CN107434032A - 减少空气动力干扰的装置及方法、空气动力外形及吊架 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于减少空气动力外形的尾流中的空气动力干扰的装置。该装置包括被安排在该外形的顶侧(EX)上的第一空气喷射喷嘴(51)和被安排在该外形的底侧(IN)上的第二空气喷射喷嘴(52)。第一吹气室(41)被流体地连接至该第一喷嘴并且第二吹气室(42)被流体地连接至该第二喷嘴。空气供给用具被配置以便能够改变所述第一吹气室与所述第二吹气室之间的空气分配。该第一和第二喷嘴之间的吹送空气的分配因此可以取决于使用该外形的情形进行适配，例如，取决于装备有这样的外形的飞行器的飞行阶段。本发明还涉及一种空气动力外形、涉及一种对包括这样的空气动力外形的飞行器的推进组件进行支撑的吊架、并且涉及一种飞行器。

Description

减少空气动力干扰的装置及方法、空气动力外形及吊架
本发明涉及一种用于通过在空气动力外形的顶侧和底侧进行吹气来减少所述外形的尾流中的空气动力干扰的装置。
根据一个具体实施例，本发明涉及一种对包括这样的空气动力外形的飞行器的推进组件进行支撑的吊架，并且涉及一种包括这样的吊架的飞行器。
当载运工具处于运动时，该载运工具的任一空气动力外形招致该载运工具的其他外形的尾流，或者招致干扰其边界层的现象。这尤其施加在具有定位于吊架上的(多个)推进组件的飞行器上，因为无论吊架的设计如何，该吊架都产生尾流。
这具体由于以下事实：该吊架外形的边界层的厚度在该外形的下游方向增大。
这样在吊架的后缘处产生“速度缺陷”(或“速度亏损”)，该速度缺陷是呈自由流速度与该外形下游区域的局部空气速度之间差值的形式。
具有这种速度缺陷的区域还经历空气“质量流缺陷”(或“质量流亏损”)。这意味着空气倾向于被抽吸至该速度缺陷区域，这导致湍流。
在对推进组件进行支撑的吊架(特别是具有螺旋桨或非导管式叶片的类型)的情况下，当所述转子通过吊架的尾流时，速度不连续性和尾流湍流除其他之外致使推进组件的涡轮的螺旋桨产生的噪声增大，这就乘客舒适性而言以及在环境方面均是负面的。这被称为“掩蔽”效应。
因此需要限制这种“掩蔽”效应，这种效应致使吊架的尾流的压力变化。
在对推进组件进行支撑的吊架的具体情况下，需要消除气流亏损并因此减少吊架的表面上的速度亏损。
为实现此目的的解决方案之一涉及从靠近外形的后缘的高压源处吹送空气以便消除气流亏损并因此减少速度亏损。
为此，US 4917336描述一种空气喷射装置，该装置包括喷射喷嘴，该喷射喷嘴对经过狭缝逸出的空气进行传送，这些狭缝是在支撑飞行器推进组件的吊架的顶侧和底侧中产生的。然而，此文件呈现了复杂的实施例。
本申请人还发现现有技术中已知的装置具有至今仍未解决的缺陷。当空气动力外形的攻角改变时，顶侧和底侧上的气压也改变。此压力与分别流过顶侧和底侧上的空气质量流相联系。当空气动力外形处于高的攻角时，尤其是在飞行器的起飞和着陆阶段(正攻角)和接近阶段(负攻角)过程中的具体情况下，外形的顶侧和底侧之间的压力差非常大。更确切地，外形的底侧和顶侧处的压力和气流与飞行器处于巡航姿态时的情形相比是非常不同的。当前在商用飞行器上将空气动力外形用于推进单元的吊架(在产生升力方面没有起重要作用)，该外形的顶侧和底侧处的压力和气流与处于巡航姿态时的相同或与其处于同一量级。
然而，这些已知的空气喷射装置被配置成有效地减少巡航姿态中的空气动力干扰和噪声，仅仅是在外形的顶侧和底侧处的压力、气流以及因此质量流亏损非常不同的阶段中这些空气喷射装置的有效性才能得到改善。
本发明旨在提出一种用于通过喷射空气减少空气动力外形的尾流中的空气动力干扰的装置，通过该装置，就限制噪声和空气动力干扰而言，可以在装备有该装置的空气动力外形的所有使用阶段优化该空气动力外形的有效性。
根据第一方面，本发明涉及一种用于减少空气动力外形的尾流中的空气动力干扰的装置，该装置包括被形成以便构成该空气动力外形的一部分的外形区段，所述外形区段包括：
-顶侧和底侧；
-在该顶侧上开放的第一空气喷射喷嘴(51)；
-在该底侧上开放的第二空气喷射喷嘴(52)；
该装置包括被流体地连接至该第一喷嘴的第一吹气室、被流体地连接至该第二喷嘴的第二吹气室、以及适合于供应空气至所述第一吹气室和第二吹气室并且适合于改变所述第一吹气室和第二吹气室之间的空气分配的空气供给用具。
