CN106081069B - 限定流体致动孔的空气动力面组件 - Google Patents

Abstract

提供了空气动力面组件以促进对空气动力面的流动控制。空气动力面组件包括空气动力面，所述空气动力面限定了外模线，在所述外模线上方的流体将沿下游方向流动。外模线限定了被下降区域中断的平滑轮廓，所述下降区域相对于由在其上游的所述外模线限定的所述平滑轮廓是凹入的。空气动力面限定了通向下降区域的孔。空气动力面组件还可以包括突出部，所述突出部在孔的上游从空气动力面的外模线延伸。突出部沿下游方向延伸并且至少部分地延伸过孔上方。空气动力面组件还可以包括流体致动器，所述流体致动器限定了从输入区域延伸并且与孔流体连通的一对弧形通道。

Description

限定流体致动孔的空气动力面组件

技术领域

本发明的示例实施例大体涉及空气动力面组件，并且更具体涉及一种限定了一个或更多个流体致动孔以便于空气动力面附近的流场的主动式流动控制的空气动力面组件。

背景技术

空气动力面用于多种应用中，诸如飞行器的襟翼和其他操纵面。在使用中，流体在空气动力面上方流动，以便建立流场。在一些情况下，在空气动力面附近经过的流场可以被可控制地改变，以便更改由空气动力面提供的性能。例如，空气动力面可以采用主动式流动控制，以便将流体或动量喷射到在空气动力面附近经过的流场。一些传统形式的主动式流动控制包括流体的稳定的吹动或抽吸、流体和合成射流的脉动的吹动或抽吸。主动式流动控制也已经通过流体振荡器来提供，所述流体振荡器产生自振荡射流以便提供空间和时间上的振荡。由于主动式流动控制，流场被可控制地改变，这对应地更改因而产生的由空气动力面提供的性能以及交通工具或包含空气动力面的其他结构的性能。在这方面，流体或动量喷射到流场内可以减轻流场与空气动力面的部分或完全流动分离，由此便于性能改善。

升力面上的主动式流动控制主要关注于，在分离剪切层受导致大范围涡流的名义上时间-周期形成和脱落的尾流的不稳定性的强耦接影响的情况下，减轻在失速的襟翼或机翼区段上方的部分或完全流动分离。因此，空气动力面上的分离的操纵和控制已经通常基于在对应于近尾流的不稳定性的频率下到外部致动的分离的尾流影响的流动的窄带接受能力。这种致动包括脱落涡朝向失速的机翼的表面的涡流的类似康达效应的偏转。减少脱离于总体气流(尾流)不稳定性的流动分离的替代性方法是，更改表面的外观上的空气动力学形状，这改变分离的上游的顺流压力梯度。在该方法中，致动通过在表面安装的流体致动器与在空气动力面上方的交叉流动之间形成被捕获的涡流的受控制的相互影响域来影响。在这种方法下，利用具有为至少比特征尾流频率大至少一个数量级并且因此脱离于总体气流不稳定性的频率的致动来实现控制。因此，不仅当基准流动被分离时，而且当显著部分的流动被附接时，诸如在低迎角的巡航状况下，流动控制被有利地影响。然而，由流体振荡器提供的主动式流动控制具有变化水平的效率和有效性，其中一些流体振荡器具有相对大的覆盖区域。

关于飞行器，一些飞行器(诸如一些运输飞行器)采用影响飞行器的设计和性能的高升力系统。在这方面，性能特征(诸如最大起飞重量、所需跑道长度和失速速度)受高升力系统影响。在历史上，高升力系统已经包括复杂的多元件设计且其具有错综复杂的定位机构，以改善性能和效率。尽管高升力系统已经被简化，但是高升力系统可以在重量、零件的数量、制造成本和/或巡航效率方面被进一步改善。因此，主动式流动控制已经被考虑作为改善高升力性能的选择。在这方面，主动式流动控制可以实现增加的水平的性能(诸如增加的升力系数C_L)以及降低的复杂性。然而，以高效且有效的方式实现对高升力系统的主动式流动控制的方式还未被解决。

