升力增加系統以及關聯的方法

2023-12-09 02:37:06

專利名稱：升力增加系統以及關聯的方法
技術領域：
本發明涉及飛行器機翼，更具體地說，涉及通過控制飛行器機翼上的邊 界層流增加多元件飛行器機翼升力的升力增加系統。
背景技術：
起飛和著陸性能是運輸飛行器的兩個基本設計目標。任何飛行器設計受 限於最大起飛重量，該重量與跑道長度有關。對於給定的跑道長度來說，較 高的升力水平允許增大最大起飛重量。同樣，對於給定重量來說，較高的升
力允許降低失速速度(stall speed )並縮短滑行距離。從操作的角度來看，高 升力能力能進入更多的機場。無論要求淨載重量更大還是滑行距離更短，優 良的高升力能力都是飛行器製造商追求的關鍵目標。
對於給定飛行器重量來說，通過增加機翼面積或增大最大升力係數 (CLmax)，可以降低失速速度。增加機翼面積不理想，因為導致巡航阻力更
大。因此，更希望增大C^ax。
有效的高升力系統為軍用和商用飛行器兩者提供了重要的性能優勢。在 軍用飛行器領域，要求能在偏遠簡陋的地方著陸的能力，以使具有短途滑行 能力的軍事運輸能有效擴展軍事力量的全球可及性。針對商用運輸來說，高
升力系統關鍵是經濟影響。例如，增大CLmax導致對於固定進場速度增大了
淨載重能力，起飛L/D增大將增加淨載重量或增大航程，且在迎角不變情況 下增大升力係數將降低進場高度(approach attitude )並導致起落架縮短，即 減小飛行器重量。
由高升力能力改善帶來的經濟優勢的另 一 方面涉及環境規定。越來越多 的國家強調機場環境中的嚴格噪音極限，導致飛行器操作小時受限。而且， 不在允許噪音極限內操作的飛行器將受到經濟制裁或者甚至禁止進出特定 機場。例如，為了符合環境規定， 一些飛行器被迫降低淨載重量，以及在初 始爬升過程中減小起飛和離地(lift-off)速度。但是，如果搭載的乘客較少， 則飛行器運營就不再具有經濟可行性。因此，巨大的利益驅動著研製起飛和著陸性能改善的飛行器。
空氣動力學設計尤其對於起飛和著陸條件是一種挑戰，此時流體流被粘 滯效應所左右。由於增大了改善效率的潛在可能性，所以非常希望能有在這 些高升力條件下改變粘性流結構的技術。這些年來，已經為廣泛的空氣動力 學應用場合研製了各種氣流控制策略，諸如改變機翼上的氣流或者延遲邊界
層分離的各種主動或被動系統、促動器和機構。例如，授予Somers的美國 專利No. 6,卯5，092公開了一種層流翼型(airfoil )，其包括前後翼型元件以及 位於其間的狹槽區域。所述前後翼型元件在基本上整個前翼型元件上引發層 流，並在狹槽區域引發層流。
目前的飛行器通過採用僅在起飛和著陸過程中展開的系統實現高升力 水平。這些系統通常包括可動前緣縫翼和一個或多個尾緣襟翼。展開後，機 翼變形成多元件結構，有效增大彎曲度和弦長並導致升力增加。多元件高升 力系統上的氣流高度相互作用。例如，尾緣襟翼受到主機翼上升力所產生的 滑流的強烈影響。
這種多元件系統所產生的最大升力受到強反壓力梯度所導致的粘滯效 應的制約。所實現的最大升力水平可能受限於縫翼和主機翼前緣附近邊界層 分離，以及受限於主機翼尾緣或襟翼上邊界層增厚或分離。升力可能還受限 於主機翼尾緣或襟翼上邊界層增厚或分離。此外，來自縫翼或主機翼的粘性 尾流噴發在其經過襟翼導致的高壓力梯度時，可能限制最大升力水平。在這 種情況下，每個高升力部件上的邊界層可能連接，但是粘性尾流的迅速傳播
限制了所能實現的最大升力。
