CN1953900A - 用于控制尾流的方法和装置 - Google Patents
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Abstract
一种用于驱散在飞机(10)的翼尖(20)上形成的涡流(22)以及来自其它翼面的涡流的系统和方法。在或接近翼面(14)的外端部分(20)的位置将喷流(62)排放到涡流内，喷流(62)循环地前后运动。该循环运动可以是高频或低频，从而至少部分地减少涡流(22)的强度或加速导致涡流衰减的涡流(22)的不稳定性。
Description
技术领域
本发明涉及缓解形成在空气动力面外梢上的涡流问题，尤其涉及由在下述飞行路径上航行的飞机、特别是大飞机所引起的涡流问题，即涡流对在该飞行路径上飞行(或横穿)该飞行路径飞行的飞机造成不良影响。
背景技术
目前机场容量很大程度上由操作时间和能够进出机场的飞机频率控制，操作时间在很大程度上受限于白日的长度，以阻止对机场环境造成的噪音污染。着陆和起飞频率中的主要因素是驱散由运动中的飞机所产生的尾流涡流所需时间。尾流涡流的大小和强度由飞机大小和重量所决定，处于宽体飞机的尾流内将会造成尤其危险的状况。在最恶劣的情况下，足以导致飞机坠毁。该问题已经被公认了数十年有余，并已提出了很多方法以解决该问题。
经检索，用于解决该问题的相关专利文献如下：
US6,668,638(Huang)介绍了控制三角机翼飞机的空气动力面上的涡流破裂。对于在大倾角和高角速度下操作的高性能战斗机，控制表面上方的气流会受前缘涡流的影响，其被利用以获得额外的空气动力。在上空气动力面上具有运动的喷流以控制涡流的这一破裂，并且空气也可以从上机翼表面被吸入。
US6,378,807(Tomioka)设置有喷射器，该喷射器在机翼上方喷吹用于除雪。
US6,283,406(Remington等)涉及在直升飞机上减少特别是当飞机在悬停时所产生的高速冲击和桨叶涡流互相作用噪音，其使得一个桨叶的涡流影响到下一个桨叶的涡旋。在一个实施例中，空气进入通道位于每个桨叶的表面上并邻接前缘和外梢，以允许空气进入桨叶内部空间，空气排出通路设置在后缘和外梢部位，以便排出空气。
US5,813,625(Hassan等)涉及在旋翼飞机上降低噪音。压力气体被引导进入旋转叶片内，并通过沿着旋转叶片的真实表面区域在邻近前缘的上下表面上以及靠近旋转叶片的末梢的上下表面上的多个开口将压力气体排出。该压力流体的方向通常与桨叶表面垂直。
US5,806,807(Haney)公开了一种涡流衰减翼面，偏转器40位于机翼上表面上比机翼末梢稍微靠里的位置处，气体通路从翼面下表面的入口延伸到偏转器40外侧的翼面外侧的上侧上的出口。
US5,755,408(Schmidt等)示出通过有选择地喷射压力气体而在前缘表面上产生紊流的系统，在微电机械系统控制下，影响部分机翼表面上方边界层的紊流。
US5,158,251(Taylor)涉及一种翼尖涡流衰减系统，在该系统中，通过位于机翼表面上外缘并在前后方向对齐的窄缝36，将压力气体排出。压力气体切线地从所述窄缝排出，从而所述压力气体向外和向下弯曲，出现“柯恩达效应(Coanda)”(参考图4)，其从垂直于机翼平面的柯恩达效应表面42沿弦向方向向下延伸。该文献说明，希望柯恩达效应帘在弦向(水平)方向和铅垂(垂直)方向这两维方向上覆盖尽可能大的区域。
US4,477,042(Griswold II)对缓解涡流的问题进行了探讨，其特别针对具有显著翼宽负荷的重型飞机，从而涡流不会负面地影响紧随该重型飞机尾流飞行的飞机。为了缓解该问题，在一个实施例中，将翼尖部位构造成具有向上倾斜的轮廓，在另一实施例中(图11)则形成向下倾斜的轮廓。并且，气体通过机翼外缘排放，结合图6和7从第6栏第37行开始描述上述内容。气体通过窄缝54被排放，并通常沿末梢表面34、38被切向引导，从而使得在该表面上方流动的气体与被排放的流体以可匹配的速度结合，形成缺少紧密的层化核的涡流。据记载，被排放流体的作用缓解了气流的速度差，由此减少了涡流区域内的循环。
US3,997,132(Erwin)目的在于缓解翼尖涡流对紧随该涡流路径飞行的飞机造成影响这一问题。主喷气发动机26安装于更加靠近机身，在每个翼尖上，设置有辅助喷气发动机32，它们布置成将导向片70设置在环形旁管42内。将这些导向片70设置得能够抵消在翼尖处出现的涡流影响。
US3,984,070(Patterson Jr)的目的也在于处理跟随涡流并对飞机造成影响的翼尖涡流的问题。设置有可收缩板，这些可收缩板具有在管件内的可收缩位置，并能够在涡流驱散模式下扩展到径向延伸位置(图2)。
