專利名稱：減弱飛行器產(chǎn)生的噪聲和尾流的系統(tǒng)和方法
技術領域：
本文中公開的實施例一般涉及用于降低拖尾渦流和減少由飛行器飛行控制表面的側邊緣或機翼或轉動葉片的尖端產(chǎn)生的噪聲的系統(tǒng)和方法。
背景技術：
多年來，嚴格的噪聲控制已經(jīng)導致空中交通無效率和機場生產(chǎn)力降低。在許多機 場，當前的容量主要由操作時間控制，通常主要限制白天的時間，從而限制夜晚的噪聲污染。因此，機場環(huán)境中的降噪已經(jīng)成為航空航天運輸業(yè)中優(yōu)先處理的領域。在起飛、進場、和著陸期間，發(fā)動機和機身部件產(chǎn)生噪聲。隨著大涵道比發(fā)動機的出現(xiàn)，近年來已經(jīng)實現(xiàn)發(fā)動機噪聲顯著減低。因此，其他噪聲源已經(jīng)變得更加嚴重，現(xiàn)在更大的焦點集中于機身噪聲降低。機身噪聲的主要部件是高升力系統(tǒng)。特別地，襟翼元件由于尖端渦流形態(tài)產(chǎn)生高噪聲水平。歐洲和美國國家航空航天局(NASA)的研究人員已經(jīng)證明通過利用在側邊緣的鼓風噴射器顯著降低襟翼噪聲。噴射器改變渦流形態(tài)，導致噪聲降低。問題是，該方法需要大量的鼓風來實現(xiàn)有意義的噪聲降低水平。可以使用鼓風噴射器通過利用流體源降低襟翼噪聲，例如來自發(fā)動機或?qū)Ｓ脡嚎s機的排氣。發(fā)動機可以用于提供空氣，以便致動。發(fā)動機排氣的需求影響發(fā)動機的尺寸。排氣量越大，發(fā)動機越重，導致飛行器總重量增加。此外，發(fā)動機效率由于排氣而下降。可替換地，壓縮機也可以結合管道運輸系統(tǒng)使用，但是也會導致顯著的額外重量。另一個問題是，大型運輸機的渦流尾流?？罩薪煌üI(yè)中優(yōu)先處理的領域是解決迫在眉睫的機場擁擠問題。許多機場的容量接近飽和，但是預計民航的飛行器數(shù)將增加。調(diào)整著陸和起飛頻率的一個因素是驅(qū)散飛行器運動產(chǎn)生的尾跡渦流所需的時間。迫切地需要一種用于減輕飛行器在進場和著陸期間產(chǎn)生的渦流尾流的系統(tǒng)和方法。關于飛行器尾流減輕，一個解決方案是避免大型飛行器的飛行路線。聯(lián)邦法規(guī)要求保持飛行器間隔，從而確保避免嚴重的渦流相遇。最小間隔距離表示全世界數(shù)量日益增長的機場的生產(chǎn)力的關鍵限制因素，對整個空中交通系統(tǒng)產(chǎn)生連鎖反應，更不用說會給乘客帶來不便。機場擁擠和延遲轉化為飛行器運輸?shù)妮^高成本。因此，迫切地需要找到不會危及到飛行安全性的解決方案。在旋翼飛行器領域中也急需解決尾流減輕。對于直升機，葉片尖端渦流穿過下面的葉片，在某些情形中，可以導致不期望的較強的葉片渦流相互作用。葉片渦流相互作用是直升機的噪聲產(chǎn)生的原因。成功地控制葉片尖端渦流可以減輕噪聲、增強機動性和降低直升機的操作風險。

發(fā)明內(nèi)容
本文中公開的實施例一般涉及用于降低拖尾渦流和減少飛行器飛行控制表面的邊緣產(chǎn)生的噪聲的系統(tǒng)和方法。盡管本文中公開的某些實施例涉及降噪、減輕尾流裝置在襟翼元件內(nèi)的安裝，但是應當理解，這些裝置也可以安裝在其他類型的飛行器飛行控制表面，例如在副翼、射流偏向器、擾流器和安裝在固定翼飛行器上的縫翼。這些降噪、減輕尾流的裝置也可以安裝在固定翼飛行器的翼端或小翼內(nèi)以及旋翼飛行器的葉片尖端內(nèi)。根據(jù)一個特定的實施例，降噪、減輕尾流裝置定位在飛行器飛行控制表面內(nèi)，特別地，定位在襟翼元件內(nèi)。該裝置沿襟翼元件的側邊緣并且靠近該襟翼元件的側邊緣定位，在其翼弦的一部分上延伸。當在進場和著陸期間部署高升力系統(tǒng)時，啟動該裝置。在這些情況中，拖尾渦流是最強的，并且襟翼噪聲部件是最主要的。 在一個示例性的實施方式中，降噪、減輕尾流裝置包括橫向噴射致動器和定位在襟翼的上表面、下表面和側邊緣上的相應的空氣噴射槽形開口組。致動機構產(chǎn)生較小且快速移動的空氣射流組，其在流動方向上橫穿所述開口。該機構的啟動破壞襟翼渦流結構的穩(wěn)定性，從而引起拖尾渦流強度的降低和飛行器噪聲的減小。盡管本文中公開的示例性實施例具有耦接到單個致動器的相應的開口，以用于噴射橫向空氣射流，其開口分別定位為沿靠近側邊緣的襟翼的上表面和下表面并且沿側邊緣本身，但是應當理解，提供單個空氣噴射開口或耦接到單個致動器的兩個或更多個這種開口在本發(fā)明的范圍內(nèi)。更一般地，本發(fā)明的一個方面是一種飛行器，其包括空氣動力學元件、加壓空氣源、空氣射流致動器和控制器，其中空氣動力學元件包括側邊緣和開口，該開口定位在側邊緣上或靠近所述側邊緣并且一般與流動方向?qū)R；空氣射流致動器包括可旋轉元件，該可旋轉元件包括內(nèi)部管道和與內(nèi)部管道流體連通的開口 ；并且所述控制器可操作為使得將可旋轉元件的內(nèi)部管道放置為與加壓空氣源流體連通，并且還引起可旋轉元件的旋轉，由此使得可旋轉元件的內(nèi)部管道與空氣動力學元件的開口通過可旋轉元件中的開口而流體連通，因而使來自所述源的加壓空氣能夠以空氣射流的形式離開空氣動力學元件的開口。