CN107521660A - 用于机翼的主动流动控制设备 - Google Patents

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CN107521660A CN201710455868.4A CN201710455868A CN107521660A CN 107521660 A CN107521660 A CN 107521660A CN 201710455868 A CN201710455868 A CN 201710455868A CN 107521660 A CN107521660 A CN 107521660A
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Abstract

一种包含主动流动控制(AFC)设备(25)的机翼(10)。AFC设备包括置于机翼中的流体室(26)，以提供用于接收流体并容纳升压流体的管道。也提供了具有相应的入口(34和40)以及出口(36和42)的前向流体通道(32)和后向流体通道(38)，其中入口与流体室流体连通，并且出口在机翼的上表面上在前缘处或附近出现。阀组件(28)允许通道根据需要被打开和关闭。在飞行期间，升压流体可被供应至流体室并释放通过前向流体通道或后向流体通道或者前向流体通道和后向流体通道，以便影响空气流动，例如用于减小或增加抬升力，或者用于使气流方向上的压力均衡。

Description

用于机翼的主动流动控制设备
技术领域
本发明涉及用于机翼的主动流动控制设备。
背景技术
机翼的外翼部分可由于阵风或者猛烈的操纵而发生暂时的过渡抬升。这种短期过渡抬升可在机翼的结构上产生高弯矩,尤其是在机翼与机身交汇的翼根处。需要时，可进行暂时的负载减缓以减小该过渡抬升。实现这一点的已知措施是通过抬升副翼或扰流器。近来，提供用于此目的的主动流动控制设备也已被提议。
发明内容
根据本发明的第一方面，提供一种机翼，具有上表面、下表面、前缘及后缘，所述机翼包含主动流动控制设备，主动流动控制设备包括：置于所述机翼中的流体室，提供用于接收流体并容纳升压流体的管道；和流体通道，具有与所述流体室流体连通的入口和在所述机翼的上表面上布置在所述前缘处或附近的出口，使得在飞行期间，升压流体能够被供应至所述流体室并且被释放通过所述流体通道，以减小抬升力。
本发明的相关方面是本发明的第一方面的主动流动控制设备。其是一种主动流动控制设备，包括：能够被置于机翼中以便提供用于接收流体并容纳升压流体的管道的流体室；和具有与所述流体室流体连通的入口和能够被安装以出现在所述机翼的上表面上的出口的流体通道，其中所述主动流动控制设备被适配为能够布置在机翼的前缘处或附近，使得在飞行期间，升压流体能够被供应至所述流体室并且被释放通过所述流体通道，以减小抬升力。
在一些实施例中，所述流体通道被布置为使得在飞行中，其沿具有在逆流方向(即抵抗主要空气流动方向)上的主分量(substantial component)的方向释放流体。在一些实施例中，所述流体通道被布置为使得在飞行中，其沿具有在横向于逆流方向(即向上进入空气流)上的主分量的方向释放流体。在一些实施例中，所述流体通道被布置为使得在飞行中，其沿具有在顺流方向(即沿主要空气流动方向)上的主分量的方向释放流体。关于某一方向的主分量表示在该方向的百分之30、40、50、60或70中的至少一个。因此，被释放流体可以具有同时处于逆流方向和向上的方向、或同时处于向上的方向和顺流方向上的主分量。