US3,974,986(Johnstone)涉及缓解在翼尖部位所产生的涡流的问题。在机翼端缘的下侧处设置有多个入口48，高压气流流进这些开口48并流入通道内，在所述通道内通过机翼上表面上的窄缝46将所述高压气流排出。
US3,936,013(Yuan)涉及缓解在翼尖部位处产生涡流的问题。在翼尖处设置有从机翼端部横向向外突出进入气流内的管件21，具有多个将气体吹入涡流内的气流的小孔22。在图3中，涡流气体的流动表示为24，其沿向上方向流动，从该管件21中喷射出向下喷流25。
US3,881,669(Lessen)涉及缓解在机翼外稍的外缘形成涡流的问题。这种配置包括将流体流喷射进入拖尾涡流核心部中。如栏3第15行所述，最主要内容是被喷射流体的轴线基本上与拖尾涡流的纵向轴线同一直线和同轴。
US3,841,587(Freed)涉及缓解在翼尖处的涡流的问题。在每个机翼的翼尖处设置有喷嘴组件26，该喷嘴组件26位于机翼的外后缘上，并将气体向后排放到涡流核心部分内。气体从喷气发动机排出以提供压力气体。该喷嘴是收缩-扩张(也就是Venturi类型)喷嘴，使得喷嘴内的气体在喉部达到音速，从而在气体向外膨胀的喷嘴的扩张部分处，速度增加至最大超音速程度。喷嘴设置成使得排放通路具有下述结构，即在相对于在翼尖形成的涡流的相反转动方向上，产生一新的气体垂直流。从超音速向回过渡到亚音速的转变过程在涡流形成区域内产生一具有温度上突然变化的并且气体密度快速增加的冲击波。据记载，其效果是遏制涡流或导致涡流尽早衰减。
US3,596,854(Haney Jr.)主要涉及影响翼尖处出现的涡流，主要是为了对飞机进行更好的空气动力学控制。在机翼末梢具有壳体10，该壳体10具有通常在前方封闭且在后方具有排放孔12的大概成圆柱形的腔11。这导致空气在该腔室内转动或打旋。这样能够实现升力的增加或降低。
US3,012,740(Wagner)涉及飞机边界层控制系统，在此处，高压气体从发动机中分流出，并沿着机翼被排放，从而改善边界层控制。
US2,650,781(Taylor)示出用于实现边界层控制的系统。如该文献所述，在机翼末端形成的涡流在涡流核心部分内产生低压力区域。在机翼上表面上设置有细长窄缝20，该窄缝20与管路相连，该管路通向机翼后末端的开口。因此，通过该窄缝被吸入的气体穿过该管并喷射到涡流内，作为用于边界层控制的装置。
US3,845,918(White Jr.)示出“涡流驱散器”，该涡流驱散器包括一固定平板，该平板安装在机翼末端并沿自由流动方向对齐。该板从该末端的后缘向前延伸并从提升表面向外延伸足够远，从而达到涡流的最大转动速度。
US5,150,859(Ransick)示出一种结构，其中将涡轮机设置在翼尖上，在翼尖诱发拖尾涡流，从而使得该涡流驱动推进器叶片，推进器叶片又向机翼除冰系统等提供能量。
US5,492,289(Nosenchuck等)公开了“具有减轻强度的拖尾涡流的提升体”。将机翼的后缘形成得在靠近机翼末梢的位置具有变化的弦长，如图7A所示，具有在末梢端102的部位105处向后突出的“扰动(perturbation)”。
US5,634,613(McCarthy)示出一种通过使机翼的外端部分具有产生“有益涡流”的轮廓而能够缓解在机翼端部处产生涡流问题的机翼结构。例如在图2中，即直接观看机翼前缘所获得的视图，在从前向后方向上在位置66具有一螺旋(twist)，该螺旋逐渐将翼面实际迎角从靠近根部的正迎角68变化到位置70的负迎角。
US5,918,835(Gerhardt)公开一种安装在飞机的翼尖上的翼尖涡流装置，该装置具有设置在涡流位置上的径向叶片，从而这些叶片因从翼尖放出的涡流而转动。
US6,082,679(Crouch等)公开一种用于破坏拖尾涡流的系统，通过致动翼面的后缘上的控制表面，导致涡流加速破裂而实现破坏拖尾涡流。
US6,394,397(Ngo等)，公司，公开一种通过在机翼的外缘部分上设置滑动尖端件28而驱散涡流的装置，所述滑动尖端件28处于一与主机翼对齐的位置，还处于一从主机翼向下运动并延伸到压力侧表面24以驱散涡流的第二位置。
US6,422,518(Stuff等)公开一种带有破坏翼尖涡流的装置的飞机，通过在飞机的不同位置上设置小翼而实现破坏翼尖涡流，所述不同位置例如是机翼后的机身、水平面上的尾翼末梢或机翼内缘上的降落副翼。
US6,513,761(Huenecke)示出一种通过产生一个或多个反作用涡流而导致拖尾涡流“振荡”从而减少飞机尾流中的涡流的系统。拖尾涡流的振荡优选地沿垂直于飞机纵向中央轴线的方向延伸。图7、8和9示出其多种实施方式。如第6栏第6行所述，涡流产生器9和10优选的是辅助副翼，它们设置得各自的反涡流13和14干涉副翼涡流11B和12B的形成。