发明内容

根据示例实施例提供了空气动力面组件，以便促进对空气动力面上方的流动的控制。通过控制空气动力面上方的流动，诸如通过利用主动式流动控制，从空气动力面的流动分离可以被减轻。此外，空气动力面组件可以以促进其他改善的性能特征(诸如增加的升力系数)的方式提供流动控制。

在示例实施例中，提供了一种空气动力面组件，所述空气动力面组件包括空气动力面，所述空气动力面限定了外模线，在所述外模线上方的流体将沿下游方向流动。外模线限定了被下降区域中断的平滑轮廓，所述下降区域相对于由在其上游的外模线限定的平滑轮廓是凹入的。空气动力面限定了通向下降区域的孔。该示例实施例的空气动力面组件还包括突出部，所述突出部在孔的上游从空气动力面的外模线延伸。突出部沿下游方向延伸并且至少部分地在孔上方延伸。

示例实施例的孔沿具有沿下游方向的方向分量的方向延伸。在一个实施例中，孔限定了具有弧形形状的喉部，所述喉部限定了流动方向，随着喉部从空气动力面内朝向孔的出口过渡，流动方向越发沿下游方向延伸。该实施例的突出部限定了孔的喉部的包括孔的弧形形状的一部分。

示例实施例的下降区域在孔的下游平滑地过渡到外模线的平滑轮廓。示例实施例的突出部在孔上方延伸，使得当在下降区域处沿垂直于外模线的方向观察时，孔不可见。在示例实施例中，空气动力面限定了以线性阵列的方式进行布置的多个孔。该示例实施例的空气动力面组件包含多个突出部，其中每个突出部在相应的孔上方至少部分地延伸。该示例实施例的多个孔可以以第一和第二线性阵列的方式进行布置，其中第二线性阵列在第一线性阵列的下游。第二线性阵列的孔可以相对于第一线性阵列的孔被横向地偏移。

示例实施例的空气动力面组件还包括流体致动器，所述流体致动器限定了一对弧形通道，该对弧形通道从输入区域延伸到与孔流体连通的相互作用腔室。流体致动器的弧形通道可以具有马蹄形几何形状。该示例实施例的空气动力面组件还可以包括稳压室，所述稳压室被限定为延伸通过空气动力面。该示例实施例的流体致动器的输入区域与稳压室流体连通，以便接收来自稳压室的然后被引导通过孔的流体。

在另一示例实施例中，提供了一种空气动力面组件，所述空气动力面组件包括空气动力面，所述空气动力面限定了外模线，通过该外模线的流体将沿下游方向流动。外模线限定了被下降区域中断的平滑轮廓，所述下降区域相对于由在其上游的外模线限定的平滑轮廓是凹入的。空气动力面限定了通向下降区域的孔。空气动力面组件还包括流体致动器，所述流体致动器限定了一对弧形通道，该对弧形通道从输入区域延伸并且与孔流体连通以便允许流体穿过弧形通道并通过孔离开。

示例实施例的流体致动器进一步在孔的上游限定了相互作用腔室。相互作用腔室被配置为接收来自该弧形通道的流体，并且被配置为与孔流体连通。流体致动器的弧形通道可以具有马蹄形几何形状。示例实施例的空气动力面组件还可以包括稳压室，所述稳压室被限定为延伸通过空气动力面。流体致动器的输入区域与稳压室流体连通，以便接收来自稳压室的然后被引导通过孔的流体。

示例实施例的孔沿具有沿下游方向的方向分量的方向延伸。在示例实施例中，孔限定了具有弧形形状的喉部，所述喉部限定了流动方向，随着喉部从空气动力面内朝向孔的出口过渡，流动方向越发沿下游方向延伸。示例实施例的空气动力面还包括突出部，所述突出部在孔的上游从空气动力面的外模线延伸。突出部沿下游方向在孔上方至少部分地延伸。突出部限定了孔的喉部的包括孔的弧形形状的一部分。示例实施例的突出部在孔上方延伸，使得当在下降区域处沿垂直于外模线的方向观察时，孔不可见。示例实施例的下降区域在孔的下游平滑地过渡到外模线的平滑轮廓。