所述主动流动控制设备可进一步包括能够切换以建立或阻挡所述流体室和所述流体通道之间的流体连通的阀组件。在一个实施方式中，所述流体通道是第一流体通道，并且所述主动流动控制设备进一步包括第二流体通道，所述第二流体通道具有与所述流体室流体连通的入口和在所述机翼的所述上表面上布置在所述前缘处或附近并且在所述第一流体通道的出口的后部的出口，并且其中所述阀组件能够在第一状态和第二状态之间切换，在所述第一状态中，所述流体室和所述第一流体通道之间的流体连通被建立，并且所述流体室和所述第二流体通道之间的流体连通被阻挡，在所述第二状态中，所述流体室和所述第二流体通道之间的流体连通被建立，并且所述流体室和所述第一流体通道之间的流体连通被阻挡，使得在飞行期间，升压流体能够被选择地释放通过所述第一流体通道或者所述第二流体通道。
在一些实施例中，所述阀组件附加地能够切换到另一状态，在所述另一状态中，所述流体室与所述第一流体通道和所述第二流体通道之间的流体连通均被阻挡。在一些实施例中，所述阀组件附加地能够切换到又一状态，在所述又一状态中，所述流体室与所述第一流体通道和所述第二流体通道之间的流体连通均被建立。
在不同的实施例中，所述主动流动控制设备可以被包含在缝翼中或者主翼部分中。关于所述主动流动控制设备在所述机翼上的位置，所述机翼的前缘和后缘被限定为沿顺流方向上的任何给定线以弦长分隔。在此前提下，以上对“在所述前缘处或附近”的引用表示当从所述前缘取得时在弦长的百分之5、10、15、20、25或30中的至少一个内。
根据本发明的第一方面的包含主动流动控制设备的一对机翼可以是飞机的一部分，该飞机包括用以致动所述主动流动控制设备的控制系统。所述控制系统包括：具有能够操作以检测极端事件的控制程序的控制器；和操作地连接到所述控制器以向所述控制器提供时变感测参数值的多个传感器。所述控制系统能够操作以基于所述时变感测参数值的分析检测极端事件，并且其中，当检测到极端事件时，所述控制器能够操作以通过使升压流体被供应至所述流体室并且被释放通过所述流体通道而致动所述主动流动控制设备，以减小抬升力。攻角可以是由控制系统根据传感器数据计算的中间参数，其被单独或结合其它参数使用以预测极端事件。本发明的另一相关方面是一种控制采用刚才描述的控制系统的飞机的飞行的方法。
根据本发明的第二方面，提供一种机翼，具有上表面、下表面、前缘以及后缘，所述机翼包含主动流动控制设备，主动流动控制设备包括：置于所述机翼中的流体室，提供用于接收流体并容纳升压流体的管道；第一流体通道，具有与所述流体室流体连通的入口和在所述机翼的所述上表面上的出口，使得在飞行期间，升压流体能够被供应至所述流体室并且被释放通过所述流体通道，以减小抬升力；第二流体通道，具有与所述流体室流体连通的入口和在机翼结构的上表面上布置在所述第一流体通道的出口的后部的出口；和能够在第一状态和第二状态之间切换的阀组件，在所述第一状态中，所述流体室和所述第一流体通道之间的流体连通被建立，并且所述流体室和所述第二流体通道之间的流体连通被阻挡，在所述第二状态中，所述流体室和所述第二流体通道之间的流体连通被建立，并且所述流体室和所述第一流体通道之间的流体连通被阻挡，使得在飞行期间，升压流体能够被选择地释放通过所述第一流体通道或者所述第二流体通道。
本发明的相关方面是本发明的第二方面的主动流动控制设备。其是一种主动流动控制设备，包括：能够被置于机翼中以提供用于接收流体并容纳升压流体的管道的流体室；具有入口和出口的第一流体通道，入口与所述流体室流体连通，并且出口能够被安装以出现在所述机翼的上表面上，使得在飞行期间，升压流体能够被供应至所述流体室并且被释放通过所述流体通道，以减小抬升力；具有入口和出口的第二流体通道，入口与所述流体室流体连通，出口能够被安装在以出现在机翼结构的上表面上并且被布置在所述第一流体通道的出口的后部；和能够在第一状态和第二状态之间切换的阀组件，在所述第一状态中，所述流体室和所述第一流体通道之间的流体连通被建立，并且所述流体室和所述第二流体通道之间的流体连通被阻挡，在所述第二状态中，所述流体室和所述第二流体通道之间的流体连通被建立，并且所述流体室和所述第一流体通道之间的流体连通被阻挡，使得在飞行期间，升压流体能够被选择地释放通过所述第一流体通道或者所述第二流体通道