附图说明
图1是等轴视图，显示在每个翼尖处散发涡流的飞机；
图2是翼面的等轴视图，显示导致涡流形成的流动模型；
图3是近似示意性等轴视图，示意性示出所产生的涡流的气流模型以及这些气流对其它飞机的影响；
图4是典型涡流的横截面视图；
图5A-5B示出本发明主要实施例的空气喷流流动模型的顺序视图；
图6是近似示意性等轴视图，示出本发明一个实施例的喷嘴部分；
图7是沿图6中7-7线所作的剖视图；
图8是图6的喷嘴部分的端视图；
图9A、9B、9C-1、9C-2、9D-1、9D2示出在没有激活涡流驱散装置情形下和激活涡流驱散装置情形下从翼尖散发出的涡流，此时在空气喷流方向上循环运动的频率是10.7Hz；
图10A、10B和10C示出表示当操作频率是10.7Hz时激活该装置之前和激活该装置后的涡流的相同表面；
图11A、11B和11C是表示在10.7Hz操作频率下涡流的发展和驱散的图表；
图12A、12B和12C是类似于图10A、10B和10C的相同平面的表示，除了操作频率是1.07Hz之外；
图13A、13B和13C是类似于图11A、11B和11C的图表，此时装置在1.07Hz的频率下进行操作；
图14A、14B、14C、14D、14E是类似于图5A-5D的视图，但是示出本发明另一实施例，此时空气喷流具有两个空气喷流部分，它们不同相地向后和向前运动。
具体实施方式
本发明实施例包括翼面涡流驱散装置和涉及该装置的方法。结合在该系统内的翼面具有前缘、后缘、外缘部分、上空气动力面、下空气动力面、翼展方向轴线、从前向后弦轴线、与该翼展方向轴线和该弦轴线重合的定位基准面。翼面的特征是当翼面发挥产生气动升力的功能时，在翼面外端部位处产生涡流。翼面具有涡流核心部分轴线、主圆周环流区域和外周边流动区域。
该涡流驱散装置包括一喷嘴部分，该喷嘴部分位于或接近翼面的外端部分，并具有一喷嘴排出部分，在该实施例中，该喷嘴排出部分处于通常从前向后方向延伸的对正位置，在或靠近翼面外端部分。该喷嘴部分设置得将喷流排放到涡流中。
在一个实施例中，所述喷流沿横排放方向被排出，具有通常垂直于弦轴线并平行于对正平面的基本排出对正成份。
具有一将压力气体供给到所述喷嘴部分的压力气体进入部分，压力气体从该喷嘴部分被排出。
在本发明各实施例中，将所述喷嘴排出部分设置得被激励从而在横排放方向向前和向后移动。在此所示实施例中，采用循环方式在上和下端部分之间循环上下。在至少一个实施例中，喷流的横排放方向在至少大约三分之一直角范围内循环运动，或在至少大约三分之二直角范围内循环运动。
在一个实施例中，设置该喷嘴排出部分，从而当横排放方向处于上和下部位之间的通常中央位置处时，该喷嘴排出部分将喷流排出，从而使该横排放方向具有一通常垂直于弦轴线并通常平行于定位基准面的基本对正分量。
在另一实施例中，设置该喷嘴排出部分，从而使横排放方向处于上和下部位之间的通常中央位置，该喷嘴排出系统将喷流排出，从而使该横排放方向具有一通常从定位基准面向下和向外倾斜的基本对正分量。
在一种操作方式下，设置该装置从而使排放方向的前后运动的循环频率足够高，因而通过减弱涡流强度实现所述涡流的驱散。在另一种不同操作模式下，该循环频率可以大于2Hz，至少高至5Hz，或至少高至10Hz或更高。
在另一种操作方式下，设置该涡流驱散装置从而使横排放方向的前后运动的循环频率足够低，因而通过加大导致涡流驱散的不稳定性，至少部分地实现涡流的驱散。该循环频率可以至少低至大约2Hz，或低至大约1Hz，或更低。
在另一个实施例中，将该喷嘴排放部分设置得具有至少两个喷嘴排放部分，它们排放至少两个喷流部分，所述喷流部分不同相地循环前后运动。
下文将参考图1详细介绍这些实施例，图1大概示意性地示出具有机身12和左右机翼14的飞机10的前部。每个机翼14具有前缘16、后缘18和外缘梢部20。如图1所示，从每个外缘部分20排放出涡流22，涡流22可以被描述为快速旋转气体团。
下文将参考图2介绍机翼产生涡流的方式，图2示出具有前缘16、后缘18和外缘梢部20的翼面14的外部。翼面14具有上空气动力面23、下空气动力面24、沿翼展方向的轴线26和弦轴线28。为了便于描述，定义了一“对正平面”，该对正平面通常水平地对正(与水平飞行的飞机对正)，与沿翼展方向的轴线26和弦轴线28重合。
进一步参考图2，简要介绍在飞行中如何形成的涡流22。在上机翼表面23和下机翼表面24之间存在压差，这导致在整个后缘表面上在翼展方向(箭头31所示)上的速度分量改变，该后缘将气流分为机翼上方流动和机翼下方流动。该速度梯度是在尾流中形成涡流成分的主要因素。该集中涡流的薄层卷起成为两个截然不同的反向转动的涡流分量22，如图1示意性地示出，该涡流气源于机翼的末梢，在图2中由附图标记22表示。
