專利名稱：高效超音速層流機(jī)翼的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明總體上涉及效率高的、超音速的、層流機(jī)翼構(gòu)造。本發(fā)明
更具體地涉及以下構(gòu)造領(lǐng)域中的改進(jìn)
a) 翼板，
b) 斜翼梢，
c) 倒置圓角的翼-翼板接合點(diǎn)，
d) 舷內(nèi)前緣襟翼，
e) 混合的普通-分裂式襟翼。
背景技術(shù)：
授權(quán)給Richard Tracy的某些在先美國(guó)專利公開(kāi)了用于高效超音 速飛行的層流機(jī)翼(#5,322，242， #5,518,204， #5,897,076和#6， 149， 101)。 近來(lái)的發(fā)展已經(jīng)引起了五個(gè)領(lǐng)域的改進(jìn)，主要使使用機(jī)翼的飛機(jī)的低 速特性受益。在先的Tracy專利所述的機(jī)翼具有尖銳的、改進(jìn)型雙凸 面的翼面，前緣后掠角小于大約30度以在超音速巡航狀況下維持附著 的震動(dòng)，并且大約2%或更小的厚弦比(t/c)作為機(jī)翼主體上的翼展 平均。機(jī)翼主體不包括舷內(nèi)端附近的區(qū)域，這個(gè)區(qū)域較厚，與主流機(jī) 身區(qū)域相組合件高達(dá)約4%的t/c。
超音速層流機(jī)翼具有幾個(gè)帶來(lái)挑戰(zhàn)的獨(dú)特特性，尤其是在低速飛 行時(shí)。這些包括在亞音速飛行中幾乎任何攻角下都引起分離"氣泡"的 尖銳前緣、由于縱橫比增大帶來(lái)結(jié)構(gòu)重量損失的極薄翼面、以及限制 "區(qū)域支配"機(jī)翼主體以最小化超音速波阻的效力的未掠過(guò)前緣。這些 (以及其它特性)對(duì)于超音速層流機(jī)翼是獨(dú)特的并且由這里所聲明的 單獨(dú)或一起作用的改進(jìn)顯著地減輕，這些改進(jìn)與這種類型的機(jī)翼相組 合件
發(fā)明內(nèi)容
這些改進(jìn)中的兩個(gè)利用飛機(jī)設(shè)計(jì)中已經(jīng)使用的結(jié)構(gòu)，但是與所述 超音速層流機(jī)翼相結(jié)合。這些是"翼板"和"斜"梢。另外的三個(gè)結(jié)構(gòu)對(duì) 于超音速層流機(jī)翼是獨(dú)特的。這些是"倒置的圓角"、前緣的舷內(nèi)端處
的可展開(kāi)襟翼、以及混合的普通-分裂式襟翼系統(tǒng)。所有這5個(gè)在下 面描述。
翼板
翼板是機(jī)翼在機(jī)身和未掠過(guò)主機(jī)翼板的舷內(nèi)端之間的高度掠過(guò)部 分。翼板的前緣優(yōu)選地掠過(guò)機(jī)翼的前部至與機(jī)身的交叉處，并且其后 緣可以是外機(jī)翼后緣的繼續(xù)，或者可在機(jī)身交叉處之后進(jìn)一步掠過(guò)。 前緣優(yōu)選地在最大超音速巡航速度下掠過(guò)超過(guò)馬赫角以具有"亞音速 前緣"。這個(gè)狀況確保了分開(kāi)的激波并且允許翼板的前緣對(duì)于較小的超 音速波阻而言是稍微鈍的和拱形的，并且機(jī)翼的低速提升能力得以改 進(jìn)，或其具有最大"提升系數(shù)"。