因此，本发明提供一种通过其可以在空气动力外形的顶侧和底侧处吹送空气的装置，其中，吹送的空气的量是可以控制的，也就是说在顶侧和底侧处独立地分配以便允许根据空气动力外形(例如，根据装备有这种空气动力外形的飞行器的飞行阶段)的使用来改变顶侧和底侧之间的压力差。
根据一个实施例，该空气供给用具包括适合于供应空气至该第一吹气室的第一分配器管以及适合于供应空气至第二吹气室的第二分配器管。
该第一分配器管可以延伸进入该第一吹气室并且包括分布在所述第一分配器管的长度上的多个开口，并且该第二分配器管可以延伸进入该第二吹气室并且包括分布在所述第二分配器管的长度上的多个开口。
该空气供给用具可以包括用于该第一吹气室和该第二吹气室的公用空气引入导管并且包括空气分配器，该空气分配器被配置成用于对经由该空气引入导管到达的空气在所述第一吹气室和所述第二吹气室之间进行分配。
该空气分配器可以包括第一可控阀门和第二可控阀门，该第一阀门被配置成允许或阻止空气进入该第一吹气室，该第二阀门被配置成允许或阻止空气进入该第二吹气室。
该第一阀门可以被安排在第一分配器管的入口处，并且第二阀门可以被安排在第二分配器管的入口处。
该第一阀门和该第二阀门可以各自包括围绕横轴旋转的阀瓣以及控制该阀门的旋转位置的致动器。
用于供应空气至该第一吹气室和该第二吹气室的用具可以包括控制系统，该控制系统被配置成根据该外形的攻角和/或该外形在空气中的相对速度来控制空气分别至该第一室和第二吹气室的供应。
根据另一方面，本发明涉及一种飞行器的空气动力外形，该空气动力外形包括如先前所述的装置。该空气动力外形的后缘可以由后缘组件构成，该后缘组件包括外形区段。
根据另一方面，本发明涉及一种对包括如先前所述的空气动力外形的飞行器的推进组件进行支撑的吊架。在这样的吊架中，该第一吹气室和该第二吹气室的空气供给用具可以通过该推进组件而被供应空气。
该推进组件可以是具有非导管式推进叶片的类型。
根据另一方面，本发明涉及一种飞行器，该飞行器包括如先前所述的对飞行器的推进组件进行支撑的吊架。
根据最后一个方面，本发明涉及一种用于减少如先前所述的空气动力外形的尾流中的空气动力干扰的方法，所述方法涉及取决于该外形的攻角和/或该外形在空气中的相对速度在该第一吹气室和第二吹气室之间对空气进行分配。
在通过非限制性举例提供的附图中：
-图1以三维示意图示出了包括推进系统的飞机的机身F；
-图2以三维示意图示出了在其最接近的环境中用于飞行器推进组件的吊架；
-图3以三维示意图示出了飞行器推进组件吊架的构造的示例；
-图4A至图4C示意地示出三种不同情况下的空气动力外形的横截面；
-图5A以横截面概念图示出了如现有技术中已知的用于在空气动力外形的顶侧和底侧处喷射空气的装置；
-图5B以与类似于图5A的横截面概念图示出了根据本发明的实施例的用于在空气动力外形的顶侧和底侧处喷射空气的装置；
-图6以三维示意图示出了图5B的实施例的某些方面；
-图7是图6的装置的部分的放大透视图；
-图8A至图8C在三个位置示出了可以在本发明的实施例中实施的阀门。
图1示出了装备有两个推进单元的飞机的机身F，这两个推进单元包括包含于机舱N中的发动机(在本案中是涡轮机)以及一个或多个推力转子，每个推力转子包括多个叶片。推进单元GP及其机舱N形成了飞行器推进组件。
这个机舱N由吊架P支撑、并且通过该吊架连接至机身F。吊架P是结构功能部分，该结构功能部分将飞行器的推进单元GP连接至飞行器的结构(例如，机身F)。具体地，吊架包括空气动力整流罩，该空气动力整流罩围绕以下结构，该结构支撑着该推进组件并且支撑着可以与该推进组件相连接的这些装置。未示出可以与推进组件相连接的装置。
如先前所解释的，在飞行中，图2中展示的吊架P在其尾流和湍流中导致涡流。
图2更详细地表示了在其最接近的环境中飞行器的推进组件吊架P。为限制空气动力阻力，吊架具有通过其整流罩提供的适合的空气动力外形。这种空气动力外形包括前缘BA和后缘BF。
当转子(例如作为推进单元的螺旋桨式风机的转子)的叶片经过吊架P的尾流时，由于这些叶片经历空气动力干扰并且经历其产生的“掩蔽”效应，因此产生大量噪声。
虽然飞行器推进组件吊架是本发明的优选应用，在飞行器的大量其他元件中可以产生类似的效果，并且本发明所提出的解决方案通常可以应用于其上。
图3示出了飞行器推进组件吊架的可能的构造。