在一些实施例中，所述第一流体通道被布置为使得在飞行中，其沿具有在逆流方向(即抵抗主要空气流动方向)上的主分量的方向释放流体。在一些实施例中，所述第一流体通道被布置为使得在飞行中，其沿具有在横向于逆流方向(即向上进入空气流)上的主分量的方向释放流体。在一些实施例中，所述第二流体通道被布置为使得在飞行中，其沿具有在顺流方向(即沿着或随着主要空气流动方向)上的主分量的方向释放流体。在一些实施例中，所述第二流体通道被布置为使得在飞行中，其沿具有在横向于逆流方向(即向上进入空气流)上的主分量的方向释放流体。主分量关于某一方向表示在该方向的百分之30、40、50、60或70中的至少一个。因此，流体可以从具有在逆流方向和向上的方向上的主分量的第一流体通道释放，并从在向上的方向和顺流方向上的第二流体通道被释放。
在一些实施例中，所述阀组件附加地能够切换到另一状态，在所述另一状态中，所述流体室与所述第一流体通道和所述第二流体通道之间的流体连通均被阻挡。在一些实施例中，所述阀组件附加地能够切换到又一状态，在所述又一状态中，所述流体室与所述第一流体通道和所述第二流体通道之间的流体连通均被建立。
在不同的实施例中，所述主动流动控制设备可以被包含在缝翼中、主翼部分中或者襟翼中。
根据本发明的第二方面的包含主动流动控制设备的一对机翼可以是飞机的一部分，该飞机包括用以致动所述主动流动控制设备的控制系统。所述控制系统包括：具有能够操作以检测极端事件的控制程序的控制器；和操作地连接到所述控制器以向所述控制器提供时变感测参数值的多个传感器，其中所述控制器能够操作以通过使升压流体被供应至所述流体室并且被释放通过所述第一流体通道和所述第二流体通道中的至少一个而致动所述主动流动控制设备。本发明的另一相关方面是一种控制采用刚才描述的控制系统的飞机的飞行的方法。
附图说明
下面将参考附图中例示的示例性实施例仅通过示例的方式进一步描述本发明。
图1是飞机的示意性侧视图。
图2是机翼的示意性平面图。
图3是通过机翼的简化的示意性剖面。
图4A是示出根据本发明的第一实施例的主动流动控制设备的机械结构的方面的通过机翼的部分剖面。
图4B是图4A的一部分的放大图。
图4C是图4A的机翼上的部分平面图。
图5是示出根据本发明的实施例的控制系统的方框图。
图6是示出展开本发明的实施例的方法的流程图。
图7A是示出根据本发明的第二实施例的主动流动控制设备的机械结构的方面的通过机翼的部分剖面。
图7B是图7A的机翼上的部分平面图。
图8A是示出根据本发明的第三实施例的主动流动控制设备的机械结构的方面的通过机翼或缝翼(wing slat)的示意性透视图。
图8B是根据图8A的机翼上的部分平面图。
图8C是图8A的缝翼上的部分平面图。
图8D是图8A的缝翼上的部分平面图。
具体实施方式
在下面的详细描述中，为了说明而非限制，阐述具体细节以提供本发明的更好的理解。本发明可以实践在没有这些具体细节的其它实施例中对本领域的技术人员来说将是明显的。
图1是飞机1的示意性侧视图，飞机1具有机翼10、机身20、具有竖直稳定器3和方向舵4的尾部2、具有升降舵6的水平稳定器5以及发动机7。该飞机还装备有若干传感器S，传感器S可在外部位于飞机周围，例如，在鼻部处、在机身上、在机翼上或者在尾部中，或者其可位于内部。对于本发明，我们主要关注有助于能够检测阵风或猛烈操作(例如通过计算飞机的攻角(AoA))的飞机的控制系统的传感器。我们所关注的传感器因而包括测量诸如下列参数的传感器：风速、温度、压力、海拔高度、飞机俯仰、偏航及横滚。传感器可具有各种设计，诸如枢转片(pivot vane)、零位搜索压力传感器(null-seeking pressure sensor)或压差传感器。