本發(fā)明的另一個方面是一種減弱在交通工具飛行期間由空氣動力學元件產(chǎn)生的噪聲的方法，該方法包括(a)在具有上表面和下表面的空氣動力學兀件的側邊緣上或靠近所述側邊緣形成槽，該槽一般將與飛行期間的流動方向?qū)R；和(b)在多個位置連續(xù)地使空氣噴射出所述槽，所述位置沿槽的長度布置為與該槽的一端相距隨時間增大的距離。本發(fā)明的進一步的方面是一種包括空氣動力學元件和空氣射流致動器的設備，其中空氣動力學元件包括側邊緣和定位在所述側邊緣上或靠近所述側邊緣的槽；并且空氣射流致動器包括可旋轉元件，該可旋轉元件包括內(nèi)部管道和沿纏繞可旋轉元件的線路布置并與內(nèi)部管道流體連通的一個槽或一連串槽或孔洞，其中在可旋轉元件相對于空氣動力學元件的旋轉期間，可旋轉元件的內(nèi)部管道與空氣動力學元件中的槽通過可旋轉元件的一個或更多個槽或孔洞而流體連通。本發(fā)明涉及一種飛行器，該飛行器包括空氣動力學元件、加壓空氣源、空氣射流致動器和控制器，其中所述空氣動力學元件包括側邊緣和開口，該開口定位在所述側邊緣上或靠近所述側邊緣并且與流動方向基本對齊；所述空氣射流致動器包括可旋轉元件，所述可旋轉元件包括內(nèi)部管道和與所述內(nèi)部管道流體連通的開口 ；并且所述控制器可操作為使得所述可旋轉元件的所述內(nèi)部管道被布置為與所述加壓空氣源流體連通，并且還使得所述可旋轉元件旋轉，由此使得所述可旋轉元件的所述內(nèi)部管道與所述空氣動力學元件的所述開口通過所述可旋轉元件中的所述開口而流體連通，因而使來自所述源的加壓空氣能以空氣射流的形式離開所述空氣動力學元件的所述開口。所述飛行器可以包括具有螺旋形槽的可旋轉元件的開口，并且控制表面的開口包括第一槽，并且旋轉的所述可旋轉元件的螺旋形槽使空氣噴射，從而橫穿所述第一槽。所述飛行器可以包括一種空氣動力學元件,該空氣動力學元件進一步包括上表面和下表面以及第二槽，所述第一槽定位在所述上表面、下表面或側邊緣中的一個上，并且所 述第二槽定位在未定位有所述第一槽的所述上表面、下表面或側邊緣中的一個上，進一步地，其中所述可旋轉元件的螺旋形槽同時與所述空氣動力學的第一槽和第二槽流體連通。所述飛行器還可以包括不可旋轉的元件，該不可旋轉的元件包括內(nèi)部管道、與該內(nèi)部管道流體連通的開口和所述不可旋轉元件的外部，其中所述可旋轉元件和所述不可旋轉元件相互同軸，并且所述空氣動力學元件的開口與所述不可旋轉元件的開口流體連通。
所述飛行器還可以包括布置在所述不可旋轉元件的內(nèi)部管道內(nèi)的可旋轉元件。所述可旋轉元件可以包括與所述內(nèi)部管道流體連通的多個開口，所述控制表面的開口包括第一槽，并且在所述可旋轉元件的旋轉期間，在所述開口每次進入與所述第一槽流體連通的狀態(tài)時，旋轉的所述可旋轉元件的多個開口中的每個開口弓I起從第一槽噴射的各自的空氣射流。所述可旋轉元件的多個開口可以沿恒定螺距或變動螺距的螺旋形線路布置。所述飛行器可以包括閥門，在打開狀態(tài)下，該閥門允許可旋轉元件的內(nèi)部管道和加壓空氣源之間的流體連通，由控制器控制閥門的狀態(tài)。所述飛行器可以進一步包括馬達，當啟動馬達時，引起可旋轉元件的旋轉，由控制器控制馬達的啟動。所述空氣動力學元件可以是以下元件中的一個飛行控制表面、小翼、飛行器的翼端或旋翼飛行器的葉片尖端。本發(fā)明包括一種減弱在飛行器飛行期間由空氣動力學元件產(chǎn)生的噪聲的方法，該方法包括在具有上表面和下表面的空氣動力學元件的側邊緣上或靠近所述側邊緣形成槽，該槽將與飛行期間的流動方向基本對齊；以及在多個位置連續(xù)地使空氣噴射出所述槽，所述位置沿所述槽的長度布置為距所述槽的一端隨時間增大的距離。該方法可以包括橫穿所述槽的長度的至少一部分噴射空氣射流，進一步包括當空氣射流到達終止點時，消除空氣射流。還可以涉及旋轉圓柱體，該圓柱體具有內(nèi)部管道和與內(nèi)部管道流體連通的螺旋形槽。噴射步驟和消除步驟可以重復執(zhí)行，以便多個空氣射流連續(xù)地橫穿所述槽。此外，可以在多個位置中的各個位置噴射各自的空氣射流，所述空氣射流在不同時間噴射。該方法也可以包括旋轉圓柱體，該圓柱體具有內(nèi)部管道和與內(nèi)部管道流體連通的多個開口。所述方法可以包括對兩個不同的槽的重復步驟，一個槽定位在上表面、下表面和側邊緣中的一個上，而第二槽定位在未定位有所述第一槽的上表面、下表面和側邊緣中的一個上。本發(fā)明提出了包括空氣動力學元件和空氣射流致動器的設備,其中所述空氣動力學元件包括側邊緣和定位在所述側邊緣上或靠近所述側邊緣的第一槽；并且所述空氣射流致動器包括可旋轉元件，該可旋轉元件包括內(nèi)部管道和沿纏繞所述可旋轉元件的線路布置并與所述內(nèi)部管道流體連通的一個槽或一連串槽或孔洞，其中在所述可旋轉元件相對于所述空氣動力學元件的旋轉期間，所述可旋轉元件的內(nèi)部管道與所述空氣動力學元件中的槽通過所述可旋轉元件的一個或更多個槽或孔洞而流體連通。