根据气候条件，对于大型重型飞机来说，这些涡流相当强烈，并可以持续相当长时间，并且从沿其飞行路径的残留效应来说，将传送很长距离。例如，比较大型的运输机在进行空中走廊期间的尾流可能对沿着其飞行路径间隔1.5分钟即间距大约20公里的飞机造成危险。在平静的大气层中，涡流持续很长时间，直至它们通过分子和湍流消散而毁灭。然而通常，由于大气扰动而导致最终涡流毁灭的机理是流动不稳定性(经常称作Crow不稳定性，Crow，S.C.，“拖尾涡流对的稳定性理论”(Stability Theory for a Pair ofTrailing Vortices)，AIAA Journal，Vol8，No.pp.2172-2179，Dec.1970)。通过环境紊流、风和大气分层，促进了不稳定的开始。这些激励因素引发产生沿着涡旋单元核心部分的正弦波。非线性放大的后续过程导致各涡旋单元分裂，并导致它们毁灭。相对于静态条件，由大气扰乱的扰动和接着发生的不稳定性造成的扰动缩短了涡流的存在时间。但是遗憾的是，这些不稳定性通常发展相当缓慢，不能导致允许实际减少飞机间隔的流动条件。
在起飞和降落期间，配置有大升力设备，尾流包括多个由这些大升力设备所产生的涡流单元。在这些结构情况下，单个涡流的动力学情况是非常复杂的。但是由大气扰动所引起的不稳定仍然是涡流衰变的主导因素。
大型飞机产生的拖尾涡流对于飞入其路径内的飞机可能造成严重的大气干扰。在起飞和降落期间，由于飞行段形成在相对狭窄的空中走廊内，这种形势尤其严峻。此外，在低速下，涡流22的回旋流非常强。
这些回旋流图案在图3中示意性地示出，应该理解的是，图3并不意于精确地表示与涡流有关的气流，而是要示出总体型式。如图所示，涡流的外部具有上升洗流32，涡流的内部具有下降洗流34。如图所示，在两个下降洗流区域34之间飞行的飞机36损失了海拔高度(当降落时)或丧失了爬升速率。飞入上升洗流32内的飞机38承受作用在其上的横滚力矩。由作用在飞机40上的垂直负荷的突然改变，横向穿过两个涡流22的飞机40承受空气动力应力。
为了便于描述本发明这些实施例的不同方面，在翼尖产生的涡流在图4中由横截面显示，可以认为该涡流具有涡流核心部分44、围绕该核的主涡流流动区域46、围绕该主涡流流动区域46的外周边流动区域48，明显的是，在涡流核44、主涡流流动区域46和外周边流动区域48之间没有清晰的分界线。
下面将参照上述背景资料说明本发明实施例。在下述说明书中术语“翼面”意味着整个空气动力绕流体，并不意味着该空气动力绕流体的横截面或横截面结构。在更大范围内，其意味着包括不同的空气动力绕流体，包括翼、后缘襟翼、前缘襟板或前缘缝翼、小翼、控制表面等。
下文将参考图6-8介绍该实施例的翼面涡流驱散系统50和其喷嘴部分52。但是，应该相信，通过首先参考图5A-5D初步地介绍该涡流驱散系统50的功能，将能更好地理解系统50，
图5A示出了右机翼14的外缘部分20以及喷嘴对正轴线54。在该轴线54的位置上，具有封闭气体喷流排出口的可动覆盖板或面板56，周界由图5A中的附图标记58表示。如图5A所示，横向喷流排放轴线60(此后称作横向排放方向60)具有一与喷嘴对正轴线54垂直的基本对正成份，并具有一与上述由翼展方向轴线28和弦轴线30确定的(并重合的)对正平面平行的基本对正成份。在飞机10的巡航工作方式下，覆盖板56将处于其封闭位置，当飞机降落或起飞和爬升时，该覆盖板打开。
图5B显示喷流62正沿通常平行于并也与该横排放方向60重合(或邻近)的方向被排出。如上所述，仅在起飞或降落期间，产生喷流62的排放、下文将详述，可以操纵上述喷嘴部分52，从而如图5C所示，喷流62也可以沿具有向上坡度的方向排放，或如图5D所示，喷流62也可以沿具有向下坡度的方向排放。而且在该实施例的操作模式下，在图5C和5D之间的上和下运动可以由不同操作模式进行，从而喷流62以更高和更低频率在上下循环中转动。这些的效果有助于驱散涡流42。下文将对此进行更加详细的介绍。
下文将参考图6-8详细介绍喷嘴排放部分52。应该理解的是，图6-8仅示意性示出喷嘴排放部分52，并不意于示出优化结构设计，仅示出具有执行基本功能的部件的设计。在此情况下，该设计实际应用为飞机的一部分，每个部件将构造得与轻型、结构坚固、实用和实现加压、容量以及喷流62排放的设计总目标匹配，并正确地适应机翼或其它翼面的轮廓。
图6示出了喷嘴部分52的基本部分，其包括一壳体部分64(下文称为壳体64)和喷嘴排放部分66。如图所示，壳体64是一个分别具有上壁68和下壁69、底壁70和端壁72的单独细长壳体，上述这些壁共同地限定一被加压的增压室74。该壳体64位于机翼14的外端部分20内，因而明显地其轮廓适合机翼14该部分的边界。