因此，提供一種能控制多元件飛行器機翼上邊界層流的系統，對於改善 多元件機翼空氣動力學性能來說，是具有優勢的。而且，提供一種能適應廣 泛的迎角和飛行條件的系統，是具有優勢的。

發明內容
通過提供一種增加多元件飛行器機翼升力的系統，本發明的實施例滿足 上述需求，並實現了其他優勢。所述系統採用多個埠和流體設備來調節飛 行器機翼上的流體流。因此，所述埠和流體設備可以位於多元件飛行器機 翼上的各種位置來控制機翼上的邊界層流並減小粘滯效應。計算結果已經示 出促動特定位置上的多個埠導致Q.增大，以及更為流線型的氣流。如果促動飛行器機翼具體元件上關鍵位置的埠 ，則在所述迎角範圍內獲得接近 無粘性的升力水平。
在本發明 一種實施例中，提供了 一種從多元件飛行器機翼產生升力的系 統。所述系統包括互聯到主機翼元件的襟翼和縫翼。所述系統還包括至少一 個限定在所述縫翼、主機翼元件和/或襟翼的埠。此外，所述系統還包括至 少一個流體設備，其可操作來調節進出所述埠的流體流，從而控制所述縫 翼、主機翼元件和/或襟翼上的邊界層流。
在本發明的各個方面，所述流體設備可以是電磁促動器、壓電促動器、 基於燃燒的促動器、隔膜或活塞。所述流體設備可以採用零淨重流來調節穿 過所述埠的流體流。所述流體設備可以促動單個埠或多個埠 ，以使流 體同時流過每個被促動的埠。此外，所述流體設備可以促動與所述縫翼、 主機翼元件和/或襟翼關聯的一個或多個埠 。所述埠可以限定在所述縫 翼、主機翼元件和/或襟翼上表面中，且可以限定在所述縫翼和/或主機翼元 件的尾部。所述縫翼和襟翼可以可操作地互聯到所述主機翼元件，以使所述 縫翼和襟翼的偏轉角可以相對於所述主機翼元件進行調節。
本發明進一步的方面提供一種從多元件飛行器機翼產生升力的額外系 統。所述系統包括多個機翼元件(例如，縫翼、主機翼元件和/或襟翼)，其 中每個所述機翼元件可操作地彼此互聯。所述機翼元件可以互聯，以使一個 機翼元件的偏轉角可以相對於另 一個機翼元件進行調節。所述系統還包括至
少一個埠，限定在至少其中一個機翼元件上；和至少一個流體設備，可操
作來調節進出所述埠的流體流，以控制至少其中 一個機翼元件上的邊界層
、'雲
本發明的實施例還提供一種增加飛行器升力的方法。所述方法包括在 包括多個機翼元件的多元件飛行器機翼上激發流體流，並調節至少其中一個 機翼元件上所限定的至少一個埠中流經的流體流，以控制所述機翼元件上 的邊界層流。激發流體流可能包括開始飛行器起飛或著陸，以使機翼元件上 激發出氣流運動。而且，所述方法進一步包括調節至少一個機翼元件相對於 另一個機翼元件的偏轉角。
在本發明的各個方面，所述調節步驟包括促動與至少一個埠關聯的流 體設備。所述促動步驟可以包括同時促動多個埠。此外，所述促動步驟可 以包括促動與一個或多個機翼元件關聯的至少一個埠 。所述調節步驟可以包括將流體吸入各埠或從各埠排出流體。


在以一般術語說明本發明之後，現在將參照附圖進行說明，這些附圖並
未按比例繪製，且其中
圖1A-B是根據本發明 一種實施例的多元件飛行器機翼透視圖2是根據本發明一種實施例的多元件飛行器機翼的截面圖3A是根據本發明另 一種實施例的多元件飛行器機翼截面圖3B-D是描繪圖3A所示多元件飛行器機翼各種空氣動力學特性的曲
線圖4A是根據本發明另 一種實施例的多元件飛行器機翼截面圖； 圖4B-D是描繪圖4A所示多元件飛行器機翼各種空氣動力學特性的曲 線圖5A是圖示基線多元件飛行器機翼上總壓力場的圖形；