本发明能够涉及一种空气动力面组件，所述空气动力面组件可以包括限定了外模线的空气动力面，在外模线上方的流体将沿下游方向流动，其中外模线限定了被下降区域中断的平滑轮廓，下降区域相对于由在其上游的外模线限定的平滑轮廓是凹入的，其中空气动力面限定了通向下降区域的孔；以及突出部，所述突出部在孔的上游从空气动力面的外模线延伸，其中突出部沿下游方向在孔上方至少部分地延伸。孔可以沿具有沿下游方向的方向分量的方向延伸。孔可以限定具有弧形形状的喉部，所述喉部限定了流动方向，随着喉部从空气动力面内朝向孔的出口过渡，流动方向越发沿下游方向延伸。这些特征中的每一个均能够提高空气动力学高升力系统的运行效率和可维护性。突出部可以限定孔的喉部的包括孔的弧形形状的一部分。下降区域可以在孔的下游平滑地过渡到外模线的平滑轮廓。突出部可以在孔上方延伸，使得当在下降区域处沿垂直于外模线的方向观察时，孔不可见。空气动力面可以限定以线性阵列的方式进行布置的多个孔，其中空气动力面组件包含多个突出部，并且其中每个突出部在相应的孔上方至少部分地延伸。多个孔可以以第一和第二线性阵列的方式进行布置，其中第二线性阵列在第一线性阵列的下游，并且其中第二线性阵列的孔相对于第一线性阵列的孔被横向地偏移。空气动力面组件还可以包括流体致动器，所述流体致动器限定了一对弧形通道，该对弧形通道从输入区域延伸到与孔流体连通的相互作用腔室。流体致动器的弧形通道可以具有马蹄形几何形状。空气动力面还可以包括稳压室，所述稳压室被限定为延伸通过空气动力面，其中流体致动器的输入区域与稳压室流体连通，以便接收来自稳压室的然后被引导通过孔的流体。

本发明能够涉及一种空气动力面组件，所述空气动力面组件可以包括限定了外模线的空气动力面，在外模线上方的流体将沿下游方向流动，其中外模线限定了被下降区域中断的平滑轮廓，下降区域相对于由在其上游的外模线限定的平滑轮廓是凹入的，其中空气动力面限定了通向下降区域的孔；以及流体致动器，所述流体致动器限定了一对弧形通道，该对弧形通道从输入区域延伸并且与孔流体连通，以便允许流体穿过弧形通道并且通过孔离开。流体致动器进一步在孔的上游限定了相互作用腔室，其中相互作用腔室被配置为接收来自该对弧形通道的流体，并且被配置为与孔流体连通。流体致动器的弧形通道可以具有马蹄形几何形状。空气动力面组件还可以包括稳压室，所述稳压室被限定为延伸通过空气动力面，其中流体致动器的输入区域与稳压室流体连通，以便接收来自稳压室的然后被引导通过孔的流体。孔可以沿具有沿下游方向的方向分量的方向延伸。孔可以限定具有弧形形状的喉部，所述喉部限定了流动方向，随着喉部从空气动力面内朝向孔的出口过渡，流动方向越发沿下游方向延伸。空气动力面组件还可以包括突出部，所述突出部在孔的上游从空气动力面的外模线延伸，其中突出部沿下游方向在孔上方至少部分地延伸，并且其中突出部限定了孔的喉部的包括孔的弧形形状的一部分。突出部可以在孔上方延伸，使得当在下降区域处沿垂直于外模线的方向观察时，孔不可见。

本发明能够涉及一种提高空气动力学性能的方法，该方法可以包括，在空气动力面的外模线上方沿下游方向建立流场，其中外模线限定了被下降区域中断的平滑轮廓，下降区域相对于由在其上游的外模线限定的平滑轮廓是凹入的，其中空气动力面限定了通向下降区域的孔；以及喷射流体通过孔并且进入流场，其中喷射流体通过孔包含将流体从输入区域引导到流体致动器的一对弧形通道内，其中弧形通道与孔流体连通，使得经过弧形通道的流体通过孔离开。