具有一从适当的来源接收加压后空气的加压气体入口76。例如，该加压后空气可以从喷气发动机的压缩器部分或其它一些来源排出。如图所示，入口76是一个单独入口，但是也可以设置为具有多个入口的歧管或其它结构。
喷嘴排放部分66具有整体细长结构并包括喷嘴安装部件78，该喷嘴安装部件78具有细长圆柱壁80的整体结构，其适合地装配在形成于壳体64前部处的细长前端开口区域82中。该端部开口区域82包括与圆柱壁80的结构匹配的两个朝向相反定位的圆柱型弯曲的表面84，并且弯曲表面84与圆柱壁80形成基本上的气密密封。
细长圆柱壁80在相反两端被封闭，具有一个或多个通向壳体64的增压室74以及通向由圆柱壁80确定的喷嘴增压室88的后开口86。
在圆柱壁80的前部设置有多个单个喷嘴部件90，它们共同形成喷嘴排放部分66的喷嘴排放部位92。如图6所示，这些喷嘴部件90彼此在横排放轴线60上彼此对正，从而它们共同形成上述喷流62。因此，当通过单个压力气体入口或多个压力气体入口76将加压后气体引到增压室74内并从增压室74内将其引入喷嘴增压室88内时，该加压后的空气通过这些喷嘴部件90被排出并形成喷气流62。
圆柱壁80被转动地安装在限定壳体64的细长前端开口区域82的圆柱弯曲表面84上，由附图标记94表示转动轴线，如图7中虚线所示，这使得喷嘴部件90能够从喷嘴部件90水平指向的中间对正位置向上或向下移动到图7所示的虚线位置。在该实施例中，向上运动的量可以是例如三分之一直角(也就是大约30度)，向下运动数量可以是相同的旋转角度，从而总运动路径例如可以是大约60度。
为了将喷嘴部件90移动到各种角度朝向的位置，可以设置例如图8示意性地示出的一适当致动机构92。喷嘴安装部件78与轴96相连，轴96与由致动臂100依次运动而转动的杠杆臂98相连。明显的是，可以使用诸如曲柄、齿轮传动、或电、气、液压定位装置等不同设备改变喷嘴安装部件78的位置，由于这些设计方案是本领域公知的，在此不再骜述。
同样，具有将加压气体引导入喷嘴元件90内的各种装置。例如，加压气体入口76可以直接与喷嘴安装部件78相连，引入圆柱壁80或通过转动配件与圆柱安装部件78的端壁相连。这种配置可排除具有增压室74的壳体64的现有结构。其约束是使喷嘴组件50位于机翼14的外缘部位20上，更希望具有能够与这些空间限制匹配的结构的壳体64，也提供一具有足够体积的增压室，从而通过喷嘴部件90，形成适合形式的加压气体排放。
相对于喷嘴组件52的定位，壳体64和喷嘴安装部件78可以位于机翼14的外缘部位20上的固定位置上。在此情况下，当涡流驱散系统50进行工作时，将上述覆盖板56从喷流排放开口58移开，从而使喷嘴部件90能够引导喷流62通过开口58，从而将喷流62排放到涡流42内。
可以采用不同方式将覆盖板或面板56从其覆盖位置移动到开启位置。例如，该覆盖板56具有曲线结构并且是可动的，从而使其滑出敞开区域并进入储藏位置。
在诸如飞机机翼的翼面上，从平面上看，外端部位具有从前向后外方的适合的曲线，从而使机翼末梢的弯曲轮廓的长度一半之处位于距机身外较短距离处。为了将喷嘴部件90设置得相对接近机翼或其它翼面的外缘部分，喷嘴部件90的对正位置应该是一适度曲线。因此，图6所示的结构可以被改进为将这些喷嘴部件90设置在一与机翼或其它翼面的外缘部分匹配的曲线上，并仍能上下转动。具有获得这种结构的多种方案。例如，替代使喷嘴安装部件78作为一个沿壳体64的整个长度延伸的单体结构件，喷嘴安装部件78可以由多个单体部件组成，这些单体都可以围绕稍微不同的转动轴线64转动，从而使它们也可以与翼尖线的外曲率更密切地匹配。也可以采用其它配置，由于这些其它配置是本领域公知的，在这里将省略对它们的介绍。
如上所述，当飞机12处于巡航模式飞行时，不使用涡流驱散系统50，该系统50隐藏在机翼上的覆盖板56的后面。当在降落或起飞模式下迫切希望促进两个翼尖涡流的衰减时，将覆盖板56移动到开启位置，正常使用涡流驱散系统50。
在处于上述朝向和方向、在该部位将喷流62排放到涡流22内的情况下，喷流62进入涡流的位置是形成涡流核心部分的位置，来自翼面下表面的空气围绕正在形成的涡流核心部分进行横向向外和向上绕曲的涡流流动。至今所作的分析表明，喷流62在该位置进入，对在不断形成的涡流内的气流的影响非常有效，从而获得在临界位置开始驱散这一总体效果，因而导致基本上促进涡流的衰减。
除此之外，参考图5A-5D说明操作模式，在此操作模式下，喷嘴安装部件78循环上下转动，从而使喷嘴部件90移动到图5C所示的上部位置，然后通过图5B所示的中间位置，向下移动到图5D所示的下部位置，然后再返回到图5C所示位置，如此反复循环。