所述空氣動力學元件可以進一步包括上表面和下表面以及第二槽，所述第一槽定位在所述上表面、下表面或側邊緣中的一個上，而所述第二槽定位在未定位有所述第一槽的所述上表面、下表面或側邊緣中的一個上，并且進一步地，其中在空氣噴射期間，所述槽的各個部分或各個槽或各個孔洞與所述空氣動力學元件的第一槽和第二槽的各個部分流體連通。 所述設備可以包括不可旋轉元件，該不可旋轉元件包括內(nèi)部管道和與所述內(nèi)部管道流體連通的第一槽、第二槽和第三槽，以及所述不可旋轉元件的外部，其中所述可旋轉元件和所述不可旋轉元件互相同軸，并且所述空氣動力學元件的第一槽、第二槽和第三槽分別與所述不可旋轉元件的第一槽、第二槽和第三槽流體連通。 所述空氣動力學元件可以是以下之一飛行控制表面、小翼、飛行器的翼端或旋翼飛行器的葉片尖端。本發(fā)明的其他方面在以下公開并要求保護。


圖I是示出了根據(jù)本文中公開的實施例的具有飛行控制表面的飛行器的等比例圖的圖示，所述飛行控制表面具有沿其側邊緣的空氣噴射槽。圖2是示出了圖I中描述的飛行器內(nèi)部的襟翼系統(tǒng)的側邊緣部分的等比例圖的圖示。點劃線表示與所述側邊緣部分相交的平面X。圖3是示出了并入能夠飛行的平臺(例如，飛行器或旋翼飛行器)中的系統(tǒng)的部件的方框圖，該系統(tǒng)本身能夠減輕空氣動力學元件的側邊緣產(chǎn)生的噪聲和振動。圖4是示出了圖2中描述的內(nèi)部的襟翼系統(tǒng)的前部元件的側邊緣的橫截面圖的圖示，沿圖2中表示的平面X截取所述橫截面。圖5是示出了根據(jù)一個可替換實施例的空氣射流致動器的兩個部件的等比例分解圖的圖示。圖6是示出了根據(jù)具有在多個襟翼邊緣安裝的噪聲/渦流降低裝置的進一步的實施例的氣流的流程圖。在下文中將參考附圖，其中在不同附圖中的相似元件具有相同的參考標記。
具體實施例方式現(xiàn)在將參考在圖I與圖2中分別描述的飛行器及其飛行控制表面來說明一個實施例。特別地，該實施例涉及將降噪、減輕尾流裝置安裝在襟翼元件內(nèi)。然而，應當理解，這種降噪、減輕尾流裝置也可以安裝在其他類型的飛行器飛行控制表面中，例如在副翼、射流偏向器、擾流器、和安裝在固定翼飛行器上的縫翼內(nèi)。這種降噪、減輕尾流裝置也可以安裝在固定翼飛行器的翼端或小翼內(nèi)以及旋翼飛行器的葉片尖端內(nèi)。
圖I示出了具有噪聲減輕系統(tǒng)的飛行器100，該噪聲減輕系統(tǒng)結合附連到機翼102(圖I中只有一個機翼可見)的高升力配置的控制表面使用。圖I中可見的機翼102具有下面的耦接到其后緣的襟翼元件內(nèi)部的襟翼系統(tǒng)104包括前襟翼元件106和后襟翼元件108、射流偏向器114和外部襟翼118。當飛行器起飛時，飛行器穿過的氣流建立了流動方向。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，上面列舉的襟翼元件具有靠近這些襟翼元件的側邊緣安裝或安裝在所述側邊緣上的降噪、減輕尾流裝置。所述降噪、減輕尾流裝置在圖I中可見的部分僅是在上表面上并且靠近前襟翼元件106的各個側邊緣的槽IIOa和IlOb ;在上表面上并且靠近后襟翼元件108的各個側邊緣的槽112a和112b ;在上表面上并且靠近射流偏向器114的各個側邊緣的槽116a和116b ;以及在上表面上并且靠近外部襟翼118的內(nèi)部側邊緣的槽120。安裝在圖I中可見的襟翼元件上的所有降噪、減輕尾流裝置可以具有相同的結構 并且根據(jù)相同的原理工作?，F(xiàn)在將參考圖2、圖4、和圖5說明與在前襟翼元件106上的槽IlOa和IlOb相關聯(lián)的降噪、減輕尾流裝置的各種實施例的結構和操作。與射流偏向器114和外部襟翼118上的槽相關聯(lián)的其他降噪、減輕尾流裝置可以具有相似的結構，并且以相似的方式工作。圖2示出了圖I中描述的飛行器類型的內(nèi)部的襟翼系統(tǒng)的外部部分(包括外部側邊緣)。更具體地，圖2示出了內(nèi)部的襟翼系統(tǒng)的前襟翼元件106的外部部分(包括外部側邊緣140)和后襟翼元件108的外部部分(包括外部側邊緣142)。橫向致動器(由于均在表面下方，所以在圖2中不可見)均嵌入位于襟翼側邊緣上或靠近襟翼側邊緣的襟翼元件106和108中，并且與流動方向基本對齊。多個流動噴射槽流動地耦接到致動器。在圖2中所示的實施例中，多個流動噴射槽耦接到單個致動器。然而，單個致動器可以只鏈接到一個襟翼槽。流動噴射槽與襟翼元件模線齊平，并可以構造在上表面和下表面上以及襟翼元件的側邊緣上。然而，在其他的實施例中，單個致動器可以只鏈接到一個襟翼槽。