以按使空气射流322沿后缘装置200的翼展方向部分横向扫掠的横向振荡方式，排出空气射流322。
图61是飞行器机翼144的截面图，其具有被配置成按缩回位置224示出的单一福勒襟翼230的后缘装置200。该福勒襟翼可以在展开时向后移动同时向下旋转。图62是图61的飞行器机翼144，其具有处于展开位置226的单一福勒襟翼230。该空气喷射器300被示出将空气射流322排出到机翼144的后部130与福勒襟翼230的前部202之间的主凹口142中，以激发并流线型化襟翼230上的绕流158。
图63是飞行器机翼144的截面图，其具有被配置成按缩回位置224示出的简单襟翼232的后缘装置200。该简单襟翼232可以相对于机翼主部件122，环绕固定枢轴点绕轴旋转。该机翼主部件122可以包括突出翼134，该突出翼134可以重定向简单襟翼232的上表面204上的绕流158。图64示出了图63的、具有在简单襟翼232展开期间排出空气射流322的空气喷射器300的飞行器机翼144，并且导致激发并流线型化简单襟翼232的上表面上的绕流158。
图65是例示可以包括在减少翼面120的空气动力学阻力的方法500中的一个或更多个操作的流程图。方法500的步骤502可以包括：从空气喷射器300的喷射口318排出空气射流322。如上所示，一个或更多个空气喷射器300可以包括位于翼面主部件122的后部130与后缘装置200的前部202之间的喷射口318。例如，空气射流322可以从可以安装在机翼144的后梁132上的喷射口318排出。在一个示例中，当后缘装置200处于缩回位置224时，喷射口318可以不暴露至翼面120上的绕流158。
排出空气射流322的步骤可以包括：将后缘装置200至少部分地从缩回位置224展开成展开位置226。当后缘装置200从缩回位置224移动至展开位置226时，该方法可以包括以下步骤：在后缘装置200展开时排出空气射流322，并且绕流158从翼面主部件122的下表面126流动接着向上进入并经过主凹口142。空气射流322可以与绕流158混合，该绕流158可以经过后缘装置200的上表面204。排出空气射流322的步骤可以包括：相对于翼面120的弦线156，按向上方向324排出空气射流322，如上所述。排出空气射流322的步骤还可以包括：相对于飞行器100的纵轴106，按外侧方向328排出空气射流322，如上所述。
方法500的步骤504可以包括：按使空气射流322经过后缘装置200的上表面204的这种方式引导空气射流322。在一些示例中，翼面主部件122可以包括上述突出翼134，如处于缩回状态的扼流器228的后部130。所述方法可以包括以下步骤：按这样的方式朝着突出翼134的下侧136排出空气射流322，即，空气射流322碰撞该交叠部的下侧136，并且朝着突出翼134与后缘装置200的上表面204之间的翼展方向间隙140偏转或定向，并且促进后缘装置200的上表面204的等值线上的气流。
在其它示例中，该方法可以包括以下步骤：在排出空气射流322时，利用如上所述的流体振荡器(未示出)，或者通过沿横侧方向332(例如，往复运动)振荡一个或更多个空气喷射器300的喷嘴320(例如，图61)来振荡空气射流。流体振荡器(未示出)或振荡喷嘴320(图61)可以导致空气射流322响应于振荡该喷嘴320，而沿后缘装置200的翼展方向部分往复扫掠。如上所示，空气射流322的横向扫掠可以沿后缘装置200的翼展方向区段激发并流线型化绕流158。
而且，本公开包括根据下列条款的实施方式：
条款1、一种用于翼面的减阻系统，该减阻系统包括：
空气喷射器，该空气喷射器具有喷射口，该喷射口位于翼面主部件的后部与后缘装置的前部之间；以及
所述空气喷射器被配置成，按空气射流经过所述后缘装置的上表面的这种方式从所述喷射口排出所述空气射流。
条款2、根据条款1所述的系统，其中：
所述空气喷射器被配置成，在展开所述后缘装置时，排出所述空气射流。
条款3、根据条款1或2所述的系统，其中：
所述喷射口被配置成，在相对于飞行器的所述翼面的弦线的向上方向和相对于所述飞行器的纵轴的外侧方向中的至少一个方向上排出所述空气射流。
条款4、根据条款1、2或3所述的系统，其中：
所述翼面是具有后梁的机翼；以及
所述喷射口安装至所述后梁。
条款5、根据条款1、2、3或4所述的系统，其中：
所述空气喷射器被配置成流体振荡器或空气喷射器，所述空气喷射器具有喷嘴，该喷嘴被配置成在横向方向上振荡；以及
所述流体振荡器和所述喷嘴按使空气射流沿所述后缘装置的翼展方向部分往复横向扫掠的方式，排出所述空气射流。
条款6、根据条款1、2、3、4或5所述的系统，其中：
所述空气喷射器包括多个空气喷射器。
条款7、根据条款6所述的系统，其中：
所述多个空气喷射器按翼展方向阵列设置。
条款8、根据条款6所述的系统，其中：
所述多个空气喷射器按集群设置。
条款9、根据条款6所述的系统，其中：
所述多个空气喷射器按两列或更多列设置。
条款10、根据条款1、2、3、4、5、6、7、8或9所述的系统，其中：
所述后缘装置是襟翼、襟副翼、副翼、以及升降副翼中的一种。
条款11、根据条款10所述的系统，其中：
所述襟翼是多开缝襟翼。
条款12、根据条款1、2、3、4、5、6、7、8、9、10或11所述的系统，其中：
所述空气喷射器被配置成零净质量通量喷射器和气动空气喷射器中的一种。
条款13、一种用于机翼的减阻系统，该减阻系统包括：
空气喷射器，该空气喷射器具有喷射口，该喷射口位于机翼的后梁上的主凹口中和襟翼前方；并且