图2是机翼10的示意性平面图。相对于机翼的方向以轴线被示出为飞行方向+x、流方向-x以及翼展方向(span direction)y。机翼10在翼根处被附接至机身20。在机翼10的前缘处，设置有若干缝翼12n。缝翼12n具有用于起飞和着陆以增加抬升力的伸展位置以及用于正常飞行的收回位置。在机翼10的后缘处，设置有若干襟翼14n。襟翼14n具有用于起飞和着陆以增加抬升力的伸展位置以及用于正常飞行的收回位置。朝向翼尖在后缘处提供有用于操纵飞机的副翼16。邻近后缘也提供有若干扰流器18n，扰流器18n可被升起以降低抬升力和/或增加阻力。
图3是通过机翼10的简化的示意性剖面，示出相对于主翼部分10'处于收回位置的示例缝翼12和襟翼14。前缘以A表示，后缘以B表示，并且机翼的弦长以C表示。
图4A是通过机翼10的部分剖面，示出安装在缝翼12中的根据本发明的第一实施例的主动流动控制(AFC)设备25的机械结构。图4B是图4A的一部分的放大图。AFC设备25包括在翼展方向上细长的圆形截面的流体室26、可旋转地安装在沿翼展方向延伸的心轴30上的阀组件28、从流体室26处的前向入口端口34通向缝翼表面35上的前向出口端口36的前向出口通道32、以及从流体室26处的后向入口端口40通向缝翼表面上并且在前向出口端口36的后部的后向出口端口42的后向出口通道38。
阀组件28包括第一阀44和第二阀46，它们被布置为当在垂直于包含心轴30的轴线的平面中观察时彼此成角度。第一阀44和第二阀46被安装以由心轴30驱动围绕心轴30的轴线共同旋转。每个阀44、46均具有带有蘑菇形截面的相似的结构，包括梗或茎部48、50以及罩部52、54。每个罩部52、54均具有远端阀表面，其被成形和设定尺寸以与位于入口端口34、40的边缘处的对应的阀座56、58形成流体密封，从而采取关闭位置，在关闭位置，从流体室向相应通道的流体流动被阻挡。相反，当通道入口未被阀遮盖时采取打开位置，在打开位置，从流体室向相应通道的流体流动是无障碍的，即能够实现的。如图4B中示意性例示的，阀44、46被布置为彼此成大约120度角，与入口端口34、40一样。这使得阀44、46可以以120度增量旋转，从而：同时阻挡两个入口端口；打开前向入口端口34并关闭后向入口端口40；或者关闭前向入口端口34并打开后向入口端口40。前向入口端口34处的阀的虚线轮廓被示出以表示阀组件28的旋转使得第一阀44被布置在该位置处同时第二阀46阻挡后向入口端口40。
因此，AFC设备25具有由阀位置限定的两个主要操作模式，前向模式和后向模式，在前向模式中，流体从前向出口通道32喷射，在后向模式中，流体从后向出口通道38喷射。前向模式的作用是在前缘处或附近扰乱机翼上方的层流流动。前向模式中提供的附加流体流动逆着机翼上方的总体流体流动，并因此将有助于增加逆压梯度并有助于引起局部分离。所以，如果在阵风到达机翼之前在飞机的鼻部处检测到阵风，那么可在阵风到达机翼之前激活前向模式。随后，当阵风未到达该机翼时，与前向模式未被激活的情况相比，引起负载减小，或者等同地实现抬升力中心的内侧位移(inboard displacement)。后向模式的作用是约束机翼上方的空气流动，例如通过利用康达效应(Coanda effect)，以使空气流更紧地抱住机翼并增加抬升力。因此，后向模式可适合于起飞和着陆。后向模式也可以具有子模式，子模式由流体流动如何输出与飞行部件及飞行控制的其它状态结合来限定。例如，后向模式的另一作用可以是在正常巡航飞行期间约束空气流以减小阻力。
前向通道和后向通道同时打开或同时关闭也是可能的，这可被看作两个附加的操作模式。当前向通道和后向通道均关闭时，我们称之为收起(stowed)模式或被动模式。当前向通道和后向通道均打开时，我们称之为组合模式。组合模式可在飞行模式中被用作有用的模式，因为，当两端口均打开并且没有流体致动，即没有压缩流体供应至流体室26时，则AFC设备将具有使前出口端口36和后出口端口42之间的流方向上的压力相等的效果。如果AFC设备被安装在前缘处或附近，则这将因此也改变前缘的区域中的压力分部。组合模式也可以利用流体致动，根据情况，其与前向模式相比可对空气流提供更多干扰。换句话说，组合模式具有有流体致动和无流体致动的两种子模式。