圖5B是圖示帶有根據本發明一種實施例的氣流控制的多元件飛行器機
翼上總壓力場的圖形；
圖6A是根據本發明一種實施例的多元件飛行器機翼截面圖6B-F是描繪圖6A所示多元件飛行器機翼上總壓力曲線的曲線圖7A是根據本發明一種實施例的多元件飛行器機翼截面圖7B-D是描繪圖7A所示多元件飛行器機翼各種空氣動力學特性的曲
線圖8A是根據本發明另 一種實施例的多元件飛行器機翼截面圖； 圖8B-D是描繪圖8A所示多元件飛行器機翼各種空氣動力學特性的曲 線圖9A是圖示基線多元件飛行器機翼上總壓力場的圖形； 圖9B是帶有根據本發明另一種實施例的氣流控制的多元件飛行器機翼 上總壓力場的圖形。
具體實施例方式
以下將參照附圖更為全面地說明本發明，其中示出了本發明的一些實施 例，但並非全部。實際上，本發明可以以許多形式實施，不應理解為限制於本發明所述的實施例，而提供這些實施例是為了讓本公開滿足適當的法律要 求。類似數字始終指代類似元件。
現在參照附圖，且具體參照圖1A-B，示出了用來增加多元件飛行器機 翼10升力的系統。飛行器機翼IO通常包括多個機翼元件12、 14和16。每 個機翼元件12、14和16都包括多個限定於其中的埠 11。採用流體設備(未 示出)調節流體流進出埠 11，以控制每個機翼元件12、 14和16上的邊界 層流。通常所述流體設備可以選擇性地操作，以控制起飛和著陸過程中流經 埠ll的流體流，以改善飛行器機翼10的性能。於是，飛行器機翼的空氣 動力學特性，特別是升力可以在一定的迎角範圍內並在各種飛行條件下得到 改善。
多元件飛行器機翼IO或翼型，通常包括多個機翼元件，即縫翼12、主 機翼元件14和襟翼16。多元件機翼IO,正如本領域普通技術人員所知，可 以具有各種結構。例如，雖然縫翼12和襟翼16示於圖1A-B,但是多元件 機翼IO可以包括主機翼元件14和一個或多個縫翼12和/或一個或多個襟翼 16。而且，縫翼12可以為各種結構，諸如克魯格(Kmeger)縫翼、通風縫 翼、密封縫翼或垂頭(dro叩-nose)縫翼。另外，襟翼16可以是無狹槽的， 即使用簡單鉸鏈模式的偏轉。通過改變前緣彎曲度，縫翼12可以用來降低 飛行器機翼前緣附近的壓力峰值。襟翼16也可以具有各種結構，諸如富勒 (Fowler)襟翼或單槽襟翼、雙槽襟翼或三槽襟翼。通過增加飛行器機翼的 彎曲度並允許更多升力施加在機翼後部，襟翼16可以用來改變壓力分布。 而且，主機翼元件14可以具有各種結構(即，彎曲度、弦長、前緣半徑等)， 取決於所希望的飛行器類型或空氣動力學特性。於是，多元件飛行器機翼IO 可以包括各種結構的縫翼12、主機翼元件12和襟翼16,以使所述多元件飛 行器機翼可以具有各種翼型輪廓，用來實現希望的空氣動力學特性，諸如最 大升力係數。雖然示出了多元件飛行器機翼IO，但是應該理解，可以在許多 多元件提升表面調節氣流，以改善空氣動力學特性。例如，可以在擾流板或 副翼或其它能產生升力的多元件翼型機構中限定埠 。
每個縫翼12、主機翼元件14和襟翼16包括一個或多個埠，用來控制 沿著多元件飛行器機翼IO表面的邊界層。具體來說，圖2圖示了縫翼12包 括一對埠 sl-s2，主才幾翼元件14包括多個埠 ml、 m2、 m3、 m4和m5, 襟翼16包括多個埠 fl、 f2、 f3、 f4和f5。每個埠限定在各縫翼12、主機翼元件14和襟翼16的上表面中。但是所述埠可以限定在多元件飛行器 機翼10的下表面上，或上下表面兩者上。