由用于模拟该实施例操作的计算机流体动力学(Computational FluidDynamics)程序分析本发明实施例所获得的效果。对安装在垂直壁上的机翼进行评估以得到操作的有效性，该机翼带有8度迎角，0.25马赫自由流，以便表示最终的接近条件。该操作模式导致带很强末梢涡流的连贯的尾流。经评估发现当利用上述本发明实施例时，采用涡流被显著驱散的方式对流动造成影响。
当多个喷嘴90在比喷嘴对正轴线74高30度和比喷嘴对正轴线74低30度的范围内以10.7Hz频率(一个周期0.093秒)一起上下运动时，对涡流的效果由图9A、9B、9C-1、9C-2、9D-1和9D-2所示翼尖的纹线轨迹表示。在图9A、9C-1和9C-2中，没有将喷流62射入涡流内。图9B、9D-1和9D2表示将以10.7Hz频率上下运动60度的喷流射入的涡流。这些“瞬态图”表明，由喷流循环运动所提供的间歇混合使翼尖区域内的流动混乱，通过减少强度并在横截面内使其扩散，改变了尾部涡流的发展。
可以使用多种措施追踪垂直活动。图10A、10B和10C示出了远区域的尾流结构，此时翼尖涡流由全部压力损失、交叉流以及速度的顺气流方向分量追踪。涡流核心部分由各自流动特性的等表面表示，如图清楚所示，由于运动的喷射，涡流强度显著地下降。
图11A、11B和11C示出以10.7Hz频率沿着涡流核心部分的流动发展诊断图。在上面的图表中，示出从开始喷流情形下以0.093秒间隔时序沿着涡流核心部分的流动特征。同样，沿着在x＝2850穿过涡流核心部分的垂线的特征在下图表中显示。由粗实曲线表示未被干扰的涡流。其它曲线表示在信号向下传播(在正x方向)的情况下，在渐进时间间隔下控制机构对涡流特征的影响。干扰波的前部在时序上对应于最后的瞬时拍摄，由虚曲线表示。该虚线表述从开始喷射0.558秒时的涡流状态。结果显示，由总压力损耗、横流速度(由速度的切向分量表示)以及速度的顺流分量测量，该工作系统可非常有效地降低涡流强度。
也可以在例如大约1Hz(也就是不到1秒就上下循环运动一次)更低频率下有效地使用喷嘴90的上下循环。通过与未干扰的涡流进行比较，对其效果进行分析，通过以1.07Hz频率操作本发明的涡流驱散装置而进行比较。图12A、12B和12C示出以1.07Hz频率进行操作的结果，如图所示，振荡喷流62沿着向下游传播的涡流产生周期干扰。这种连续激励导致单个涡流单元不稳定和毁灭。
图13A、13B和13C描述在距开始喷流不同时间间隔下沿着独涡流(vortex filament)的干扰波。如图所示，总压力损耗周期地被降低到小于0.5％，其转化为原始涡流强度大约85％的降低。最大切向速度周期地降低到原始未干扰涡流的大致50％。类似地，最大涡流被降低三分之二。在实际情况下，考虑到通过使用实时控制而实现在横流内的大致降低，紧随其后的飞机将经历颠簸飞行，但是不会遭遇危险的滚翻运动。
参考图14A、14B、14C、14D和14E。上述附图顺序地示出类似于图5B、5C和5D所示方法，但是存在某些差别。在此情况下，喷嘴90被分成朝前部和朝后部，每个朝前部和朝后部能够以不同于其它喷嘴90组的图案上下运动。
图14A示出了前组喷流部分62a和后组喷流部62b。在图14A中，它们处于相同的位置。如图14B所示，前组喷流部分62a已经向下运动了30度，同时后组喷流部分62b已经向上运动了30度。在图14C中，两个喷流部分62a和62b已经改变了它们的朝向，并正在向水平位置运动，在图14C中，运动经过水平位置，但是仍在相反方向上转动。如图14D所示，它们已经移动到下述位置，即前组喷流部分62a已经向上运动了30度，同时后组喷流部分62b已经向下运动了30度。然后如图14E所示，两组喷流部分62a和62b正在沿相反方向运动，并且同时通过水平位置，但是沿相反方向运动。
因而这种喷流振荡形成可被称作剪刀图案的形状。
同样，喷流的角度朝向可以从图5A-5D所示角度朝向进行角度转换。替代水平的中间位置(也就是与翼面的基准平面平行)，中立位置向外向下倾斜30度。因此，在向上移动到上位置时，喷流将是水平的，在向下转动到下位置时，则相对于水平线，喷流将向下向外倾斜60度。已经发现该操作模式可以实现相当令人满意的结果。
在本发明的至少一些实施例中，喷嘴部分被设置成在对正位置处、在或接近翼面的外端部分处从大概向前到向后方向上延伸。可以排放喷流的区域的长度尺寸例如是翼面的外梢端部处的弦长距离的三分之一，在更广范围内，可以在四分之一和二分之一之间。然而在本发明更广的范围内，该尺寸可以增加到诸如弦长的60％、70％、80％、90％或100％，或在翼面的外稍处，可以是弦长的35％、30％、25％、20％或也可以想象为15％。