附图说明

已经如此用一般术语描述了本公开的特定示例实施例，在下文中将会参照附图，附图不一定按比例绘制，并且其中：

图1是根据本公开的示例实施例的包括多个孔的空气动力面组件的透视图，所述多个孔被配置为提供主动式流动控制；

图2是根据本公开的示例实施例的沿着线2-2截取的图1的空气动力面组件的一部分的横截面侧视图；

图3是根据本公开的示例实施例的沿着线2-2截取的图1的空气动力面的横截面侧视图，其中在图2中描绘的空气动力面组件的该部分被放置在关于空气动力面的其余部分的背景下；

图4是描绘被布置在根据本公开的示例实施例的空气动力面内的流体致动器的结构的平面图；以及

图5是根据本公开的示例实施例的空气动力面的侧视图，所述空气动力面具有后边缘襟翼和下垂的前边缘，其中孔被设置在空气动力面的弯曲部处。

具体实施方式

现将参照附图在下文中对本公开进行更全面的描述，在附图中示出了一些而并非所有实施方式。实际上，本公开可以以许多不同的形式具体化，并且不应该被解释为限于本文中所阐述的实施方式。相反地，提供这些实施方式以便本公开将满足适用的法律要求。同样的附图标记自始至终指代同样的部件。

现在参照图1，描绘了可以根据本公开的示例实施例进行配置的空气动力面10的一个示例。空气动力面10可以是机翼或飞行器的其他操纵面(诸如通过在图1中描绘的部分表示的)。然而，空气动力面10可以用于各种各样的其他应用中，包括其他类型的交通工具以及其他类型的结构的空气动力面。为了示例但非限制的目的，在下文中将会描述充当机翼或飞行器的其他操纵面的空气动力面10，其中提供了更具体的示例，即提供的飞行器的空气动力面被配置为实现高升力系统，以便具有改善的性能特征，诸如最大起飞重量、所需跑道长度和失速速度。

空气动力面10包括外模线12，在外模线12上方的流体将沿下游方向14流动，诸如从空气动力面的前边缘16流向空气动力面的后边缘18，如由空气动力面通过流场的运动方向所建立的。外模线12限定了被下降区域20中断的平滑轮廓，如在图1中以及在图2和图3中示出的。由外模线12限定的平滑轮廓建立了至少在下降区域20附近(诸如下降区域的上游和下游侧上的邻近下降区域的区域)没有任何锐利边缘的平滑弧形表面。在一个示例实施例中，下降区域20相对于由在下降区域上游的外模线12限定的平滑轮廓凹入诸如0.8mm。在这方面，由外模线12的在下降区域20的紧接着的下游和上游的那些部分限定的平滑轮廓将会被定位在下降区域的外部，如通过图2的外模线的虚线延续所示出的。换言之，下降区域20被定位在要不然由外模线12在下降区域的位置处限定的平滑轮廓的内部。

如在图1-3中示出的，空气动力面10还限定了通向下降区域20的孔22。图1中描绘的实施例中，例如，空气动力面10包括孔的第一和第二线性阵列40、42，如在下面更详细地描述的。孔22从空气动力面10的内部内延伸到下降区域20内的出口。图示的实施例的孔22沿具有沿下游方向14的方向分量的方向延伸。在这方面，孔以一角度延伸，以便延伸所沿的方向具有在垂直于空气动力面的在下降区域20的紧接着的下游的该部分的方向和在下游方向14二者上的方向分量的方向延伸。因此，孔沿下游方向成一定角度。孔可以成一定角度倾斜以便限定各种取向角，一个示例实施例的孔被限定为相对于下游方向14具有45°角。