当例如在转弯期间左右机翼的AFC设备被协同操作以控制飞机时，可以设想另一组操作模式。在该另一组操作模式中，对于一对机翼中的任一机翼上的AFC设备有不同的设置。例如，以一个机翼上的AFC设备以前向模式操作，并且另一机翼上的AFC设备以后向模式、或被动模式操作可便于倾斜飞行。
图4C是图4A的机翼10的局部平面图，示出缝翼12和襟翼14。在缝翼12中可以看到两排端口，通过示例的方式例示了每排十个端口。也就是说，有一排前向出口端口36和一排后向出口端口42。从该视图清楚的是，流体室26在翼展方向上是细长的，例如具有单一直径的圆柱形，或者沿顺翼展方向或逆翼展方向(counter-span direction)渐缩，或者具有变化的直径使得在每对端口处的直径与互联每对端口的沿顺翼展方向长度部分处的直径或其它内部截面形状尺寸不同。
图5是示出根据本发明的实施例的控制系统的方框图。控制器60可以是飞机的主控制器或子控制器，包括处理器62、其中储存有控制程序的计算机存储器64，和输入/输出(I/O)部分66。控制程序可以是基于软件的、基于硬件的或者其组合。控制程序包括用于计算攻角的程序部分。控制器的软件或硬件程序可被储存在计算机程序产品上。计算机程序产品可包括计算机可读存储介质，其上具有用于使处理器执行本发明的方面的计算机可读程序指令。计算机可读存储介质可以是能够保持并储存由指令执行设备使用的指令的有形的设备。计算机可读存储介质可以是例如但不限于电子储存设备、磁储存设备、光学储存设备、电磁储存设备、半导体储存设备或者前述的任何适合的组合。计算机可读存储介质的更具体的示例的非穷尽列表包括以下：硬盘、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦除可编程只读存储器(EPROM或闪存)、静态随机存取存储器(SRAM)、便携式光盘只读存储器(CD-ROM)、数字通用光盘(DVD)、内存棒和前述的任何适合的组合。
用于执行本发明的操作的计算机可读程序指令可以是汇编指令、指令集架构(ISA)指令、机器指令、依赖于机器的指令、微代码、固件指令、状态设定数据(state-setting data)或者以一种或多种编程语言(包括诸如Smalltalk、C++等的面向对象的编程语言和诸如“C”程序语言或类似程序语言的传统的程序编程语言)的任何组合编写的源代码或目标代码。
控制器60可包含计算机存储设备，其可以是例如但不限于电子储存设备、磁储存设备、光学储存设备、电磁储存设备、半导体储存设备或者前述的任何适合的组合。计算机存储介质的更具体的示例的非穷尽列表包括以下：硬盘、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦除可编程只读存储器(EPROM或闪存)、静态随机存取存储器(SRAM)、便携式光盘只读存储器(CD-ROM)、数字通用光盘(DVD)、内存棒和前述的任何适合的组合。
控制器60被连接以经由相应的传感器信号线接收来自相应的传感器S1至SN的传感器信号，其可以是例如导线或光缆的物理连接或者无线连接。控制器60被连接到另一控制器，即AFC控制器70，其负责在经由AFC模式选择器72改变模式以及经由AFC流体致动器74致动AFC以引起流体流动两方面来控制AFC。AFC模式选择器72包括连接到用以旋转心轴30的电动马达的驱动电子器件。AFC流体致动器包括连接到用以产生压缩空气并将压缩空气推入流体室26中的压缩机的驱动电子器件。压缩空气可以以各种致动模式供给，例如以恒压或压力脉冲，如关于US 8,336,828B2的图8、图9及支持文本或者US 9,120,563B2的图16及支持文本中更详细描述的，上述两个专利文件的内容通过引用在此并入。