所述埠基本上限定為延伸到各 縫翼12、主機翼元件14或襟翼16中，以使流體可以穿過所述埠吸入或排 出。於是，所述埠通常包括靠近縫翼12、主機翼元件14和襟翼16的孔或 開口，它們各自進一步延伸到所述縫翼、主機翼元件和襟翼中。而且，限定 在各縫翼12、主機翼元件14和襟翼16中的埠可以互相連接，以便一個端 口可以促使流體在一個位置進入該埠 ，而第二埠促使流體在不同位置流 出該埠。但是，流體也可能從第一埠流入暫時保持區域，以便可以經由 該第一埠排出，或一個或多個額外的埠排出。通常埠 sl-s2和ml-m5 各自限定在各縫翼12、主機翼元件14的尾部，但是，所述埠可以限定在 縫翼、主機翼元件或襟翼的各種位置，以實現希望的空氣動力學特性。而且， 雖然示出了多元件飛行器機翼IO的截面圖，但是應該理解，所述埠可以 限定成沿著機翼的各種翼展結構(例如，對準、交錯、不對準等)。而且， 所述埠可以具有各種尺寸和結構，諸如圓形、卵形或任何其他希望的形狀。
多個流體設備(未示出)用來調節流體流進出所述埠 。所述流體設備 通常採用零淨重流(即，不需要外部流體源)來調節穿過所述埠的流體流， 並且可以使用各種機構來促動一個或多個埠。例如，電磁促動器、壓電促 動器、基於燃燒的促動器、隔膜、活塞或泵可以用來促動所述埠。流體設 備可以促動單個埠，或者可以操作來促動多個開口，以影響多元件飛行器 機翼10上的邊界層流。此外，可以同時促動若干埠。如本發明所用，促 動包括打開埠和/或迫^f吏流體進入或離開埠 ，諸如經由該埠吸入或噴出 流體。因此，通過將流體吸入一個或多個埠或將流體從一個或多個埠排 出，流體設備能調節經過這些埠的流體流。對於吸入或排出流體的示例系
統的進一步說明，參見美國專利申請No._,名稱為"System for
Aerodynamic Flows and Associated Method"，該申i青與本發明同日寸4是交，並壽爭 讓給本受讓人並通過引用包含在本發明中。此外，本發明實施例可以採用流 體源諸如壓縮機或飛行器引擎排放氣體。
而且，所述流體設備能促動與縫翼12、主機翼元件14或襟翼16關聯的 埠。而且，所述流體設備也能促動與每一個縫翼12、主機翼元件14和襟 翼16關聯的埠，從而為獲得更高的升力水平而實現流體流協同控制。通 常在飛行器起飛和著陸過程中促動所述埠 ，此時實現大升力是關鍵。此外，促動通常是連續性的，儘管在起飛和著陸過程中可以有選擇地調節所述埠 來實現性能改善。
圖3A圖示了多元件飛行器機翼20，其包括限定在每一個縫翼22、主機 翼元件24和襟翼26中的埠 。縫翼22包括埠 sl-s2，主機翼元件24包 括埠ml-m3,而襟翼26包括埠 fl-f5。圖3B-D提供多元件飛行器機翼 20各種空氣動力學特性的曲線。由於所述曲線基於二維模擬，所以未考慮感 生阻力(induced drag)。為了模擬起飛條件，縫翼22展開，且襟翼偏轉成 24。角。
圖3B示出了無粘性氣流、基線多元件飛行器機翼(即，未促動埠 ) 上的氣流以及縫翼12、主機翼元件14或襟翼16其中之一的埠被促動(參 見與圖3B—起示出的圖例，用來辨別被促動的埠 )的多元件飛行器機翼 上的氣流的升力係數Cl,相對於迎角a進行繪圖。如圖3A所示，在迎角小 於15°時，促動襟翼26的埠 fl-f5使CL增大最大，而促動縫翼的埠 sl-s2 的結果略好於促動主機翼元件的埠 ml-m5。而且，在迎角大於17。時，縫 翼22、主機翼元件24和襟翼26各自的表現大致相同，不過在迎角大於約 14。