如圖2中所示，前襟翼元件106具有在其上表面136上的流動噴射槽110和在其外部側邊緣140上的流動噴射槽120 ;并且后襟翼元件108具有在其上表面138上的流動噴射槽112?？蛇x地，進一步的流動噴射槽(在圖2中未示出)可以構造在前襟翼元件106和后襟翼元件108的下表面上，該流動噴射槽靠近各自的襟翼側邊緣140和142并且與流動方向基本對齊?？蛇x地，另一個流動噴射槽可以構造在后襟翼元件108的側邊緣142上。相似地，馬達葉片尖端、飛行器機翼、或小翼尖端和飛行控制表面除了襟翼以外的側邊緣可以提供有一個、兩個或三個流動噴射槽，從而減弱伴隨的噪聲和拖尾渦流。在圖2中，每個空氣射流由一對緊密間隔并且互相平行的箭頭表示。為了避免附圖中出現(xiàn)干擾，示出了三個空氣射流122離開前襟翼元件106的上表面136上的襟翼槽110 ;兩個空氣射流130被顯示為離開前襟翼元件106的側邊緣140上的襟翼槽120 ;和兩個空氣射流126被顯示為離開后襟翼元件108的上表面138上的襟翼槽112。然而，在以下公開的致動器單元能夠沿槽的長度產(chǎn)生任意數(shù)量的間隔開的空氣射流。因此，本發(fā)明并不限于同時從槽中流出的任何特定數(shù)目的空氣射流。根據(jù)圖2中描述的情形，離開槽110的空氣射流122在所述流動方向上移動，如虛線箭頭124所表明?？諝馍淞?22以某一速率同時橫穿槽110的給定長度，該速率可以在每次橫穿期間保持恒定(例如，對于具有恒定螺距的螺旋形槽)或可以在所述橫穿期間改變(例如，對于具有變動螺距的螺旋形槽)。對于圖2中描述的實施例，在槽110的前端或靠近槽110的前端發(fā)動每個空氣射流122，然后在所述流動方向上橫穿槽110，并且最終當所述空氣射流到達或幾乎到達槽110的后端時，消除所述每個空氣射流122。在后襟翼元件108的上表面138上的離開槽112的空氣射流126表現(xiàn)為相似的形式，其中在槽112的前端或靠近槽112的前端發(fā)動每個空氣射流126，然后在流動方向(如圖2中的虛線箭頭128所表明)上橫穿槽112，并且當空氣射流到達或幾乎到達槽112的后端時，消除所述空氣射流。同樣地，在槽120的前端或靠近槽120的前端發(fā)動在前襟翼元件106的側邊緣140上的離開槽120的每個空氣射流130，然后空氣射流130在流動方向(如圖2中的虛線箭頭132所表明)上橫穿槽120，并且最終當空氣射流130到達或幾乎到達槽120的后端時，消除所述空氣射流。盡管圖2中的箭頭124、128和132示出了在流動方向上橫穿多個槽的全部空氣射流，本文中公開的橫向致動器可以設計為使得空氣射流在前向方向上橫穿襟翼槽。在美國專利申請公開2011/0108672中充分地描述了能夠在任一方向上生成有效的橫穿空氣射流的橫向致動器。當在進場和著陸期間啟動圖2中所示的系統(tǒng)時，離散射流形式的空氣被噴射通過每個襟翼槽。這些射流在流動方向上連續(xù)地移動。一般地，噴出射流可以顯著地改變尖端流動結構，并且因而降低噪聲。所公開的系統(tǒng)提供了非常小的射流陣列，其在流動方向上迅速移動。給予所述流動的動量有效地引入了影響渦流結構和因而發(fā)生的噪聲生成的連續(xù)擾動。通過利用橫向致動，渦流和噪聲抑制機構僅獲得恒定鼓風系統(tǒng)所需的一小部分輸入。根據(jù)不同實施例的實施方式的顯著方面，現(xiàn)在將參考圖4提供簡短的描述，圖4是圖2中所描述的內(nèi)部襟翼系統(tǒng)的前部元件的側邊緣的橫截面圖，所述橫截面沿圖2中表示的平面X截取?，F(xiàn)在將描述致動器結構，該致動器結構將在任意給定的時刻產(chǎn)生離開每個槽110、120、150的八個空氣射流。然而，應當牢記，本發(fā)明并不限于生成任意特定數(shù)目的并存射流。如圖4中所示，根據(jù)一個實施例的致動器包括外部圓柱體元件402和布置在外部圓柱體元件402內(nèi)側的內(nèi)部圓柱體元件404，兩者同軸。這兩個圓柱體元件具有圓形橫截面。內(nèi)部圓柱體元件404限定內(nèi)部管道414和與內(nèi)部管道414流體連通的多個螺旋形槽412。在圖4中所示的特定實施方式中，在內(nèi)部圓柱體元件404的圓周上存在間隔相等角度(45° )的八個螺旋形槽412。每個螺旋形槽從靠近內(nèi)部圓柱體元件的一端延伸至靠近內(nèi)部圓柱體元件的另一端。在所公開的實施例中，螺旋形槽沿恒定螺距或變動螺距的螺旋形線路前進。例如，在螺距沿槽的長度恒定的情形中，如果內(nèi)部圓柱體元件是展開的并且被平放，則所述槽呈現(xiàn)為筆直的。相反，在螺距沿槽的長度突然變化的情形中，如果內(nèi)部圓柱體元件是展開的并且被平放，則所述槽將作為一連串筆直的區(qū)段來連接一端和另一端。在螺距沿槽的長度連續(xù)改變的情形中，如果內(nèi)部圓柱體元件是展開的并且被平放，則所述槽將是彎曲的。參考圖4，內(nèi)部圓柱體元件404可旋轉地放置在外部圓柱體元件402內(nèi)。外部圓柱體元件402依次固定地安裝或安置在前襟翼元件106的側邊緣部分內(nèi)側。