图6是示出展开本发明的实施例的方法的流程图。该流程图示出由控制器60中的控制程序实施的处理流程的功能步骤。在处理开始后，步骤S1处，AFC设备由AFC模式选择器72设置成后向模式。在步骤S2处，干扰空气流随后由流体致动器74触发。在步骤S3处，飞行条件在控制器60处被分析以预测是否将要发生极限机翼负载(该步骤优选为连续执行并且可以在开始时被触发。为了便于说明，仅在该点处示出)。决策步骤S4的作用是，如果没有检测到极端事件(在该流程图中称为阵风)，则系统在后向模式期间继续其监控，但是如果检测到极端事件，则步骤S4将控制传递至步骤S5。在步骤S5中，模式由AFC模式选择器72切换至前向模式，可选地结合通过流体致动器74使流体流动停用。在步骤S6中，流体致动器74随后触发用于前向模式的适合的流体流动。在此，将预期，抬升力将被减小，并且可产生用于动态失速的条件。在决策步骤S7处，极端事件是否已结束(在该流程图中被称为阵风结束)被监控。前向模式被继续直到极端事件已结束。一旦极端事件已结束，处理流程返回到开始，并且后向模式被重置。
将理解，在正常操作中，后向模式将根据需要被独立地启用和停用，而前向模式将响应于检测到极端事件即将发生而被启用。换句话说，前向模式可从被动模式被触发。此外，情况可能是，测试显示组合模式对于改善特定种类的极端事件的影响是更有效的，所以极端事件检测可以使控制程序根据传感器输入触发组合模式或者前向模式。
注意到，第一实施例的AFC设备25是基于US 9,120,563B2的AFC设备，并且我们为该设计及其变形、材料选择、致动选择等的更多细节引用该专利，其相关内容通过引用在此并入。
现在已经完成了一个实施例的描述，我们现在公开AFC设备25的机械构造的一些替代实施例。将理解，以上未具体到AFC设备25的机械构造或配置的元件的描述也适用于这些替代实施例。具体地，图5的控制图和图6的处理流程对所有在此公开的机械构造都通用。
图7A是示出根据本发明的第二实施例的主动流动控制设备25的机械结构的通过机翼的部分剖面。图7B是图7A的机翼上的部分平面图。通过与图4A和图4C比较，图7A和图7B将容易理解。也就是说，第二实施例与第一实施例的区别仅在于AFC设备25不是布置在缝翼12中，而是朝向机翼的前缘布置在主翼部分10'中，即邻近沿顺流方向位移的缝翼，以使出口端口36、42在主翼部分10'的上蒙皮(即表面)中。
图8A是示出根据本发明的第三实施例的AFC设备25的机械结构的通过飞机主翼部分10'、缝翼12或襟翼14的示意性透视图。下面，我们引用被包含到缝翼12中的AFC设备25，然而将理解，替代构造在主翼部分10'内或襟翼14内。缝翼12在其中具有沿翼展方向延伸的圆柱形接纳孔80，其被成形并尺寸设定为接收外中空管状套筒82，外中空管状套筒82进而被成形并尺寸设定为接收内中空管状套筒84，内中空管状套筒84具有盲远端96和开放近端94，其中术语“近”和“远”是相对于机身(或翼根)而言。套筒82和84可相对于彼此以及接纳孔80旋转。外套筒82具有部分沿其长度并沿其长度的主要部分的细长直槽86。主翼部分10'也具有前向直翼槽88和后向直翼槽90，前向直翼槽88和后向直翼槽90彼此平行延伸但是在顺流方向上偏置并且构成相应的前向出口通道和后向出口通道，类似于第一实施例的前向出口通道和后向出口通道。外套筒82可相对于接纳孔80旋转，以使其槽86可以与前向翼槽88或者后向翼槽90对准。外套筒82因此执行类似于第一实施例的阀组件28的阀的功能。内套筒具有螺旋形槽92。当内套筒84被安装在外套筒82中时，有一系列轴向长度部分，在该轴向长度部分处产生螺旋形槽92和直槽86之间的交叉点，使得当内套筒84包含升压流体时，其将根据外套筒中的这些直槽中被旋转地对准哪个而从这些交叉点喷射出翼槽88或90(替代地，可能没有这样的对准，在此情况中，通向机翼的上表面的流动通道被阻挡)。将理解，交叉点的频次和轴向长度将取决于周期性，即螺旋盘绕的紧密度和螺旋槽92相对于直槽86的宽度的宽度。为操作第三实施例的AFC设备25，空气将以升压供应通过内套筒84的开放近端94，同时内套筒84由诸如电动马达的适合的马达(未示出)驱动以围绕其自己的轴线旋转，并且此时槽86与槽88或92对准。随着交叉的点随内套筒84的旋转而移动，压缩空气随后将从槽88或90的轴向移动的长度部分涌出。