所述空气喷射器被配置成，在展开所述后缘装置，使绕流从翼面的下表面向上流过所述主凹口并且经过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。
条款14、一种减少翼面的空气动力学阻力的方法，该方法包括以下步骤：
从空气喷射器的喷射口排出空气射流，所述喷射口位于翼面主部件的后部与后缘装置的前部之间；以及
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。
条款15、根据条款14所述的方法，其中，所述排出所述空气射流的步骤包括以下步骤：
至少部分地展开所述后缘装置；以及
在至少部分地展开所述后缘装置时，排出所述空气射流。
条款16、根据条款14或15所述的方法，其中，所述排出所述空气射流的步骤包括以下步骤：
在相对于飞行器的所述翼面的弦线的向上方向和相对于所述飞行器的纵轴的外侧方向中的至少一个方向上排出所述空气射流。
条款17、根据条款14、15或16所述的方法，其中，所述排出所述空气射流的步骤包括以下步骤：
沿所述后缘装置的翼展方向部分，按往复方式横向扫掠所述空气射流。
条款18、根据条款14、15、16或17所述的方法，其中，
所述空气喷射器包括多个空气喷射器。
条款19、根据条款18所述的方法，其中：
所述多个空气喷射器按空气喷射器的集群设置。
条款20、根据条款18所述的方法，其中：
所述多个空气喷射器按沿翼展方向延伸的两列或更多列设置。
本领域普通技术人员可以清楚本公开的附加修改例和改进例。由此，在此描述并例示的部分的特定组合旨在仅表示本公开的某些实施方式，而非旨在用作对本公开的精神和范围内的另选实施方式或装置的限制。

Claims (15)

1.一种用于翼面(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)安装在所述翼面(120)的翼面主部件(122)的后部(130)上或从该后部(130)向后延伸，所述喷射口(318)终止在具有侧边界和上边界的主凹口(142)内，该侧边界由所述翼面主部件(122)的所述后部(130)与后缘装置(200)的前部(202)限定，该上边界由从所述翼面主部件(122)的所述后部(130)延伸的突出翼(134)限定，所述喷射口(318)终止于所述突出翼(134)下方的位置处；并且
所述空气喷射器(300)被配置成，按如下方式从所述喷射口(318)排出空气射流(322)，该空气射流(322)被排出到所述主凹口(142)中，并与在经过并离开所述主凹口(142)之前从所述翼面(120)的最下表面(126)向上流动进入所述主凹口(142)的绕流(158)混合，并排出到在所述后缘装置(200)的上表面(204)上经过的所述绕流(158)中。
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；并且
所述流体振荡器按使空气射流(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、212、214、216、230、232)、襟副翼(222)、副翼(220)、以及升降副翼中的一种。
8.根据权利要求1或2所述的系统，其中：
所述空气喷射器(300)被配置为零净质量通量喷射器和气动空气喷射器(312)中的一种。
9.一种减小翼面(120)的空气动力学阻力的方法，该方法包括以下步骤：
从空气喷射器(300)的喷射口(318)排出空气射流(322)，所述喷射口(318)安装在所述翼面(120)的翼面主部件(122)的后部(130)上或从该后部(130)向后延伸，所述喷射口(318)终止在具有侧边界和上边界的主凹口(142)内，该侧边界由所述翼面主部件(122)的所述后部(130)与后缘装置(200)的前部(202)限定，该上边界由从所述翼面主部件(122)的所述后部(130)延伸的突出翼(134)限定，所述喷射口(318)终止于所述突出翼(134)下方的位置处；以及
按如下方式从所述喷射口(318)引导所述空气射流(322)进入到所述主凹口(142)中，使得所述空气射流(322)与在经过并离开所述主凹口(142)之前从所述翼面(120)的最下表面(126)向上流动进入所述主凹口(142)的绕流(158)混合，并进入到在所述后缘装置(200)的上表面(204)上经过的所述绕流(158)中。
10.根据权利要求9所述的方法，其中，排出所述空气射流(322)的步骤包括以下步骤：
至少部分地展开所述后缘装置(200)；以及
当所述后缘装置(200)被至少部分地展开时，排出所述空气射流(322)。
11.根据权利要求9或10所述的方法，其中，排出所述空气射流(322)的步骤包括以下步骤：
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)。
12.根据权利要求9或10所述的方法，其中，排出所述空气射流(322)的步骤包括以下步骤：
沿所述后缘装置(200)的翼展方向部分，按往复方式横向扫掠所述空气射流(322)。
13.根据权利要求9或10所述的方法，其中：
所述空气喷射器(300)包括多个空气喷射器(300)。
14.根据权利要求13所述的方法，其中：
所述多个空气喷射器(300)按空气喷射器(300)的集群(346)布置。
15.根据权利要求13所述的方法，其中：
所述多个空气喷射器(300)按沿翼展方向(150)延伸的两列或更多列布置。
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