示例实施例的孔22限定了具有弧形形状的喉部，其包括平滑弧形形状和斜面形状二者，所述喉部限定了随着喉部从空气动力面内朝向孔的出口过渡而越发沿下游方向14延伸的流动方向。因此，在进入到空气动力面10内的孔22的入口附近的位置处，由喉部的中心线限定的流动方向可以相对于下游方向14成近似45°。然而，在更靠近孔22的出口的位置处，由喉部的中心线限定的流动方向具有沿下游方向14的越发更大的方向分量和沿垂直于下游方向的方向的越发更小的方向分量，使得一旦从孔离开，则流动方向在下降区域20的紧接着下游处平行于空气动力面10，或在下降区域的紧接着下游处相对于空气动力面仅具有非常小的角度(诸如10°或5°或更小)。

通过可控制地引导流体通过孔22并且在下降区域20的紧接着下游进入流场，流场可以以受控制的方式被改变，诸如通过减轻流体在下降区域的下游与空气动力面10部分或完全分离。为了便于流体从孔22的出口过渡，示例实施例的下降区域20在孔的下游平滑地过渡到外模线12的平滑轮廓，诸如通过在其之间限定平滑曲线。在示例实施例中，下降区域20在孔22的下游限定了线性表面，所述线性表面在孔的下游平滑地过渡到外模线12的平滑轮廓。

同样如在图2中示出的，示例实施例的空气动力面组件包括突出部24。突出部24在孔22的上游从空气动力面10的外模线12延伸。突出部24沿下游方向14延伸，以便在孔22上方至少部分地延伸。如所图示的，突出部24的外表面可以遵循并且延续由空气动力面10的外模线12限定的平滑轮廓，以便有效地充当外模线的至少部分地在通向下降区域20的孔22上方的延续。尽管突出部24的下游端可以是锐利边缘，但是示例实施例的突出部的下游端由平坦表面(诸如具有0.25mm高度的平坦表面)形成，以有助于在制造过程期间的改善的尺寸准确性。内部地，示例实施例的突出部24限定了孔22的喉部的包括孔的弧形形状的一部分。在这方面，突出部24的内表面可以平滑地过渡，诸如通过限定平滑弧形的或斜面的内表面，孔22从在此从空气动力面10内延伸的角度到随着喉部接近孔的出口越发沿下游方向14延伸的角度。尽管突出部24的斜面内表面可以在下降区域20附近相对于外模线12限定各种角度，但是某些示例实施例的突出部的斜面内表面可以限定26°、37°或45°的角度。

突出部24可以在通向下降区域20的孔22上方部分地延伸。然而，示例实施例的突出部24在孔22上方延伸，使得当在下降区域20处沿垂直于外模线12的方向观察时，孔不可见。替代地，由孔22的喉部限定的流动方向的平滑过渡导致孔的出口面向下游方向14，并且当沿垂直于外模线12的方向观察时，由于突出部在孔上方的延伸而不可见或仅部分地可见该出口。

如在图4中示出的，其中描绘了空气动力面10的内部，示例实施例的空气动力面组件还包括一个或更多个流体致动器23(在图4中示出了其中的三个流体致动器)。流体致动器23提供通过孔22并且进入在空气动力面10上方经过的流场(诸如沿大致进入图4中的页面的方向)的流体的流动。如在下面描述的，示例实施例的流体致动器23被配置为提供流体的自振荡，使得离开孔22的流体沿翼展方向在孔的出口的宽度上横向地来回振荡，诸如在图4中通过双头箭头25示出的。流体的自振荡通过进一步促进离开孔的流体与流场的受控制的接合来提供改善空气动力学性能的技术优点。流体致动器23会导致流体沿翼展方向25以各种频率(诸如在一个示例实施例中以6KHz的频率)振荡。由于致动器的振荡频率足够高，所以由流体致动器23在流场中引起的波动脱离于空气动力面10的近尾流不稳定。在示例实施例中，致动器23的振荡频率为要被控制的流动结构的特征频率的至少10倍，所述流动结构的特征频率进而可以通过特征长度和速度确定，例如通过翼型的翼弦和自由流空气速度来确定。