图8B是根据图8A的机翼用于AFC设备25被包含在缝翼12中的实施方式的部分平面图。
图8C是图8A的缝翼用于AFC设备25被包含在主翼部分10'中的实施方式的部分平面图。
图8D是图8A的襟翼用于AFC设备25被包含在襟翼14中的实施方式的部分平面图。
注意到，第三实施例的AFC设备25是基于US 8,336,828B2的AFC设备，并且我们为该设计及其变形、材料选择、致动选择等的更多细节引用该专利，其相关内容通过引用在此并入。
概括上述实施例，已经描述用于机翼的AFC设备25。AFC设备25包括置于机翼中的流体室26，以提供用于接收流体并容纳升压流体的导管。也提供了具有相应的入口34和40以及出口36和42的前向流体通道32和后向流体通道38，其中入口与流体室流体连通，并且出口在机翼的前缘处或附近的上表面上出现。阀组件28允许通道根据需要被打开和关闭。在飞行期间，升压流体可被供应至流体室并释放通过前向流体通道或后向流体通道或者前向流体通道及后向流体通道，以便于影响空气流动，例如用于减小或增加抬升力，或者用于使空气流方向上的压力均衡。
本发明进一步的实施例可以被设想为第一实施例、第二实施例或者第三实施例的变形，其中仅提供了前向通道32，并且后向通道38被省去。在这些变形中，阀组件28也可以被省去，或者替代地，阀组件28可以被保留以允许在被动模式和前向模式之间切换。
本发明更进一步的实施例可以被设想其中双向AFC设备(即具有前向通道32和后向通道38的AFC设备)被包含在襟翼14中。
还将理解，根据本发明的AFC设备也可以被安装在水平稳定器中，因此，对机翼的引用将更通用地解释以涵盖当暴露于气流方向上的流体流动时产生抬升力的流线型截面的任何空气动力学结构。还注意到，AFC设备在缝翼中的安装具有实际构造优势，因为其不仅是一体化的方便位置，而且也可以共享诸如电气供应线的设施，和/或与除冰系统位于相同的位置。AFC设备在襟翼中的安装可具有相似的实际构造优势，因为其可以与集成在襟翼中的其它设备共享设施。进一步注意到，AFC设备优选地远离副翼，以避免干扰副翼运行。又进一步注意到，在此描述的AFC设备在本领域中被称为射流致动器、扫射流致动器或微射流器。另外，优选将AFC设备沿机翼设置在相对远的位置，即朝向距机身的远端，以使效果最大化。

Claims (13)

1.一种机翼(10)，具有上表面、下表面、前缘及后缘，所述机翼包含主动流动控制设备(25)，该主动流动控制设备(25)包括：
置于所述机翼中的流体室(26)，提供用于接收流体并容纳升压流体的管道；和
流体通道(32，38)，具有与所述流体室流体连通的入口(34，40)和在所述机翼的上表面上布置在所述前缘处或附近的出口(36，42)，使得在飞行期间，升压流体能够被供应至所述流体室并且被释放通过所述流体通道，以减小抬升力。
2.根据权利要求1所述的机翼，其中所述主动流动控制设备进一步包括能够切换以建立或阻挡所述流体室和所述流体通道之间的流体连通的阀组件(28)。
3.根据权利要求2所述的机翼，其中所述流体通道为第一流体通道(32)，其中所述主动流动控制设备进一步包括第二流体通道(38)，所述第二流体通道(38)具有与所述流体室流体连通的入口和在所述机翼的上表面上布置在所述前缘处或附近并且在所述第一流体通道的出口的后部的出口，并且其中所述阀组件能够在第一状态和第二状态之间切换，在所述第一状态中，所述流体室和所述第一流体通道之间的流体连通被建立，并且所述流体室和所述第二流体通道之间的流体连通被阻挡，在所述第二状态中，所述流体室和所述第二流体通道之间的流体连通被建立，并且所述流体室和所述第一流体通道之间的流体连通被阻挡，使得在飞行期间，升压流体能够被选择地释放通过所述第一流体通道或者所述第二流体通道。