翼板在本申請(qǐng)中除了增大最大提升之外還執(zhí)行多個(gè)功能，同時(shí)有 利地影響超音速巡航性能。這些功能如下l.增大翼展，以在較小的 結(jié)構(gòu)重量損失之下改進(jìn)提升效率，2.改進(jìn)機(jī)身和機(jī)翼橫截面的縱向分 布，以實(shí)現(xiàn)較低的超音速波阻，3.在飛機(jī)前部中為燃料提供附加的容 積，4.在亞音速飛行中在中等和高攻角下形成渦流，這傾向于保持附 著在上舷內(nèi)機(jī)翼表面上的流動(dòng)以獲得更好的提升和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣流質(zhì) 量，5.有助于在機(jī)翼的舷內(nèi)部分上維持層流，以及6.提供用于安裝起 落架的結(jié)構(gòu)硬點(diǎn)(hard point)以及用于起落架回收的空間。
斜梢
"斜梢"是機(jī)翼高度掠過(guò)的側(cè)緣，或翼梢，其可具有尖銳或稍微鈍 邊，只要其在最大巡航速度下掠過(guò)超過(guò)馬赫角。這種斜梢給所述類型 的機(jī)翼增加了兩個(gè)重要的貢獻(xiàn)。
斜梢增加了翼展并且因而增加了縱橫比，而沒(méi)有常規(guī)圓形邊或鈍 邊那樣引起潤(rùn)濕區(qū)域和結(jié)構(gòu)彎曲的相關(guān)波阻。更重要地，在低速飛行中，斜梢在高至中等攻角時(shí)產(chǎn)生"巻起"渦流，該渦流保持附著至翼梢 的上表面。附著的梢部渦流延遲了前緣分離氣泡的產(chǎn)生和機(jī)翼外部上 引起的提升損失。這又增大了機(jī)翼的最大提升并且防止或延遲與外部 機(jī)翼提升損失相關(guān)的梢部渦流的舷內(nèi)運(yùn)動(dòng)。結(jié)果是水平尾部上自攻角 的較低下沖氣流導(dǎo)數(shù)，提供更大的縱向穩(wěn)定性和降低的上仰傾向。
倒置的圓角(Reversed Fillet)
大多數(shù)飛機(jī)上的機(jī)翼-翼板(或翼身)接合點(diǎn)受到與機(jī)翼和機(jī)身 表面平滑地混合的"圓角"或凹形表面形式的具體處理。這個(gè)圓角通常 與前緣和機(jī)身之間在平面圖中的凹形曲線相關(guān)聯(lián)。
對(duì)于層流機(jī)翼而言，避免過(guò)度邊界層橫流的需要在機(jī)翼前緣至翼 板(或機(jī)身)接合點(diǎn)處非常困難，因?yàn)榻雍宵c(diǎn)處大的沖洗氣流引起馬 赫波(壓力擾動(dòng))以及機(jī)翼表面上局部較高的弦向壓力梯度。這些作 用會(huì)引起邊界層橫流的局部臨界水平，這又能使內(nèi)機(jī)翼的主要部分上 的層流不穩(wěn)定，導(dǎo)致湍流邊界層和較高的表面摩擦阻力。然而，通過(guò) 使前緣輪廓在翼板(或機(jī)身)接合點(diǎn)處為凸形以便避免翼板接合點(diǎn)處 的局部掠過(guò)或甚至使之稍微反向，橫流能降低至臨界水平之下并且漸 變至顯著降低的湍流。
舷內(nèi)前緣襟翼
前緣與翼板(或機(jī)身)結(jié)合處附近強(qiáng)烈的上沖氣流連同尖銳的前 緣一起的第二個(gè)后果是，前緣分離"氣泡"的過(guò)早生成導(dǎo)致機(jī)翼舷內(nèi)部 分上提升的較早損失。這導(dǎo)致了最大提升延遲至高攻角。全翼展的前 緣襟翼能延遲前緣"氣泡"的形成和生成，但是這種設(shè)備具有非常薄且 尖銳的層流機(jī)翼前緣，機(jī)械上很笨拙，并且如果可能的話，也是難以 在沒(méi)有任何將排除層流的表面間隙或擾動(dòng)之下實(shí)施。
更實(shí)際的解決方案是僅延伸過(guò)翼板或機(jī)身舷外翼展的舷內(nèi)15% 的前緣襟翼。這種設(shè)備，例如從前緣向前延伸的Kruger襟翼，已經(jīng) 由所有人實(shí)驗(yàn)顯示為對(duì)于這種類型的機(jī)翼非常有效。Krnger襟翼能通過(guò)各種方式在最小的前緣機(jī)械化下從翼板(或機(jī)身)展開(kāi)，例如從翼 板(或機(jī)身)中的腔橫向地移動(dòng)襟翼，或者通過(guò)將其從翼板(或機(jī)身) 中的裝載位置繞著豎直樞軸線擺動(dòng)。