在图4中描绘的示例实施例的流体致动器23限定了一对弧形通道26。弧形通道26可以至少部分地由弓形(例如，弧形)转向器或堵塞物27限定，所述转向器或堵塞物27迫使进入通道的流体遵循绕转向器或堵塞物的弧形路径。每个通道26可以相对于其他通道被完全相同地定尺寸并且成形，并且每个通道可以相对于在通道之间延伸的中心线28翘曲或弯曲相等量，在图4中描绘了其中的一个中心线。通道26的翘曲或弯曲沿相反方向从中心线28延伸，如在图4中示出的。这样，流体致动器23的弧形通道26限定了马蹄形几何形状，其中该对通道限定了朝向空气动力面10的外模线的U形开口。尽管在图示的实施例中描绘了并且在本文中描述了一对弧形通道26，但是在其他示例实施例中，流体致动器23可以包括额外的弧形通道。

弧形通道26从输入区域30延伸到相互作用腔室32。输入区域30诸如在通道的末端处与两个通道26流体连通，通道在所述末端处结合以限定U形。相互作用腔室32与孔22流体连通，诸如通过根据流体流动通过弧形通道26的方向在孔的紧接着的上游。如同通道26和转向器或堵塞物27，相互作用腔室32也是弧形的。因此，在示例实施例中，包括通道26、转向器或堵塞物27和相互作用腔室32的流体致动器23是弧形的。

流体经由输入区域30进入弧形通道26。在示例实施例中，空气动力面组件包括稳压室34，诸如如在图3中示出的被限定在空气动力面10内并且延伸通过空气动力面10的稳压室，其中图2的流体致动器被放置在空气动力面的背景下。在该示例实施例中，流体致动器的输入区域30与稳压室34流体连通，以便接收来自稳压室的流体且该流体然后被引导通过孔22。因此，流体可以被引导通过稳压室34，并且进而进入流体致动器的输入区域30。由流体致动器的输入区域30接收的流体被分开，并且在相互作用腔室32内混合之前流动通过该对弧形通道26，并且然后在经由孔的出口被排出之前穿过孔22的喉部，以便在下降区域20的下游与流场相互作用。

流体经由相应的成角度入口33从弧形通道26进入相互作用腔室32。一对弧形通道26中的每个通道与相应的成角度入口33连通。每个成角度入口33以朝向孔22向上(沿图4的取向)且朝向中心线28向内延伸的方向分量将流体引入相互作用腔室32。由于流过该对弧形通道26的流体在相互作用腔室32内的重新混合(包括具有从成角度入口33朝向中心线28从相反方向向内延伸的方向分量的流体的重新混合)，经过孔22并且由此离开的流体诸如沿垂直于流体的流动方向的横向方向振荡。离开孔22并且与流场相互作用的流体的这种振荡增强了对流场控制并且关于与高升力系统有关的性能特征提供了改善(诸如改善升力系数C_L)。在这方面，离开孔22的流体导致沿着空气动力面10的增加的流动附接程度，并且因此导致增加的吸力，从而导致增加的升力。

下降区域20并且因此孔22可以被放置在空气动力面10的外模线12上的各种位置处。孔相对于空气动力面10的位置的一个示例是在包括弯曲部的空气动力面的背景下，其中所述空气动力面在该弯曲部内具有比空气动力学面的其他部分更突然的方向变化。在这方面，图5描绘了处于飞行器操纵面50的形式的空气动力面10的示例，所述飞行器操纵面50具有下垂的前边缘52和后边缘襟翼54，其中弯曲部56被限定在后边缘襟翼与飞行器操纵面的在后边缘襟翼上游的部分之间且其间具有例如20°至40°之间的偏转角。在示例实施例中，下降区域20和通向下降区域的孔22被设置为与由飞行器操纵面50限定的弯曲部重合。关于图5的具有下垂的前边缘52和后边缘襟翼54的飞行器操纵面50，下降区域20和通向其的孔22可以被设置在弯曲部56处，后边缘襟翼在所述弯曲部56处被结合到飞行器操纵面的在后边缘襟翼上游的其余部分。在弯曲部56处离开孔22的流体可以相对于局部表面切线限定一个倾斜角，诸如在26°与37°之间的倾斜角。