4.根据权利要求3所述的机翼，其中所述阀组件附加地能够切换到另一状态，在所述另一状态中，所述流体室与所述第一流体通道和所述第二流体通道之间的流体连通均被阻挡。
5.根据权利要求3或4所述的机翼，其中所述阀组件附加地能够切换到又一状态，在所述又一状态中，所述流体室与所述第一流体通道和所述第二流体通道之间的流体连通均被建立。
6.根据权利要求1至5中的任一项所述的机翼，其中所述机翼的结构包括缝翼(12)和主翼部分(10')，并且所述主动流动控制设备被包含在所述缝翼和所述主翼部分的至少一个中。
7.根据前述权利要求中的任一项所述的机翼，其中所述前缘和所述后缘沿顺流方向上的任何给定线以弦长分隔，并且在所述前缘处或附近意味着在所述弦长的百分之5、10、15、20、25或30中的至少一个内。
8.一种飞机，包括与控制系统结合的多个根据前述权利要求中的任一项所述的机翼，所述控制系统用于致动所述主动流动控制设备，所述控制系统包括：
控制器(60，70)，具有能够操作以检测极端事件的控制程序；和
多个传感器(S)，能够操作地连接到所述控制器以向所述控制器提供时变感测参数值，
其中极端事件基于所述时变感测参数值的分析被检测，并且其中，当检测到极端事件时，所述控制器能够被操作以通过使升压流体被供应至所述流体室并且被释放通过所述流体通道而致动所述主动流动控制设备，以减小抬升力。
9.一种机翼(10)，具有上表面、下表面、前缘及后缘，所述机翼包含主动流动控制设备，所述主动流动控制设备包括：
置于所述机翼中的流体室(26)，提供用于接收流体并容纳升压流体的管道；
第一流体通道(32)，具有与所述流体室流体连通的入口(34)和在所述机翼的上表面上的出口(36)，使得在飞行期间，升压流体能够被供应至所述流体室并且被释放通过所述流体通道，以减小抬升力；
第二流体通道(38)，具有与所述流体室流体连通的入口(40)和在所述机翼的结构的上表面上布置在所述第一流体通道的出口的后部的出口(42)；和
能够在第一状态和第二状态之间切换的阀组件(28)，在所述第一状态中，所述流体室和所述第一流体通道之间的流体连通被建立，并且所述流体室和所述第二流体通道之间的流体连通被阻挡，在所述第二状态中，所述流体室和所述第二流体通道之间的流体连通被建立，并且所述流体室和所述第一流体通道之间的流体连通被阻挡，使得在飞行期间，升压流体能够被选择地释放通过所述第一流体通道或者所述第二流体通道。
10.根据权利要求9所述的机翼，其中所述阀组件附加地能够切换到另一状态，在所述另一状态中，所述流体室与所述第一流体通道和所述第二流体通道之间的流体连通均被阻挡。
11.根据权利要求9或10所述的机翼，其中所述阀组件附加地能够切换到又一状态，在所述又一状态中，所述流体室与所述第一流体通道和所述第二流体通道之间的流体连通均被建立。
12.根据权利要求9至11中的任一项所述的机翼，其中所述机翼的结构包括缝翼(12)、主翼部分(10')和襟翼(14)，并且所述主动流动控制设备被包含在所述缝翼、所述主翼部分和所述襟翼的至少一个中。
13.一种飞机，包括与控制系统结合的多个根据权利要求9至12中的任一项所述的机翼，所述控制系统用于致动所述主动流动控制设备，所述控制系统包括：
控制器(60，70)，具有能够操作以检测极端事件的控制程序；和
多个传感器(S)，能够操作地连接到所述控制器以向所述控制器提供时变感测参数值，
其中所述控制器能够被操作以通过使升压流体被供应至所述流体室并且释放通过所述第一流体通道和所述第二流体通道中的至少一个而致动所述主动流动控制设备。
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