吊架P支承推进单元GP。具体地，吊架P在结构和功能上将飞行器的机身F连接至推进单元GP的机舱N。吊架的空气动力外形可以由多个部分构组成。例如，如图3所示，前缘可以由前缘组件1构成。后缘可以由后缘组件2组成。前缘组件1和后缘组件2被附接至中间部分3。
图4A至图4C示出了在三种不同的使用情形下(或飞行阶段)的空气动力外形，例如飞行器推进组件吊架的空气动力外形。在此表示的三个飞行阶段中，该空气动力外形具有不同的攻角α，也被称为该外形的入射角。
攻角α或入射角对应于在空气动力外形的弦与空气动力外形移动穿过的流体(在本案中是用于飞行器空气动力外形的空气)的总体轨迹之间形成的角度。
图4A对应于例如飞行器的接近阶段，也就是说飞行器在着陆之前的下降阶段。在此情形下，该外形具有被称为负的攻角α。与如下文描述的图4B中所示的巡航姿态中的情形相比，气流在外形的底侧IN处被加速，并且在底侧IN处产生相对减小的压力，而气压在顶侧EX处增大。因此，沿着空气动力外形的底侧IN的气流到达后缘BF，其速度高于沿着空气动力外形的顶侧EX的气流的速度。边界层的加厚和质量流亏损主要发生在底侧IN处。在底侧IN处需要吹送的气体更多，以便限制干扰。
图4B示出了当装备有所述外形的飞行器处于巡航姿态时图4A的空气动力外形。在此情形下，攻角α为零或接近零。在双凸外形(诸如常用于飞行器推进组件吊架)的情况下，这个零攻角α减少了外形产生的空气阻力。在这种巡航姿态的情形下，空气动力外形的底侧IN处的气流与空气动力外形的顶侧EX处的气流相同或基本相同。
图4C示出了处于正攻角α时的图4A和图4B的空气动力外形。这种情形尤其发生在飞行器的起飞和着陆阶段，而在攀爬阶段中较少程度地发生。在此情形下，与所述空气动力外形的底侧IN处的气压相比较，在空气动力外形的顶侧EX处产生减小的压力。此外，空气动力外形的底侧IN处的压力高于巡航姿态中底侧IN处的压力。沿着空气动力外形的顶侧EX的气流到达后缘，其速度高于沿着所述空气动力外形的底侧IN的气流的速度。边界层的加厚和质量流亏损主要发生在顶侧EX处。在顶侧EX处需要吹送的气体更多，以便限制干扰。
因此，取决于空气动力外形的使用期情形，例如，取决于装备有这种外形的飞行器的飞行阶段，在该外形的后缘BF处产生的空气动力干扰主要是由于沿顶侧的气流或由于沿底侧的气流产生的，或者相应的气流沿顶侧和底侧产生的空气动力干扰基本上相等。
图5A和图5B在相似的示意图中对现有技术中已知的装置(图5A中所示)与本发明的实施例(图5B中所示)进行比较，该已知的装置被设计成用于减少在空气动力外形的后缘处产生的空气动力干扰。其中，示意性地示出了由该装置构成的外形部分的横截面。
图5A示出了如现有技术中已知的用于在空气动力外形的顶侧EX和底侧IN处喷射空气的装置。这样的装置包括在空气动力外形的厚度上(也就是说在空气动力外形的由该装置形成的这部分的厚度上)产生的吹气室4。
该吹气室4被配置成能够被加压。该吹气室提供了在空气动力外形的顶侧EX处开口的第一空气喷射喷嘴51以及在空气动力外形的底侧IN处开口的第二空气喷射喷嘴52。换言之，吹气室4与第一空气喷射喷嘴51和第二空气喷射喷嘴52二者流体地相连接。
空气喷射喷嘴有利地对应于具有一个或多个空气喷射开口的元件，该元件被确定取向以便将空气基本上正切地吹送至空气动力外形的表面、朝向该空气动力外形的后缘。这个或这些空气喷射开口可以具有各种形状：这些开口可以例如采取一个或多个狭缝的形状，这些狭缝相对于空气动力外形的表面是横向的。
该吹气室通过供给用具而被供应空气，该供给用具可以包括延伸进入所述吹气室4中的分配器管6。分配器管6可以包括分布在其长度上的多个开口。这样的管通常是通过表述“笛形管”来表示。
在已知的装置中(如图5A中示出的)，第一空气喷射喷嘴51和第二空气喷射喷嘴52总体上基本相同，使得相同或相近的空气量被喷射穿过所述第一空气喷射喷嘴51和第二空气喷射喷嘴52的每一者。因此，这样的装置不适配于空气动力外形的所有使用期情形，尤其是不适配于如先前具体参见图4A至图4C所解释的、可以具有极大变化的攻角的飞行器空气动力外形。
图5B示出了本发明的实施例的与图5A相似的横截面概念视图。
与现有技术的装置相比较，图5B中示出的装置包括两个吹气室41、42，这两个吹气室被分别配置成供应第一和第二空气喷射喷嘴51、52的每一者。具体地，第一吹气室41被配置成供应该第一空气喷射喷嘴51。第二吹气室42被配置成供应该第二空气喷射喷嘴52。