混合的普通-分裂式襟翼
薄的層流機(jī)翼不適合于多元件的開(kāi)縫襟翼、開(kāi)縫的福勒襟翼，或
者甚至"zap，，襟翼，因?yàn)槿狈?nèi)部空間以及不希望的外部鉸鏈和航跡。 由于這些原因，普通的鉸鏈后緣襟翼是最實(shí)際的方法。然而，尤其在 尖銳前緣機(jī)翼中可能產(chǎn)生的提升增量受限于襟翼上表面的分離。
普通的分裂式襟翼(下表面僅偏轉(zhuǎn))具有比普通襟翼稍高的最大 提升能力，但是存在著波阻損失。在任何情況下，分裂式襟翼將不會(huì) 與用于有效亞音速和近音速巡航的少量襟翼偏轉(zhuǎn)的需要相一致，然而 這對(duì)于層流超音速機(jī)翼的大多應(yīng)用來(lái)說(shuō)是需要的。
對(duì)于這種類型的機(jī)翼，分裂式和普通襟翼的混合組合件提供了獨(dú) 特的優(yōu)點(diǎn)?；旌系姆至咽浇笠順?gòu)造為使得襟翼下表面的一部分能相對(duì) 于普通襟翼向下偏轉(zhuǎn)。分裂式襟翼鉸鏈線能與普通襟翼鉸鏈共同定位， 或者優(yōu)選地在其之后定位，靠近普通襟翼的弦線中點(diǎn)。在偏轉(zhuǎn)時(shí)，分 裂式襟翼通過(guò)降低尾流壓力和降低襟翼上表面后緣處的反向壓力梯度 來(lái)延遲普通襟翼上表面上的分離。由于普通襟翼的外部是最容易出現(xiàn) 這種分離之處，分裂式襟翼還減輕了梢部失速，并且使下沖氣流增大， 這將會(huì)如以上與斜梢相關(guān)地描述那樣產(chǎn)生。
圖1示出了超音速飛機(jī)的機(jī)翼、翼板、襟翼和前緣襟翼；
圖2是超音速機(jī)翼的平面圖，示出了圖3中襟翼結(jié)構(gòu)的位置；以
及
圖3是超音速層流機(jī)翼的翼面的剖面圖，示出了后緣和舷內(nèi)前緣 襟翼結(jié)構(gòu)。
具體實(shí)施例方式
在附圖中，優(yōu)選的超音速飛機(jī)10具有機(jī)身11、包括左和右機(jī)翼區(qū)段12a和12b的薄層流機(jī)翼12、緊靠機(jī)身相對(duì)側(cè)面的噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)13、 以及尾部14。
翼板在15處示出為機(jī)翼在機(jī)身11和低掠過(guò)主機(jī)翼板的舷內(nèi)端16 之間的高掠過(guò)部分。其它翼板特性參照上面。
每個(gè)機(jī)翼區(qū)段的斜梢在17處示出，并且具有如上所述的特性。
每個(gè)翼板-機(jī)身接合點(diǎn)前緣的倒置的圓角構(gòu)造在19處示出，并且 具有如上所述的特性。
每個(gè)機(jī)翼區(qū)段的舷內(nèi)前緣襟翼在18處示出，并且具有如上所述的 特性。
用于每個(gè)翼板-機(jī)身結(jié)合處的前緣的倒置的圓角結(jié)構(gòu)在19處示 出，并且具有如上所述的特性。
用于每個(gè)機(jī)翼區(qū)段的舷內(nèi)前緣在18處示出，并且具有如上所述的 特性，而且與機(jī)身或翼板內(nèi)的腔相關(guān)聯(lián)。
每個(gè)機(jī)翼區(qū)段的混合的普通-分裂式襟翼在21處示出，并且具有 如上所述的特性，并且包括普通襟翼21a和分裂式襟翼21b。襟翼的 適合致動(dòng)器示意性地在35處示出，并且可與機(jī)身或翼板內(nèi)的腔相關(guān) 聯(lián)。21b的鉸接線在21c處示出。在圖3中，分裂式襟翼的鉸接線可 相對(duì)于普通襟翼21a共同定位在21c處或定位在其后面。