在圖4中所示的特定實施方式中，前襟翼元件106并入三個槽110、120、150，而外部圓柱體元件402并入分、別與槽110、120、150對齊且直接流體連通的三個槽406、408、410。(先前在圖2中描述了槽110和120)。在一個實施方式中，槽110、120、150、406、408、410包括狹窄的矩形開口。槽110的離開端終止在前襟翼元件106蒙皮的上表面136處，而槽110的進入端終止在形成于外部圓柱體元件402中的槽406處；槽120的離開端終止在前襟翼元件106蒙皮的側邊緣140處，而槽120的進入端終止在形成于外部圓柱體元件402中的槽408處；以及槽150的離開端終止在前襟翼元件106蒙皮的下表面148處，而槽150的進入端終止于形成在外部圓柱體元件402中的槽410處。前襟翼元件106的蒙皮可以是(傳統(tǒng)的)鋁、復合材料或其他材料(例如，新的基于鋁的材料，其能夠與復合材料一樣堅固和重量輕)。在某些應用中(主要為軍事應用)，存在由鈦制 造的襟翼區(qū)段(避免受來自發(fā)動機的熱流影響)。由于圖4中所示的配置(即具有八個螺旋形槽)，在外部圓柱體元件402內(nèi)側的內(nèi)部圓柱體元件404旋轉期間，彼此隔開的八個空氣射流將同時離開每個襟翼槽110、120、150。通過八個螺旋形槽412的一部分遇到形成在外部圓柱體元件402中的相對的槽406、408、410的一部分而確定每個空氣射流的位置。在其他的實施方式中，在內(nèi)部圓柱體元件中形成的螺旋形槽的數(shù)目可以與八個不同，例如，一個到七個?？商鎿Q地，螺旋形槽的數(shù)目可以大于八個。圖4顯示出在一個螺旋形槽412重疊連接到前襟翼元件106的上表面136的槽110時通過前襟翼元件106的橫截面切口。這是沿槽110移動的射流(圖4中箭頭J所表示的)穿過該特定橫截面的瞬間。根據(jù)本文中所公開的多個實施例，內(nèi)部圓柱體404是旋轉元件，其旋轉速度由電動馬達控制。內(nèi)部圓柱體元件404可以具有一個或更多個螺旋形槽，所述螺旋形槽的寬度大約等于在外部圓柱體402中形成的槽和襟翼槽的寬度。高壓空氣提供給由內(nèi)部圓柱體404形成的內(nèi)部管道414的一端。當內(nèi)部圓柱體404旋轉時，有限的開口形成在螺旋形槽暫時重疊外部靜止圓柱體402的槽的流動位置處，因而迫使空氣通過相應的襟翼槽并從相應的襟翼槽噴射出并進入外部流。內(nèi)部圓柱體404的連續(xù)旋轉有效地生成橫穿襟翼槽的空氣射流，例如從一端到另一端。在具有八個螺旋形槽的實施方式中，每個螺旋形槽包括一個轉向，可以生成八個空氣射流。通過提供四個螺旋形槽可以實現(xiàn)相同的效果，每個螺旋形槽包括兩個轉向；或兩個螺旋形槽可以實現(xiàn)相同的效果，每個螺旋形槽包括四個轉向，等等?？商鎿Q地，離開襟翼槽的空氣射流的數(shù)目可以不同于八個。例如，具有四個螺旋形槽并且每個螺旋形槽包括一個轉向的內(nèi)部圓柱體將同時生成四個空氣射流。通過提供兩個螺旋形槽且每個螺旋形槽包括兩個轉向等等可以實現(xiàn)相同的效果。空氣動力學元件內(nèi)的每個槽可以鏈接到單個致動器。然而，也可以考慮可選的安置。例如，每個槽可以鏈接到一組成直線的致動單元。圖5示出了根據(jù)可替換的實施例的致動器組件500的部件。致動器組件500包括內(nèi)部圓柱體元件502和外部圓柱體元件506，內(nèi)部圓柱體元件502被顯示為從外部圓柱體元件506拆開。圖5中的箭頭510表明內(nèi)部圓柱體元件502在裝配期間可以滑入外部圓柱體元件506中。當插入時，內(nèi)部圓柱體元件502相對于外部圓柱體元件506可旋轉。外部圓柱體元件506固定地安裝或安置在空氣動力學元件內(nèi)，例如圖2中所示的襟翼元件。外部圓柱體元件506包括筆直的縱向槽508，該縱向槽508將與相應的襟翼槽(圖5中未示出)流體連通，且與相應的襟翼槽共同延伸。
圖5中描述的內(nèi)部圓柱體元件不同于圖4中描述的內(nèi)部圓柱體元件，區(qū)別在于該內(nèi)部圓柱體元件502具有沿具有四個轉向的單個螺旋形線路布置的間隔開的多個槽，然而圖4中所示的實施例具有八個螺旋形槽,每個螺旋形槽包括單個轉向。在圖5中所示的特定實施方式中，存在沿具有四個轉向的單個螺旋形線路前進的一組間隔開的槽504。在其他的實施方式中，在內(nèi)部圓柱體元件內(nèi)形成的間隔開的槽的組數(shù)可以不同于一組。例如，類似于圖4中所示的實施例，可以在內(nèi)部圓柱體元件內(nèi)形成八組間隔開的槽，其中每組槽沿具有一個轉向的各自的螺旋形線路前進?？商鎿Q地，可以存在四組間隔開的槽，每組槽沿具有兩個轉向的各自的螺旋形線路前進，等等。此外，與之前討論的具有變動螺距的螺旋形槽相一致，沿路布置有多組間隔開的槽的螺旋形線路可以具有變化的螺距。