用于供应空气至该第一吹气室41和第二吹气室42的用具被配置以便能够供应空气至彼此独立的所述第一和第二吹气室41、42的每一者。
因此，空气供给用具可以包括被设计成供应空气至第一吹气室41的第一分配器管61和被设计成供应空气至第二吹气室42的第二分配器管62。
通过适配进入吹气室41、42的每一者的空气量以及通过相应地适配所述吹气室41、42的每一者中占主导的压力，可以独立地控制通过第一空气喷射喷嘴51在空气动力外形的顶侧EX处以及通过第二空气喷射喷嘴52在空气动力外形的底侧IN处分别喷射的空气量或比例。
图6以三维示意图示出了根据本发明的实施例的装置。具体地，图6说明了图5B中示出的总体实施例的某些细节。
根据图6中示出的实施例，该装置包括外形区段21，该外形区段与第二外形区段22一起形成了后缘组件2。后缘组件2被附接至飞行器推进组件吊架的结构中间部分3(在图6中仅部分地示出)。因此，外形区段21形成了飞行器吊架的空气动力外形的一部分。因此，外形区段总体上被理解为具有固定或可变截面的一部分，该部分构成了空气动力外形的一部分。
在空气动力外形的厚度中安排第一吹气室41和第二吹气室42，该第一吹气室被设计成供应空气至位于空气动力外形的顶侧处的第一空气喷射喷嘴51(在图6中未示出，在该图中未示出外形的上表面)，该第二吹气室被设计成供应空气至位于空气动力外形的底侧处的第二空气喷射喷嘴52。
第一吹气室41和第二吹气室42通过分隔件7而彼此隔开。如在此所示的实施例中，分隔件7可以位于装备有根据本发明的装置的空气动力外形的弦的平面中。该分隔件7是密闭的。
在此所示的示例性实施例中，用于供应空气至第一吹气室41和第二吹气室42的用具包括公用空气引入导管8，该公用空气引入导管被设计成将去往吹气室41、42的空气带到公用空气引入导管附近。由第一和第二吹气室41、42的空气供给用具所提供的空气可以由装备有本发明的飞行器的推进组件来提供。根据其他实施例，此空气可以由专用装置或享有其他功能的装置提供，诸如电动或机械压缩机。
该空气供给用具还包括空气分配器81，该空气分配器被安排在一方面空气引入导管8与另一方面供应该第一吹气室41的第一分配器管61和供应第二吹气室42供应的第二分配器管62之间。
该分配器81被配置成将经过空气引入导管8到达的空气分成两流并且使其去往第一吹气室41和第二吹气室42。
因此，如在此所示的示例性实施例中，空气分配器81可以是空气引入导管8端部处的Y形分流器。
分配器81的各分支被对应地连接至第一分配器管61和第二分配器管62。
图7呈现了图6的装置在空气分配器81处的详细视图。
在此所示的示例性实施例中，空气分配器81在其形成的Y分支的每一者的出口处包括可控阀门。更确切地，第一可控阀门91被安排在空气分配器81的出口处、在与第一分配器管61的交界处，第二可控阀门92被安排在空气分配器81的出口处、在与第二分配器管62的交界处。
第一可控阀门91和第二可控阀门92的每一者可以是独立控制的以便允许或阻止空气分别进入第一空气分配器管61和第二空气分配器管62中。为此，控制系统(未示出)可以被配置成独立地控制第一阀门91和第二阀门92相应的打开和关闭。
如在此所示的示例的情况下，第一阀门91和第二阀门92可以是蝶形阀，也就是说这些蝶形阀包括围绕横轴93旋转的阀瓣，该阀瓣可以围绕该横轴回转。
第一阀门91和第二阀门92各自是由控制系统控制的致动器移动的。优选地，第一阀门和第二阀门可以各自采用关闭位置和打开位置之间的任一位置。
图8A至图8C示出了处于三种打开状态下的蝶形阀。
图8A示出了例如可以在所示的本发明的实施例中使用的处于关闭位置的蝶形阀，也就是说在蝶形阀所在的入口处阻挡空气分配器管61、62的入口。对应的吹气室41、42没有被供以空气，并且经由与所述吹气室流体地相连接的空气喷射喷嘴51、52的空气吹送停止。
阻挡空气分配器管61、62或更通常地未供应空气至两个吹气室41、42中的一者的事实使得可以例如将空气供给用具提供的所有空气传送到所述两个吹气室41、42的另一者以便全部的可用空气是通过与吹气室流体地相连接的空气喷射喷嘴51、52吹送的。
图8C示出了例如可以在此示出的本发明的实施例中使用的处于完全打开位置的蝶形阀。这使得可以将空气供应到相应的吹气室41、42。
因此，当有待对两个吹气室41、42中的仅一者供应时，对与这个待供应的吹气室相对应的阀门进行控制使得该阀门采用如图8C示出的其完全打开的位置，而另一个吹气室41、42的阀门被定位在如图8A示出的阻挡位置。