孔22在空气动力面10的弯曲部56处的位置提供了如下技术优点，离开孔并且与邻近空气动力面的流场混合的流动在弯曲部附近产生吸力峰值，并且可控制地改变流场并有利地影响空气动力面的性能。更特别地，离开孔22的气流在弯曲部56附近产生涡流集中，这导致形成引起类似康达效应的强低压域，其中气流沿着后边缘襟翼54的表面被偏转，由此增加流动附接程度并增加升力。在孔22被设置在分离点的紧接着的上游的情况下，这种影响是最显著的，因为被设置在分离点下游的孔在改善性能方面较不有效。离开孔22的气流因此提供了沿着飞行器操纵面50的表面的增加的吸力，并且还增加了沿着后边缘襟翼54的吸力，由此导致更高的升力系数C_L。由于增加的升力引起的阻力以及额外的向下俯仰力矩，所以升力系数的增加伴随有压力阻力的增加。

在示例实施例中，空气动力面10限定了多个孔22。在示例实施例中，多个孔22以线性阵列的方式进行布置，诸如相对于由在空气动力面上方的流体流动限定的下游方向14垂直地(诸如横向地)延伸的线性阵列，如在图1中示出的。示例实施例的空气动力面组件还包括多个突出部24。每个突出部24至少部分地在相应的孔22上方延伸，诸如在上面关于单个孔及其对应的突出部描述的。另外，每个孔22可以通过由相应的流体致动器(诸如在上面关于图4的实施例描述的)提供的流体来供给，使得离开孔的流体在孔的下游与流场可控制地混合。由于该示例实施例的空气动力面10包括多个孔22(诸如多个线性阵列的孔)，因此因而产生的对流场的影响是从多个孔离开的流体与流场的聚合效应，由此提供了对流场的更大影响和对流场的更多控制以及由空气动力面容许的对应性能。

由一些示例实施例的空气动力面10限定的孔22以多个线性阵列(诸如两个、三个或更多个线性阵列)的方式进行布置。例如，多个孔22可以以第一和第二线性阵列40、42的方式进行布置，诸如在图1中示出的。线性阵列可以被不同地配置，但是在一个示例实施例中，每个线性阵列具有70个孔，其中每个孔与相邻的孔分开7mm。第二线性阵列42在第一线性阵列40的下游。此外，第二线性阵列42的孔22相对于第一线性阵列40的孔被横向地偏移(例如，被错开，诸如在图1中示出的)，以便减轻线性阵列之间的相互干扰。例如，第二线性阵列42的孔22均可以被定位在第一线性阵列40的一对孔之间的中点处。通过包括多个孔22并且以线性阵列(诸如第一和第二错开的线性阵列40、42)的方式布置那些孔，离开相应的孔的流体在空气动力面10的更大部分上与流场相互作用，由此增强对孔下游的流场的控制并且提供更大的性能改善(包括与升力系数C_L有关的性能改善)。除被不同地定位之外，线性阵列(多个线性阵列)的每个孔和相应的突出部可以以完全相同的方式(诸如在上面描述的方式)被构造。

在上面描述的示例实施例的空气动力面组件通过促进对空气动力面10上方的流动的控制提供了改善的空气动力学性能。通过控制在空气动力面10上方的流动，诸如通过主动式流动控制，从空气动力面的部分或完全流动分离可以被减轻，由此改善空气动力学性能。同样如在上面描述的，示例实施例的空气动力面组件提供了以促进其他改善的性能特征(诸如增加升力系数)的方式的流动控制。

本领域技术人员将会想到在本文中阐述的本公开的许多更改和其他方面，本公开涉及的所述许多更改和其他方面具有在上述描述和相关的附图中呈现的教导的益处。例如，流体致动器23在上述示例实施例中被描述并且被图示为沿着空气动力面10被集成在一个位置处。然而，根据本公开的其他示例实施例，流体致动器23可以替代地沿着空气动力面10被集成在多个位置处和/或在不同位置处。因此，应理解的是，本公开不限于所公开的特定实施方式，并且修改和其它实施方式旨在被包括在随附权利要求的范围内。尽管在本文中采用了特定术语，但是它们仅在一般和描述性意义上使用，并且不是为了限制的目的。