在內(nèi)部圓柱體元件404中的單個螺旋形槽(圖4中所示)能夠生成(結合外部圓柱體元件402的筆直的縱向槽)空氣射流，該空氣射流從靠近一端到靠近另一端地橫穿在前襟翼元件106中形成的相應的筆直的縱向槽，僅當空氣射流已到達或幾乎到達發(fā)動空氣射流的槽的相對端時才被消除。相反，在內(nèi)部圓柱體元件502內(nèi)的單組間隔開的槽(例如，圖5中所示的組504)不生成連續(xù)橫穿襟翼槽的射流。作為替代，每組中的每個槽在該槽與 外部圓柱體元件506中形成的槽508的每次重疊時將生成各自的空氣射流。例如，如果圖5中所示的一組間隔開的槽被對稱地布置在內(nèi)部圓柱體元件502的圓周上，并且如果組504中的槽被彼此等距地間隔開，那么在內(nèi)部圓柱體元件502旋轉同時加壓空氣被提供給其內(nèi)部管道期間，相應的四組空氣射流將從相應的襟翼槽間歇地噴出(因為成組的槽繞內(nèi)部圓柱體元件四次)。每組的空氣射流由于內(nèi)部圓柱體元件的進一步旋轉而被迅速消除，然后將噴射新一組的射流。該模式繼續(xù)，不同的是，第一組的四個空氣射流在某一時刻離開襟翼槽，而然后第二組的四個空氣射流在稍后的時刻離開襟翼槽，第二組的所有空氣射流與已生成第一組空氣射流的各個位置相距相同的增量距離(如果沿間隔開的槽前進的螺旋形線路的螺距是恒定的)。用這種方式，連續(xù)的空氣射流組呈現(xiàn)為間歇的，并且增量地排出穿過襟翼槽的長度。根據(jù)進一步的變型，代替多組間隔開的槽的是，內(nèi)部圓柱體元件可以形成具有不同于槽的形狀的多組間隔開的孔洞，例如圓形孔洞。
根據(jù)參考圖2和圖4所述的實施例，空氣動力學元件是耦接到飛行器的機翼的襟翼。存在一些不同類型的襟翼，例如克魯格(Krueger)襟翼、簡單襟翼、分裂式襟翼、富勒(Fowler)襟翼、開縫襟翼、簡單鉸接襟翼和/或任何其他合適類型的襟翼。然而，本文中所公開的降噪、減輕尾流裝置并不限于應用于襟翼，而是也可以安裝在副翼、射流偏向器、繞流器、氣閘和安裝在固定翼飛行器上的縫翼中，安裝在固定翼飛行器的翼端或小翼中，和安裝在旋翼飛行器的葉片尖端中?，F(xiàn)在將參考圖3描述具有廣泛應用的降噪、減輕尾流裝置的結構。圖3 —般地描述了用于降低由平臺302 (例如，飛行器或直升機)的空氣動力學元件306的邊緣產(chǎn)生的噪聲的設備300，其一般的描述涵蓋了本文中已經(jīng)公開的實施例。空氣動力學元件306可以是先前所述的飛行控制表面、機翼或翼端、或葉片尖端?？諝鈩恿W元件306具有優(yōu)選為筆直的縱向開口的噴射槽326。如圖3所示,空氣動力學元件306并入致動單元310。致動單元310包括外部元件312和內(nèi)部元件316。在圖3中描述的實例中，外部元件312和內(nèi)部元件316可以是先前公開類型的同軸中空圓柱體，內(nèi)部元件可旋轉地安裝在外部元件內(nèi)側。外部元件312具有槽314。外部元件312定位在空氣動力學元件306中，以便噴射槽326和槽314流體連通。優(yōu)選地，槽314和326具有相似的形狀(例如，矩形)和大小。相反，內(nèi)部元件316具有螺旋形槽318，該螺旋形槽318允許內(nèi)部元件的內(nèi)部和外部之間的流體連通。在一個示例性的實例中，形成螺旋形槽318以便螺旋形槽318和槽314的多個部分在內(nèi)部元件的每個角位置重疊。螺旋形槽318和槽314的各自部分每次相交時，其產(chǎn)生各自的重疊區(qū)域。取決于螺旋形槽318可以纏繞內(nèi)部元件316的軸的牢固程度，螺旋形槽318和槽314的多個部分可以重疊或在任何給定時間直接流體連通，因而生成同時離開噴射槽326的多個間隔開的空氣射流。 內(nèi)部元件316和外部元件312可以由各種不同的材料組成。例如但不限于，內(nèi)部元件316和外部元件312可以由鋁、鋼、鈦、復合材料和/或任何其他合適的材料制成。如圖3所示，馬達320耦接到內(nèi)部元件316。馬達320為內(nèi)部元件316提供力，使得內(nèi)部元件316繞其軸旋轉?？刂茊卧?30連接到馬達320?？刂茊卧?30能夠以公知的方式調(diào)節(jié)內(nèi)部元件316的旋轉速度350。例如但不限于，馬達320可以是電動馬達、液壓馬達、風力馬達或任何其他合適類型的馬達。圖3中所示的設備進一步包括流體源322，其提供氣流324到內(nèi)部元件316的內(nèi)部。氣流324是加壓空氣流。氣流324具有的壓力可以大于給定高度的平臺302的相對外部氣壓。在氣流324和外部流之間的壓力差確定離開噴射槽326的每個空氣射流328的速度。控制單元330連接到流體源322?？刂茊卧?30能夠以公知的方式調(diào)節(jié)氣流324的速度和壓力。流體源322可以是包括在平臺302內(nèi)的分離的裝置，例如空氣壓縮機342?？商鎿Q地，流體源322可以是平臺302的發(fā)動機344。平臺302可以構造為排放來自發(fā)動機344的壓縮空氣，從而提供氣流324。