当第一吹气室41和第二吹气室42有待被供应等量的空气时，分别与第一吹气室41和第二吹气室42相对应的每个阀门被定位在完全打开位置，如图8C所示。
图8B示出了例如可以使用在此所示的示例性实施例中的处于部分打开位置的蝶形阀。
这样的部分打开位置使得可以允许一定量的空气进入对应的吹气室41、42，同时在所述对应的吹气室41、42的入口处产生可以取决于可以进入所述吹气室41、42的空气量或取决于在所述吹气室41、42中设定的压力而适配的充气损失。
因此，当希望空气供给用具在第一吹气室41和第二吹气室42之间提供空气的不等分布时，该控制系统有利地将对应于希望大多数气流进入的吹气室41、42的阀门设定在完全打开的位置(在图8C中示出)、并且将对应于希望少量气流进入的吹气室的阀门设定在适当的中间位置(与图8B中示出的相似)。
用于在此示出的实施例中所使用的蝶形阀的致动器可以包括电动机、优选地是步进式电机，该步进式电机通过一系列小齿轮或任何其他适合的传输用具与蝶形阀的横轴93相连接。
因此，本发明中开发的装置允许对应地定位在空气动力外形的顶侧EX处的第一空气喷射喷嘴51和定位在所述空气动力外形的底侧IN处的第二空气喷射喷嘴52喷射的空气的不同且独立的分布。
这使得可以取决于沿所述底侧IN和顶侧EX的压力差和气流差来适配顶侧EX和底侧IN处吹送的空气量。
因此，可以针对空气动力外形的所有运行情形(例如装备有这样的空气动力外形的飞行器的所有飞行阶段)来优化用于在空气动力外形的顶侧EX和底侧IN处吹送空气的装置的有效性。
这种优化优选地是由该控制系统自动进行的。因此，第一吹气室和第二吹气室之间的空气分配可以根据该外形的攻角α和/或根据该外形的相对空速来设定。在航空应用中，空气动力外形的相对空速可以通常使用速度传感器来获得，这些速度传感器已经存在于装备有所述空气动力外形的飞行器上。通常可以使用装备有该外形的飞行器的倾斜信息来知晓该外形的攻角，该信息可由先于本发明的传感器来获得。
当然，在本发明中可以成功地使用多种类型的可控阀门，这些阀门优选地但并非必须渐进或成比例开放。因此，电磁阀的使用是尤其可能的。
类似地，虽然本发明在先前已经被描述并且在优选实施例中呈现，但在不脱离本发明范围的情况下，可以想象许多其他实施例和许多变体。
例如，可以设想第一吹气室与第二吹气室之间的多种类型的分隔而不是位于所示的该外形的弦的平面中的分隔件7。例如，第一吹气室41和第二吹气室42可以沿该外形的弦被安排在不同水平上、并且相对于该外形具有纵向分隔、或者并排地安排使得第一吹气室与第二吹气室之间具有横向分隔。
此外，第一吹气室41和第二吹气室42可能不具有空气分配器管。第一吹气室和第二吹气室可以任选地包括用于平分空气的其他类型的用具以便确保通过喷嘴例如在所述喷嘴的整个长度上的均匀吹气。
虽然关于支撑飞行器推进组件的吊架做出了具体描述，该吊架构成本发明优选的应用，但本发明适用于多种空气动力外形，无论是否在航空学领域。本发明尤其适用于飞行器的机翼区域的元件。
在应用于对飞行器的推进组件进行支撑的吊架的背景下，本发明允许单独地控制所述吊架的空气动力外形的顶侧与底侧之间吹送的空气的分配。尤其是当吊架支撑着具有非导管式推进转子的推进组件时，这使得可以在装备的飞行器的所有飞行阶段优化噪声降低。这在认证飞行器的噪声方面表示了符合当前标准的要素。另外，更好地控制空气动力外形的顶侧和底侧处吹送的空气质量使得可以减少有待由该推进单元提供的动力，该推进单元由该吊架支撑。换言之，这使得可以优化飞行器推进单元的性能。

Claims (14)

1.用于减少空气动力外形的尾流中的空气动力干扰的装置，该装置包括被形成以便构成该空气动力外形的一部分的外形区段(21)，所述外形区段包括：
-顶侧(EX)和底侧(IN)，
-在该顶侧(EX)上开放的第一空气喷射喷嘴(51)，
-在该底侧(IN)上开放的第二空气喷射喷嘴(52)，
该装置包括被流体地连接至该第一喷嘴(51)的第一吹气室(41)、被流体地连接至该第二喷嘴(52)的第二吹气室(42)、以及适合于供应空气至所述第一吹气室(41)和所述第二吹气室(42)并且适合于改变所述第一吹气室(41)与所述第二吹气室(42)之间空气分配的空气供给用具，其特征在于，该空气供给用具包括用于该第一吹气室(41)和该第二吹气室(42)的公用空气引入导管(8)，并且包括空气分配器，该空气分配器被配置成用于对经由该空气引入导管(8)到达的空气在所述第一吹气室(41)和所述第二吹气室(42)之间进行分配。