从喷嘴部件90排放出的喷流的速度例如可以是0.62马赫，然而根据其它不同因素，该速度可以增大为0.7马赫、0.8马赫、0.9马赫或更大。也可以降低为例如0.6马赫、0.5马赫、0.4马赫、0.3马赫或更低。
同样，带前后运动的喷流在本实施例的更广范围内可以指向不同的角度朝向，并通过不同的角度朝向而前后运动，和/或指向形成涡流的气流的其它位置。
在喷嘴部分50的涡流排放部位52的一种配置中，具有多个沿对正位置设置的喷嘴部件。每个喷嘴例如可以是一简单的转换喷嘴或如果需要更高的速度，则可以是汇聚/扩张喷嘴。喷嘴的横截面可以是圆形或其它适合形状。喷嘴横截面的形状可以沿喷嘴长度方向变化(例如可以从圆截面形状变化为出口的椭圆形状)。使用本领域公知技术，将喷嘴和致动系统的下游分配管路设计得使得压力损耗尽可能地小。然而在这些实施例的宽广范围内，可以具有一连续窄缝或长度比宽度大的窄缝型式的细长喷嘴排放部分。
在一个优选实施例中，该系统设计为适用于重600,000磅的飞机。在一种设计方案中，计算设计参数如下：喷嘴截面的总弦长是43英寸，具有13个均匀间隔分布的圆排放孔，每个排放孔的直径是3.2英寸。作为喷流而排放的气体的速度是0.62马赫。
在另一设计方案中，对于相同的重600,000磅的飞机，排放速度是0.62马赫，喷嘴排放部分的总长是35英寸，具有9个喷嘴部件，每个喷嘴部件的排放孔的内径是3.9英寸。
在第三种设计方案中，对于相同重量的飞机和相同的喷流排放马赫数，喷嘴排放部分的总长是37英寸，具有10个喷嘴部件，每个喷嘴部件的排放孔的内径是3.7英寸。
明显的是可以在权利要求书所限定的本发明宽泛范围内进行各种改进。
Claims (37)
1、一种翼面涡流驱散系统包括：
a)一翼面，其具有前缘、后缘、外端部分、上空气动力面、下空气动力面、翼展方向的轴线、从前向后的弦轴线、与所述翼展方向轴线和弦轴线重合的定位基准面，所述翼面的特征在于：当该翼面发挥产生气动升力的功能时，在该翼面的所述外端部分上产生涡流，所述涡流具有涡流核心部分轴线、主圆周流动区域、外周边流动区域，
b)涡流驱散装置包括：
i)位于或接近该翼面的所述外端部分的喷嘴部分，所述喷嘴部分在或接近该翼面的所述外端部分处、在一般从前向后方向延伸的对正位置处具有喷嘴排放部分，所述喷嘴部分设置得沿横排放方向排放喷流，具有通常垂直于所述弦轴线并且平行于所述对正平面的基本排放对正成份；
ii)压力气体进入部分，向所述喷嘴部分供应加压气体，并从所述喷嘴部件将该加压气体排出。
2、根据权利要求1所述的系统，其中，所述喷嘴排放部分设置得被致动，从而采用循环方式在上和下端位置之间使所述喷流的横排放方向上下移动。
3、根据权利要求2所述的系统，其中，所述喷嘴排放部分设置得使所述喷流的横排放方向在上和下端位置之间可转动地移动至少大约三分之一直角。
4、根据权利要求2所述的系统，其中，所述喷嘴排放部分设置得使所述喷流的横排放方向在上和下端位置之间可转动地移动至少大约三分之二直角。
5、根据权利要求2所述的系统，其中，所述喷嘴排放部分设置得当横排放方向处于所述上和下端位置之间的通常中央位置时，所述喷嘴排放部分排放所述喷流，从而使得该横排放方向具有通常垂直于弦轴线并通常平行于定位基准面的基本对正成份。
6、根据权利要求2所述的系统，其中，所述喷嘴排放部分设置得当横排放方向处于所述上和下端位置之间的通常中央位置时，所述喷嘴排放系统排放喷流，从而使得该横排放方向具有从定位基准面向下和向外倾斜的基本对正成份。
7、根据权利要求2所述的系统，其中，所述涡流驱散装置设置得使所述横排放方向的循环频率足够高，从而通过减少涡流的强度而实现涡流的驱散。
8、根据权利要求2所述的系统，其中，所述涡流驱散装置设置得使所述横排放方向的运动的循环频率足够低，从而通过加速不稳定性而至少部分地实现所述涡流的驱散，该不稳定性导致涡流驱散。
9、根据权利要求7所述的系统，其中，所述循环频率大于2Hz。
10、根据权利要求9所述的系统，其中，所述循环频率至少高至大约5Hz。
11、根据权利要求8所述的系统，其中，所述循环频率至少低至大约2Hz。
12、根据权利要求11所述的系统，其中，所述循环频率至少低至大约1Hz。
13、根据权利要求2所述的系统，其中，所述喷流包括至少两股气流部分，它们彼此不同相地循环移动。
14、一种驱散由翼面所产生的涡流的方法，该翼面发挥形成气动升力的功能，该翼面有前缘、后缘、外端部分、上空气动力面、下空气动力面、翼展方向的轴线、从前向后的弦轴线、与所述翼展方向轴线和弦轴线重合的定位基准面，所述方法包括：
a)在位于或接近该翼面的所述外端部分上设置一喷嘴部分，其在或接近该翼面的所述外端部分处、在大概从前向后方向延伸的对正位置处具有喷嘴排放部分；