如果空氣動力學元件306是直升機的轉動葉片的尖端，那么直升機將攜帶通過管道系統(tǒng)連接到內(nèi)部元件316的專用壓縮機或輔助動力單元。氣流324進入內(nèi)部元件316的內(nèi)部，并且然后向外流動經(jīng)過內(nèi)部元件316的螺旋形槽318、經(jīng)過外部元件312的槽314、并且之后流出空氣動力學元件306的噴射槽326。當氣流324流出噴射槽326時，其離開空氣動力學元件306，從而形成一個或更多個空氣射流，例如空氣射流328。在內(nèi)部元件316具有單個螺旋形槽318的情形中，如前所述，生成的空氣射流的數(shù)目基于該螺旋形槽的轉向的數(shù)目。同樣，如前所述，內(nèi)部元件316可以具有多個螺旋形槽。更具體地，當內(nèi)部元件316旋轉時，開口形成在螺旋形槽318暫時與槽314重疊的多個部分中。氣流324從內(nèi)部元件316的內(nèi)側流過對齊的槽318、314和326，并進入外部氣流場中。結合更高壓力的氣流324，內(nèi)部元件316的連續(xù)旋轉生成一個或更多個空氣射流，例如空氣射流328，該空氣射流在基本與內(nèi)部元件316的軸線垂直的方向上流動。當內(nèi)部元件316繼續(xù)旋轉時，內(nèi)部元件316的旋轉引起每個空氣射流328在與內(nèi)部元件316的軸線平行的方向上行進。每個空氣射流從噴射槽326的一端開始，并且行進至消除所述空氣射流的噴射槽的另一端。如果螺旋形槽的轉向的數(shù)目大于或等于兩個，那么多個間隔的空氣射流將同時噴射，并將以相同的速度連續(xù)移動。內(nèi)部元件316的螺旋形槽318可以構造為使得每次在噴射槽326的一端消除空氣射流時，就在所述噴射槽的另一端生成新的空氣射流。每個空氣射流328沿噴射槽326移動或橫穿噴射槽326。
由螺旋形槽318與槽314重疊的長度確定空氣射流328的長度。由槽314的寬度確定空氣射流328的寬度。由內(nèi)部元件的旋轉速度350和螺旋形槽318的角度或螺距確定空氣射流328橫穿空氣動力學元件306的速度。圖3中所示的平臺302并不意味著暗示對可以實施不同的有利實施例的方式的物理或結構限制?？梢允褂贸怂静考夂?或代替所示部件的其他部件。在一些有利的實施例中，一些部件可以是不必要的。而且，所示的方框是為了說明一些功能部件。當在不同的有利實施例中實施時，這些方框中的一個或更多個方框可以被組合和/或劃分為不同的方框。例如，在一些實施例中，致動單元310可以不包括外部元件312和內(nèi)部元件316。而是，內(nèi)部元件316可以直接旋轉地安裝到空氣動力學元件306。圖6中示出了用于一般應用的氣流分配系統(tǒng)的流程圖。使用流體源322(發(fā)動機排氣、壓縮機)提供高壓輸入以用于運轉所述系統(tǒng)。該流體源通過 主管道604連接到主分配閥門602。當需要渦流/噪聲降低系統(tǒng)時，控制器330通過電氣線路606電致動分配閥門602?？梢杂神{駛員啟動控制器330或可以根據(jù)飛行條件對控制器進行預編程。當主分配閥門602打開時，將加壓空氣通過歧管610分配至一組空氣動力學元件閥門608。打開的閥門608依次地通過內(nèi)部管道614提供加壓空氣至布置在每個空氣動力學元件的左邊緣(L)和右邊緣(R)上的邊緣閥門612。當每個邊緣閥門614打開時,每個邊緣閥門614將合適量的流體通過各自的歧管616分配給定位在每個襟翼邊緣區(qū)域中的每個橫向致動器618。所述流體通過致動器518以沿每個襟翼槽迅速移動的射流的形式排放。如先前所討論的，生成在翼弦方向上迅速移動的非常小的空氣射流陣列可以降低襟翼噪聲。每個噴射槽可以是矩形形狀的，并且具有一定的縱橫比(長邊與襟翼弦對齊)。射流的周期運動改變在其起點的尖端渦流結構，降低了其強度并由此降低了其噪聲污染的地面區(qū)域(noise footprint)。本發(fā)明的另一個獨特特征是減輕尾流。這對于機場環(huán)境中的空中交通具有直接的影響，尤其對于最小化飛行器間隔距離的要求具有直接的影響。分析已經(jīng)示出時變的激勵在降低渦流強度或引入導致破壞渦流穩(wěn)定性的擾動方面非常有效。對于運輸飛行器，這使更短且更安全的間隔距離成為可能，這將減輕機場擁擠。另一個應用是用于旋翼飛行器，其中致動有助于減輕葉片渦流相互作用，因而提高機動性并降低聲波特征和操作風險。本文中公開的實施方式基于當前的致動系統(tǒng)提高了經(jīng)濟性。與恒定鼓風相比較，橫向致動系統(tǒng)引起減小的輸入以及降低的流動需求。這表明橫向致動器可以與更小型的發(fā)動機集成，從而轉化成較小的飛行器重量、較少的發(fā)動機性能下降和較少的空間需求。而且，橫向致動實現(xiàn)的優(yōu)勢對于燃料消耗和排放具有直接的影響。盡管已經(jīng)參考不同的實施例描述了本發(fā)明，但是本領域技術人員將理解，在不偏離本發(fā)明的范圍的情況下，可以做出許多改變以及可以用等價物替代所述元件。例如，可以使用具有少于一個全轉向的螺旋形槽。此外，在不偏離本發(fā)明的實質(zhì)范圍的情況下，可以做出許多改進，從而適應于本發(fā)明教導的特定情形。因此，本發(fā)明并不限于所公開的特定實施例，該特定實施例被公開以作為實施本發(fā)明所考慮的最佳模式。如權利要求中所使用的，術語“飛行器”應當廣泛地解釋為包括以下設備固定翼飛行器和旋翼飛行器；術語“空氣動力學元件”應當廣泛地解釋為包括以下設備飛行控制表面、飛行器機翼和小翼、以及旋翼飛行器葉片；并且術語“側邊緣”應當廣泛地解釋為包括以下設備飛行控制表面的側邊緣、飛行器機 翼的尖端和小翼、以及旋翼飛行器葉片的尖端。