2.根据权利要求1所述的装置，其中，该空气供给用具包括适合于供应空气至该第一吹气室(41)的第一分配器管(61)以及适合于供应空气至该第二吹气室(42)的第二分配器管(62)。
3.根据权利要求2所述的装置，其中，该第一分配器管(61)延伸进入该第一吹气室(41)并且包括分布在所述第一分配器管(61)的长度上的多个开口，并且其中该第二分配器管(62)延伸进入该第二吹气室(42)并且包括分布在所述第二分配器管(62)的长度上的多个开口。
4.根据以上权利要求中任一项所述的装置，其中，该空气分配器包括第一可控阀门(91)和第二可控阀门(92)，该第一可控阀门(91)被配置成允许或阻止空气进入该第一吹气室(41)，该第二阀门(92)被配置成允许或阻止空气进入该第二吹气室(42)。
5.根据权利要求2或3和权利要求4所述的装置，其中，该第一阀门(91)被安排在该第一分配器管(61)的入口处，并且该第二阀门(92)被安排在该第二分配器管(62)的入口处。
6.根据权利要求5所述的装置，其中，该第一阀门和该第二阀门(91，92)各自包括围绕横轴(93)旋转的阀瓣以及控制该阀门的旋转位置的致动器。
7.根据以上权利要求中任一项所述的装置，其中，用于供应空气至该第一吹气室(41)和该第二吹气室(42)的用具包括控制系统，该控制系统被配置成取决于该外形的攻角和/或该外形在空气中的相对速度来控制分别向该第一室(41)和该第二吹气室(42)的空气供应。
8.飞行器的空气动力外形，包括根据以上权利要求中任一项所述的装置。
9.根据权利要求8所述的空气动力外形，其中，所述空气动力外形的后缘(BF)由后缘组件(2)组成，该后缘组件包括该外形区段(21)。
10.对飞行器的推进组件进行支撑的吊架，该吊架包括根据权利要求8或权利要求9所述的空气动力外形。
11.根据权利要求10所述的对飞行器的推进组件进行支撑的吊架，其中，该第一吹气室(41)和该第二吹气室(42)的空气供给用具是通过该推进组件供给空气的。
12.根据权利要求10或权利要求11所述的对飞行器的推进组件进行支撑的吊架，其中，该推进组件是具有非管式推进叶片的类型。
13.飞行器，包括根据权利要求10至12之一所述的对飞行器的推进组件进行支撑的吊架。
14.用于减少根据权利要求8所述的空气动力外形的尾流中的空气动力干扰的方法，所述方法涉及取决于该外形的攻角和/或该外形在空气中的相对速度在该第一吹气室(41)和该第二吹气室(42)之间对空气进行分配。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10787245B2 (en) * 2016-06-01 2020-09-29 The Boeing Company Distributed compressor for improved integration and performance of an active fluid flow control system
CN115432175B (zh) * 2022-11-08 2023-03-28 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 射流整流结构、射流控制阀门、射流控制系统及飞行设备

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1236252A (fr) * 1958-09-17 1960-07-15 Power Jets Res & Dev Ltd Perfectionnements apportés aux corps aérodynamiquement profilés et aux systèmes de contrôle de la couche limite sur de tels corps
FR1309185A (fr) * 1961-06-28 1962-11-16 Power Jets Res & Dev Ltd Perfectionnements apportés aux corps aérodynamiquement profiles et aut systèmes de contrôle de la couche limite sur de tels corps