在圖3中，普通襟翼21a相對(duì)于基本上與風(fēng)平面一致的平面向下 偏轉(zhuǎn)第一角度并且分裂式襟翼21b相對(duì)于所述平面向下偏轉(zhuǎn)第二角 度，第二角度大于第一角度。
類似的關(guān)系存在于分裂式襟翼的鉸鏈線在21c處共同定位的情況下。
權(quán)利要求
1. 超音速飛機(jī)上改進(jìn)的超音速層流機(jī)翼結(jié)構(gòu)，所述結(jié)構(gòu)具有一個(gè)或多個(gè)以下方面a)在機(jī)翼舷內(nèi)區(qū)域的前方延伸的翼板；b)斜翼梢，c)翼板或機(jī)身接合點(diǎn)處的倒置的圓角，d)延伸超過(guò)舷內(nèi)機(jī)翼板跨度小于大約15％的舷內(nèi)前緣襟翼，e)與風(fēng)相關(guān)并且具有可相對(duì)于普通襟翼區(qū)域向下偏轉(zhuǎn)的下表面部分的混合普通-分裂式襟翼。
2. 如權(quán)利要求l所述的組合件，其中所述翼板具有在飛機(jī)的最大 超音速度下掠過(guò)超過(guò)馬赫角的前緣。
3. 如權(quán)利要求2所述的組合件，其中所述翼板具有i) 鈍的前緣，ii) 拱形。
4. 如權(quán)利要求l所述的組合件，其中所述斜翼梢具有i) 鈍角前緣，ii) 在超音速飛機(jī)的最大巡航速度下掠過(guò)超過(guò)馬赫角。
5. 如權(quán)利要求1所述的組合件，其中所述倒置的圓角在所述接合 點(diǎn)處具有凸形前緣輪廓。
6. 如權(quán)利要求1所述的組合件，其中所述舷內(nèi)前緣襟翼定位為從 以下的一個(gè)或兩個(gè)展開(kāi)i) 翼板或機(jī)身中的腔，ii) 圍繞與翼板或機(jī)身相關(guān)的樞軸線。
7. 如權(quán)利要求1所述的組合件，其中所述混合的普通 一 分裂式襟 翼是后緣襟翼并且具有以下之一i) 與普通襟翼鉸鏈線共同定位的分裂式襟翼鉸鏈線，ii) 定位在普通襟翼鉸鏈線后面的分裂式襟翼鉸鏈線。
8. 如權(quán)利要求7所述的組合件，其中所述普通襟翼向下偏轉(zhuǎn)第一角度并且分裂式襟翼向下偏轉(zhuǎn)第二角度，其中第二角度超過(guò)第一角度。
9. 如權(quán)利要求4所述的組合件，其中所述倒置的圓角具有所述接 合點(diǎn)的凸形前緣輪廓。
10. 如權(quán)利要求8所述的組合件，其中所述舷內(nèi)前緣襟翼定位為 從以下的一個(gè)或兩個(gè)展開(kāi)i) 翼板或機(jī)身中的井，ii) 圍繞與翼板或機(jī)身相關(guān)的樞軸線。
11. 如權(quán)利要求9所述的組合件，其中所述混合的普通-分裂式 襟翼是后緣襟翼并且具有以下之一 i) 與普通襟翼鉸鏈線共同定位的分裂式襟翼鉸鏈線，ii) 定位在普通襟翼鉸鏈線后面的分裂式襟翼鉸鏈線。
全文摘要
超音速飛機(jī)上改進(jìn)的超音速層流機(jī)翼結(jié)構(gòu)具有一個(gè)或多個(gè)以下方面在機(jī)翼舷內(nèi)區(qū)域的前方延伸的翼板、斜翼梢、翼板或機(jī)身接合點(diǎn)處的倒置的圓角、延伸超過(guò)舷內(nèi)機(jī)翼板跨度小于大約15％的舷內(nèi)前緣襟翼、具有可相對(duì)于普通襟翼區(qū)域向下偏轉(zhuǎn)的下表面部分的混合普通-分裂式襟翼。
文檔編號(hào)B64C9/06GK101547829SQ200780044418
公開(kāi)日2009年9月30日 申請(qǐng)日期2007年10月17日 優(yōu)先權(quán)日2006年10月18日
發(fā)明者J·D·蔡斯, M·亨德森, P·斯圖爾扎 申請(qǐng)人:Aerion公司