時，縫翼、主機翼元件和襟翼的表現都強於基線。圖3C(阻力曲線)和 3D也示出促動縫翼22、主機翼元件24或襟翼26其中任一的埠通常導致 (\和L/D較之基線機翼升高。如圖3C所示，對於給定的阻力係數(Cd)來 說，促動多元件飛行器機翼20中的埠導致CL相對於基線飛行器機翼升高。 如上所述，增大Cu^，即Ct的最大可獲得值，將降低失速速度(stall speed), 從而有利於縮短起飛和著陸距離。而且，可以增加淨載重能力並降低進場高 度(approach attitude )。
圖4A也示出了一種多元件飛行器機翼20,具有限定在縫翼22、主機翼 元件24和襟翼26中的埠。此外，圖4B-4C描繪了與圖3B-3C所示相同 的空氣動力學特性。但是，圖4B-4C表明促動縫翼22、主機翼元件24和襟 翼26中的埠組合，在迎角小於約6。時達到無粘性氣流，而在約6。以上接 近無粘性氣流。而且，圖4B示出單獨促動ml-m3或fl-f5不能導致0>目對 於基線多元件飛行器機翼顯著升高。但是，促動ml-m3和fl-f5兩者或sl-s2、 ml-m3和fl-f5導致Ci相對於基線機翼來說，在迎角整個線性範圍內顯著升 高。因此，促動ml-m3激活了主機翼元件24尾部的減速粘性層，並推升了 整個多元件飛行器機翼20上的載荷。此外，圖4C-4D表明了促動相同組合的埠相對於個別促動縫翼22、主機翼元件24或襟翼26上的埠時，CL 和L/D的增大。
圖5A-5B表示起飛條件，此時襟翼26偏轉到24°,且迎角為19°。圖5A 描繪了基線多元件飛行器機翼上的總壓力場，而圖5B圖示了圖4A中所示 的多元件飛行器機翼20，此時促動了埠 sl-s2、 ml-m3和fl-f5。圖形圖示 了邊界粘性層以及離開各元件的尾流，此時對於基線機翼來說，Cl等於約 4.06，而對於多元件飛行器機翼20進行了氣流控制來說，等於5.12。圖5B 表明縫翼22、主機翼元件24和襟翼26尾流尺寸和強度減小。圖5B所示的 縫翼尾流橫穿主機翼元件24和襟翼26的反壓力梯度區域，而不會使氣流質 量顯著變差(即，脫離表面的反流傾向更小)。總壓力損失是空氣動力學無 效性的量度，且其水平降低是受促動氣流情況下性能改善的表示。具體來說， 受促動氣流導致升力升高、阻力減小。促動導致更為流線形的氣流，多元件 飛行器機翼20前後部轉向角更大(循環更高)且升力水平增高。
圖6A-6F提供了 A-E位置處的總壓力曲線的曲線圖，用來跟蹤相應於縫 翼22、主機翼元件24和襟翼26的尾流。如圖6B所示，促動了縫翼22、主 機翼元件24和襟翼26每一個上的埠的多元件機翼20的縫翼尾流減小了 多元件機翼上A位置的總壓力損失。尾流強度和寬度減小是空氣動力學效率 提高的表示。類似地，圖6C-6F描繪了各位置B-E尾流的總壓力曲線，此時 每一幅圖表明相應於基線多元件機翼的尾流比採用氣流控制的多元件機翼 20更寬且距離更長。
圖7A-7D圖示了襟翼偏轉13°和24。的基線多元件飛行器機翼與襟翼偏 轉相同但每一個縫翼22、主機翼元件24和襟翼26上的埠 (sl-s2、 ml-m3 和fl-f5 )被促動情況下的多元件飛行器機翼20之間的對比。圖7B表明促 動多元件飛行器機翼20中的埠不僅產生更大的CL，而且在更高的迎角時 產生更大的Ct。例如，在5=24°的襟翼偏轉情況下，促動埠 sl-s2、 ml-m3 和fl-f5導致在迎角約為22。時產生的CL匪約為4丄因而，升力增加，延遲 了失速，直到到達更高的迎角，並且在較低的迎角時，氣流接近無粘性氣流。 而且，圖7B示出襟翼偏轉增大(即，S=24°)導致a增大，但是導致氣流 比13。的襟翼偏轉更快地偏離無粘性氣流。圖7C-7D進一步表明促動埠 ， 增大了 CL，而阻力Co顯著減小。因此，L/D隨著氣流促動而增大。