b)沿横排放方向从所述喷嘴排放部分排放喷流，该横排放方向具有通常垂直于所述弦轴线并且平行于所述对正平面的基本排放对正成份。
15、根据权利要求14所述的方法，其中，对所述喷流排放部分进行操作，从而使所述喷流的横排放方向采用循环方式在上和下端位置之间上下移动。
16、根据权利要求15所述的方法，其中，对所述喷流排放部分进行操作，从而使所述喷流的横排放方向在上和下端位置之间可转动地移动至少大约三分之一直角。
17、根据权利要求15所述的方法，其中，对所述喷流排放部分进行操作，从而使所述喷流的横排放方向在上和下端位置之间可转动地移动至少大约三分之二直角。
18、根据权利要求15所述的方法，其中，对所述喷流排放部分进行操作，从而当横排放方向处于所述上和下端位置之间的通常中央位置处时，所述喷嘴排放部分排放所述喷流，从而使该横排放方向具有通常垂直于弦轴线并通常平行于定位基准面的基本对正成份。
19、根据权利要求15所述的方法，其中，对所述喷流排放部分进行操作，从而当横排放方向处于所述上和下端位置之间的通常中央位置处时，所述喷嘴排放部分排放所述喷流，从而使该横排放方向具有从定位基准面向下和向外倾斜的基本对正成份。
20、根据权利要求15所述的方法，其中，对所述涡流驱散装置进行操作，从而使所述横排放方向的所述喷流的循环频率足够高，从而通过减小涡流的强度而至少部分地实现涡流的驱散。
21、根据权利要求20所述的方法，其中，对所述涡流驱散装置进行操作，从而使所述横排放方向的运动的循环频率足够低，从而使通过加速导致涡流驱散的不稳定性而至少部分地实现所述涡流的驱散。
22、根据权利要求20所述的方法，其中，所述循环频率大于2Hz。
23、根据权利要求22所述的方法，其中，所述循环频率至少高至大约5Hz。
24、根据权利要求21所述的方法，其中，所述循环频率至少低至大约2Hz。
25、根据权利要求24所述的方法，其中，所述循环频率至少低至大约1Hz。
26、根据权利要求15所述的方法，其中，所述喷流包括至少两股喷流部分，它们彼此不同相地循环移动。
27一种翼面涡流驱散系统包括：
a)一翼面，其具有前缘、后缘、外端部分、上空气动力面、下空气动力面、翼展方向的轴线、从前向后的弦轴线、与所述翼展方向轴线和弦轴线重合的定位基准面，所述翼面的特征在于：当该翼面发挥产生气动升力的功能时，在该翼面的所述外端部分处产生涡流，
b)涡流驱散装置包括：
i)位于或接近该翼面的所述外端部分的喷嘴部分，所述喷嘴部分在或接近该翼面的所述外端部分的位置处具有细长的喷嘴排放部分，将所述喷嘴部分设置得沿排放方向排放喷流，使该喷流进入所述涡流内，该喷嘴部分还具有压力气体入口部分，用于将压力气体供给到所述喷嘴部分，并从所述喷嘴排放部分将该压力气体排出；
ii)所述喷嘴排放部分设置得被致动而将喷流的排放方向改变为采用循环方式在第一和第二端位置之间前后运动。
28、根据权利要求27所述的系统，其中，所述喷嘴排放部分设置得使所述喷流的排放方向在第一和第二位置之间可转动地移动至少大约三分之一直角。
29、根据权利要求27所述的系统，其中，所述喷嘴排放部分设置得使所述喷流的横排放方向在第一和第二位置之间可转动地移动至少大约三分之二直角。
30、根据权利要求27所述的系统，其中，所述涡流驱散装置设置得使所述排放方向的前后运动循环频率足够高，从而通过减少涡流的强度而至少部分地实现所述涡流的驱散。
31、根据权利要求27所述的系统，其中，所述涡流驱散装置设置得使所述排放方向的前后运动循环频率足够低，从而通过加速导致涡流驱散的不稳定性而至少部分地实现所述涡流的驱散。
32、根据权利要求30所述的系统，其中，所述循环频率大于2Hz。
33、根据权利要求32所述的系统，其中，所述循环频率至少高至大约5Hz。
34、根据权利要求31所述的系统，其中，所述循环频率至少低至大约2Hz。
35、根据权利要求34所述的系统，其中，所述循环频率至少低至大约1Hz。
36、根据权利要求27所述的系统，其中，所述喷嘴排放部分设置得使所述喷流的横排放方向在上和下端位置之间可转动地移动至少大约三分之二直角。
37、一种驱散由翼面所产生的涡流的方法，该翼面发挥形成气动升力的功能，该翼面有前缘、后缘、外端部分、上空气动力面、下空气动力面、翼展方向的轴线、从前向后的弦轴线、与所述翼展方向轴线和弦轴线重合的定位基准面，所述方法包括：
a)在位于或接近该翼面的外端部分处设置带有喷嘴排放部分的喷嘴部分；
b)沿排放方向从所述喷嘴排放部分将喷流排放到所述涡流内；
c)随着所述喷流移动到所述涡流内，使所述排放方循环地向前后移动。
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