權利要求
1.一種飛行器，包括空氣動力學元件、加壓空氣源、空氣射流致動器和控制器，其中所述空氣動力學元件包括側邊緣和定位在所述側邊緣上或靠近所述側邊緣并且與流動方向基本對齊的開口 ；所述空氣射流致動器包括可旋轉元件，所述可旋轉元件包括內(nèi)部管道和與所述內(nèi)部管道流體連通的開口 ；并且所述控制器可操作以使得所述可旋轉元件的所述內(nèi)部管道被放置為與所述加壓空氣源流體連通，并且還使得所述可旋轉元件旋轉，由此使得所述可旋轉元件的所述內(nèi)部管道通過所述可旋轉元件中的所述開口而與所述空氣動力學元件的所述開口流體連通，因而使來自所述源的加壓空氣能夠以空氣射流的形式離開所述空氣動力學元件的所述開口。
2.根據(jù)權利要求I所述的飛行器，其中所述可旋轉元件的所述開口包括螺旋形槽，所述控制表面的所述開口包括第一槽，并且旋轉的所述可旋轉元件的所述螺旋形槽使得所述空氣射流橫穿所述第一槽。
3.根據(jù)權利要求I所述的飛行器，進一步包括不可旋轉元件，所述不可旋轉元件包括內(nèi)部管道和與所述內(nèi)部管道流體連通的開口以及所述不可旋轉元件的外部，其中所述可旋轉元件和所述不可旋轉元件相互同軸，并且所述空氣動力學元件的所述開口與所述不可旋 轉元件的所述開口流體連通。
4.根據(jù)權利要求I所述的飛行器，其中所述可旋轉元件包括與所述內(nèi)部管道流體連通的多個開口，所述控制表面的所述開口包括第一槽，并且在所述可旋轉元件旋轉期間，每次開口進入與所述第一槽流體連通的狀態(tài)時，旋轉的所述可旋轉元件的所述多個開口中的每個開口使得各自的空氣射流從所述第一槽噴射。
5.根據(jù)權利要求I所述的飛行器，進一步包括閥門，所述閥門在打開狀態(tài)下允許所述可旋轉元件的所述內(nèi)部管道和所述加壓空氣源之間的流體連通，所述閥門的狀態(tài)由所述控制器控制。
6.根據(jù)權利要求I所述的飛行器，進一步包括馬達，所述馬達在被啟動時引起所述可旋轉元件旋轉，所述馬達的啟動由所述控制器控制。
7.根據(jù)權利要求I所述的飛行器，其中所述空氣動力學元件是以下元件中的一個飛行控制表面、小翼、飛行器的翼端或旋翼飛行器的葉片尖端。
8.一種減輕由空氣動力學元件在交通工具的飛行期間產(chǎn)生的噪聲的方法，所述方法包括 (a)在具有上表面和下表面的空氣動力學元件的側邊緣上或靠近所述側邊緣形成槽，該槽將與飛行期間的流動方向基本對齊； (b)連續(xù)地在多個位置使空氣噴射出所述槽，所述位置沿所述槽的長度布置為與所述槽的一端相距隨時間增大的距離。
9.根據(jù)權利要求8所述的方法，其中步驟(b)包括噴射橫穿所述槽的長度的至少一部分的空氣射流，該方法進一步包括當所述空氣射流到達終止點時，消除所述空氣射流。
10.根據(jù)權利要求9所述的方法，其中步驟(b)包括旋轉圓柱體，該圓柱體具有內(nèi)部管道和與所述內(nèi)部管道流體連通的螺旋形槽。
11.根據(jù)權利要求8所述的方法，其中步驟(b)包括在所述多個位置中的相應的一個位置處噴射相應的空氣射流，所述空氣射流在不同時間噴射。
12.根據(jù)權利要求8所述的方法，包括對于兩個不同的槽重復執(zhí)行步驟(a)和(b)，一個槽定位在所述上表面、下表面和側邊緣中的一個上，而第二槽定位在未定位有所述第一槽的所述上表面、下表面和側邊緣中的一個 上。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于降低拖尾渦流和減少由飛行器飛行控制表面的側邊緣、翼端和小翼、和旋翼飛行器的葉片尖端產(chǎn)生的噪聲的系統(tǒng)和方法。公開了一種降噪、減輕尾流裝置，該裝置并入致動器和一個或更多個空氣噴射槽形開口，該開口耦接到致動器且定位在上表面和/或下表面和/或飛行器飛行控制表面的側邊緣或機翼、小翼或葉片的尖端上。致動機構產(chǎn)生以一般流動方向橫穿所述開口的較小且迅速移動的空氣射流組。該致動機構破壞襟翼渦流結構的穩(wěn)定性，從而引起拖尾渦流強度的降低和飛行器噪聲的減少。
文檔編號B64C9/38GK102730185SQ201210103780
公開日2012年10月17日 申請日期2012年4月10日 優(yōu)先權日2011年4月11日
發(fā)明者A·施米勒維馳, A·胡達多斯特 申請人:波音公司