圖8A描繪了根據本發明另一種實施例的多元件飛行器機翼30。在該具體實施例中，多元件飛行器機翼30是示例運輸機翼。多元件飛行器機翼30 包括克魯格縫翼32、主機翼元件34和進行富勒運動的35%襟翼36。而且， 縫翼32包括埠 sl-s2,主機翼元件34包括埠 ml-m5,且襟翼36包括端 口 fl-f5。襟翼36偏轉50。，以表示著陸條件，此時即使在較低迎角時，氣 流也在大部分襟翼上分離。如前所述，圖8B表明，單獨/個別促動埠 sl-s2、 ml-m5或fl-f5在增大CL方面並不像促動埠 ml-m5和fl-f5兩者或全部端 口 sl-s2、 ml-m5和fl-f5那樣有效。 一般來說，促動多元件飛行器機翼30 的全部埠在低迎角(即，小於16°)時接近無粘性氣流，且實現了比基線 多元件飛行器機翼(即，不促動埠 )更高的CL。而且，顯然，促動埠 sl-s2、 ml-m5和fl-f5的組合導致Cl増大最多。而且，在圖7C和7D中分 別表明了阻力顯著減小而L/D顯著增大。
圖9A和9B分別圖示了基線多元件飛行器機翼(Q=4.42)和圖8A所 示的多元件飛行器機翼30 (CL=6.61 )上，在5=50°和a二22。時的總壓力場圖 形，其中分別促動了每一個埠 sl-s2、 ml-m5和fl-f5。如圖所示，圖9B 還表明多元件飛行器機翼30上，特別是靠近主機翼元件34和襟翼36尾部 的地方，氣流更為流線性。而且在襟翼36附近消除了反流。因此，促動多 元件飛行器機翼30的埠有利於改進升力特性、緩解機翼上各區域的粘滯 效應。
本發明的實施例提供了若干優勢。具體來說，所述多元件飛行器機翼包 括流體設備和埠，用來控制機翼上流體的邊界層流。通過將所述埠設置 在多元件飛行器機翼上的關鍵位置(即，反壓力梯度位置、氣流分離位置或 復環流位置)並在預定飛行條件下促動特定埠 ，可以向在一定的迎角範圍 內改善機翼的空氣動力學特性，包括升力。促動多元件飛行器機翼上的埠 可以導致通常與襟翼關聯的氣流效應，但是阻力減小並且失速特性改善。而 且，多元件飛行器機翼上的促動導致接近無粘性流場，從而緩解了粘滯效應 並減小了機翼各區域的邊界層分離傾向。所述埠和流體設備可以用來管理 多元件飛行器機翼上的載荷，為起飛(翼展方向橢圓載荷，以減小阻力)和 著陸(翼展方向三角形載荷，以使進場角更陡峭)控制感生阻力。另外，可 以適當使用這種促動，以減小結構擾動並制約結構疲勞。此外，所述流體設 備可以採用零淨重流，以使不需要額外流體源或者複雜的管道。
這裡所述的本發明的許多改動和其他實施例將進入本發明所述領域技術人員的腦海，並具有前述說明書以及相關附圖中的教導的益處。因此，應 該理解，本發明並未限於所4皮露的具體實施例，而改動和其他實施例也應包 括在附帶的權利要求書的範圍內。雖然本發明採用了特定的術語，但是它們 作上位使用並僅具說明的意思，而不是用於限制的目的。
權利要求
1. 一種由多元件飛行器機翼產生升力的系統，包括主機翼元件；互聯到所述主機翼元件的縫翼；互連到所述主機翼元件的襟翼；限定在所述縫翼、主機翼元件和襟翼至少其中之一上的至少一個埠；和至少一個流體設備，其可操作來調節進出所述至少一個埠的流體流，從而控制所述縫翼、主機翼元件和襟翼至少其中之一上的邊界層流。