Claims (11)

1.一种空气动力面(10)组件，其包含：

空气动力面(10)，其限定外模线(12)，在所述外模线(12)上方的流体将沿下游方向(14)流动，其中所述外模线(12)限定被下降区域(20)中断的平滑轮廓，所述下降区域(20)相对于由在其上游的所述外模线(12)限定的所述平滑轮廓是凹入的，其中所述空气动力面(10)限定通向所述下降区域的以线性阵列布置的多个孔(22)；以及

多个突出部(24)，其从所述空气动力面(10)的所述外模线(12)延伸，所述多个突出部(24)中的每个突出部在所述多个孔中的相应孔的上游并且沿所述下游方向(14)在所述相应孔(22)上方至少部分地延伸；以及

包括输入区域的多个流体致动器(23)，其中每个流体致动器限定一对弧形通道(26)，所述一对弧形通道从所述输入区域(30)延伸到与相应孔(22)流体连通的所述流体致动器的相互作用腔室(32)；

其中所述输入区域在所述通道的末端处与所述通道流体连通，成对弧形通道在所述末端处结合以限定U形几何形状；

所述空气动力面(10)组件进一步包括稳压室(34)，该稳压室被限定成延伸通过所述空气动力面(10)，其中所述输入区域(30)与所述稳压室流体连通以便从所述稳压室接收流体，该流体之后被引导通过每个孔(22)。

2.根据权利要求1所述的空气动力面(10)组件，其中每个孔(22)沿具有沿所述下游方向的方向分量的方向延伸。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的空气动力面(10)组件，其中每个孔(22)限定具有弧形形状的喉部，所述喉部限定流动方向，随着所述喉部从所述空气动力面(10)内朝向所述孔(22)的出口过渡，所述流动方向越发沿所述下游方向(14)延伸。

4.根据权利要求3所述的空气动力面(10)组件，其中每个突出部(24)限定所述孔(22)的所述喉部的包括相应孔(22)的所述弧形形状的一部分。

5.根据权利要求1-2和4中任一项所述的空气动力面(10)组件，其中所述下降区域(20)在所述多个孔(22)的下游平滑地过渡到所述外模线(12)的所述平滑轮廓。

6.根据权利要求3所述的空气动力面(10)组件，其中所述下降区域(20)在所述多个孔(22)的下游平滑地过渡到所述外模线(12)的所述平滑轮廓。

7.根据权利要求1-2、4和6中任一项所述的空气动力面(10)组件，其中每个突出部(24)在相应孔(22)上方延伸，使得当在所述下降区域处沿垂直于所述外模线(12)的方向观察时，所述孔(22)不可见。

8.根据权利要求3所述的空气动力面(10)组件，其中每个突出部(24)在相应孔(22)上方延伸，使得当在所述下降区域处沿垂直于所述外模线(12)的方向观察时，所述孔(22)不可见。

9.根据权利要求5所述的空气动力面(10)组件，其中每个突出部(24)在相应孔(22)上方延伸，使得当在所述下降区域处沿垂直于所述外模线(12)的方向观察时，所述孔(22)不可见。

10.根据权利要求1所述的空气动力面(10)组件，其中所述多个孔(22)以第一线性阵列和第二线性阵列的方式进行布置，其中所述第二线性阵列在所述第一线性阵列的下游，并且其中所述第二线性阵列的所述孔(22)相对于所述第一线性阵列的所述孔(22)被横向地偏移。

11.一种提高空气动力学性能的方法，所述方法包含：

在根据权利要求1所述的空气动力面(10)组件的所述空气动力面(10)的所述外模线(12)上方，沿下游方向建立流场；以及

喷射流体通过所述多个孔(22)并进入所述流场。

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