GB1436097A (en) * 1973-05-16 1976-05-19 Lessen M Method and apparatus for elimination of airfoil trailing vortices
US5806807A (en) * 1995-10-04 1998-09-15 Haney; William R. Airfoil vortex attenuation apparatus and method
FR2971765A1 (fr) * 2011-02-23 2012-08-24 Snecma Pylone de fixation avec fonction de soufflage pour un moteur d’aeronef a helices propulsives non carenees
CN104343542A (zh) * 2013-08-06 2015-02-11 通用电气公司 用于机壳的空气干扰系统

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3467043A (en) * 1966-11-18 1969-09-16 Bowles Eng Corp Pure fluid force generator
US5156353A (en) * 1987-04-13 1992-10-20 General Electric Company Aircraft pylon
US6004095A (en) * 1996-06-10 1999-12-21 Massachusetts Institute Of Technology Reduction of turbomachinery noise
US7637462B2 (en) * 2006-04-28 2009-12-29 Anadish Kumar Pal Surface flow diverting and static charging ducted pores on wing or blade tip to reduce wake and BVI noise
US8087618B1 (en) * 2007-10-29 2012-01-03 The Boeing Company Propulsion system and method for efficient lift generation
FR2956855B1 (fr) * 2010-02-26 2012-07-27 Snecma Dispositif de reduction du bruit de paroi sur les pylones des turboreacteurs
US8690106B1 (en) * 2010-03-14 2014-04-08 The Boeing Company Ejector driven flow control for reducing velocity deficit profile downstream of an aerodynamic body
FR2959209B1 (fr) * 2010-04-27 2013-03-29 Airbus Operations Sas Mat de support de turbomachine pour aeronef
US8632031B2 (en) * 2011-04-11 2014-01-21 The Boeing Company Systems and methods for attenuation of noise and wakes produced by aircraft
DE102011112555B4 (de) * 2011-09-08 2019-10-31 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Einsaugen und Ausblasen von Fluid durch eine Mehrzahl von Öffnungen in einen Strömungsoberflächen-Abschnitt eines Strömungskörpers