2. 如權利要求1所述的系統，其特徵在於，所述至少一個流體設備包 括電磁促動器、壓電促動器、基於燃燒的促動器、隔膜、活塞和泵其中之一。
3. 如權利要求1所述的系統，其特徵在於，所述至少一個流體設備採 用零淨重流來調節經過所述埠的流體流。
4. 如權利要求1所述的系統，其特徵在於，所述至少一個流體設備可 操作來促動多個埠 ，以使流體同時流經每個被促動的埠 。
5. 如權利要求4所述的系統，其特徵在於，所述至少一個流體設備可 操作來促動與所述縫翼、主機翼元件和襟翼至少其中之一關聯的至少一個端 口 。
6. 如權利要求1所述的系統，其特徵在於，所述至少一個埠限定在 所述縫翼、主機翼元件和襟翼至少其中之一的上表面中。
7. 如權利要求1所述的系統，其特徵在於，所述至少一個埠限定在 所述縫翼和主機翼元件至少其中之一的尾部。
8. 如權利要求1所述的系統，其特徵在於，每個流體設備可以操作來 促動各埠 。
9. 如權利要求1所述的系統，其特徵在於，每個所述縫翼和襟翼可操 作地互聯到所述主機翼元件，以使所述縫翼和襟翼的偏轉角能相對於所述主 機翼元件進行調節。
10. —種由多元件飛行器機翼產生升力的系統，包括多個機翼元件，其中每個所述機翼元件可操作地彼此互聯； 限定在至少一個所述機翼元件中的至少一個埠；和至少一個流體設備，其可操作來調節流體進出所述至少一個埠，從而 控制所述至少一個機翼元件上的邊界層流。
11. 如權利要求IO所述的系統，其特徵在於，所述多個機翼元件包括 縫翼、主機翼元件和襟翼。
12. 如權利要求10所述的系統，其特徵在於，每個所述流體設備可操 作來調節各埠。
13. 如權利要求IO所述的系統，其特徵在於，所述機翼元件彼此互聯， 以使一 個機翼元件的偏轉角可以相對於另 一個機翼元件進行調節。
14. 一種增加飛行器升力的方法，包括在包括多個機翼元件的多元件飛行器機翼上激發流體流；和 調節限定在至少一個所述機翼元件中的至少 一個埠中流經的流體流， 從而控制所述至少一個機翼元件上的邊界層流。
15. 如權利要求14所述的方法，其特徵在於，所述激發包括啟動飛機 起飛和著陸。
16. 如權利要求14所述的方法，其特徵在於，所述調節包括促動與至 少一個埠關聯的流體設備。
17. 如權利要求16所述的方法，其特徵在於，所述促動包括同時促動 多個埠 。
18. 如權利要求16所述的方法，其特徵在於，所述促動包括促動與至 少一個機翼元件關聯的至少一個埠 。
19. 如權利要求14所述的方法，其特徵在於，所述調節包括將流體吸 入各埠和從各埠排出流體。
20. 如權利要求14所述的方法，進一步包括調節至少一個機翼元件 相對於另 一個機翼元件的偏轉角。
全文摘要
一種由多元件飛行器機翼產生升力的系統和方法。所述系統包括主機翼元件；互聯到所述主機翼元件的縫翼；和互連到所述主機翼元件的襟翼。所述系統還包括限定在所述縫翼、主機翼元件和襟翼至少其中之一上的至少一個埠。此外，所述系統包括至少一個流體設備，其可操作來調節進出所述至少一個埠的流體流，從而控制所述縫翼、主機翼元件和襟翼至少其中之一上的邊界層流。
文檔編號B64C21/02GK101415605SQ200680033806
公開日2009年4月22日 申請日期2006年7月26日 優先權日2005年8月9日
發明者約拉姆·亞德林, 羅傑·W·克拉克, 阿溫·施米洛維克 申請人:波音公司