US9162754B2 (en) * 2012-04-27 2015-10-20 General Electric Company Method of using an active flow control system for lift enhancement or destruction in a wind turbine blade
US9714082B2 (en) * 2012-11-29 2017-07-25 The Boeing Company Methods and apparatus for robust lift generation
FR3014413B1 (fr) * 2013-12-05 2018-04-20 Airbus Operations Dispositif d'ejection d'air comprenant un profil aerodynamique muni d'une languette flexible d'obturation de fente
FR3037318B1 (fr) * 2015-06-15 2017-06-30 Snecma Ensemble propulsif pour aeronef comprenant un turboreacteur a soufflante non carenee et un pylone d'accrochage
FR3044295B1 (fr) * 2015-11-26 2018-12-07 Airbus Operations Dispositif formant un bord de fuite d'un profil aerodynamique et comportant un systeme de soufflage
US10526072B2 (en) * 2016-08-11 2020-01-07 The Boeing Company Active flow control systems and methods for aircraft
US10308350B2 (en) * 2016-08-11 2019-06-04 The Boeing Company Active flow control systems and methods for aircraft

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1236252A (fr) * 1958-09-17 1960-07-15 Power Jets Res & Dev Ltd Perfectionnements apportés aux corps aérodynamiquement profilés et aux systèmes de contrôle de la couche limite sur de tels corps
FR1309185A (fr) * 1961-06-28 1962-11-16 Power Jets Res & Dev Ltd Perfectionnements apportés aux corps aérodynamiquement profiles et aut systèmes de contrôle de la couche limite sur de tels corps
GB1436097A (en) * 1973-05-16 1976-05-19 Lessen M Method and apparatus for elimination of airfoil trailing vortices
US5806807A (en) * 1995-10-04 1998-09-15 Haney; William R. Airfoil vortex attenuation apparatus and method
FR2971765A1 (fr) * 2011-02-23 2012-08-24 Snecma Pylone de fixation avec fonction de soufflage pour un moteur d’aeronef a helices propulsives non carenees
CN104343542A (zh) * 2013-08-06 2015-02-11 通用电气公司 用于机壳的空气干扰系统

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