开缝的飞行器机翼的制作方法

专利名称：开缝的飞行器机翼的制作方法
技术领域：
概括来说，本发明涉及飞行器，尤其涉及开缝的飞行器机翼以及改善飞行器巡航性能的方法。
背景技术：
许多飞行器的机翼都使用常规翼型进行设计。常规翼型的上下表面汇合形成钝头的或圆的前缘，以及尖锐的后缘。
常规翼型也被用于跨音速机翼(即，为跨音速飞行所设计的机翼)。当飞行器上的气流速度是亚音速流(例如，小于声速的流速度)和超音速流(例如，大于声速的流速度)的混合时，飞行器就会进行跨音速飞行。机翼上表面流动的空气由于上表面弯曲率而被加速以产生升力。结果，在飞机上的一部分气流达到声音速度(例如，达到声速)时的飞行器的速度可能小于一个马赫数。
简要地说，马赫数就是飞行器的飞行速度与飞行器当前高度处声音速度的比率。当飞行器以声音的速度飞行时会达到一马赫。临界马赫数(Mcrit)就是沿飞行器的气流在某处达到声音速度时飞行器飞行速度的马赫数当飞行器上任意部分的气流确实达到声音速度时，就会在此处产生激波。如果飞行器的马赫数超过了临界马赫数，那么翼型的上下表面都会产生超音速气流，从而导致在整个翼型上产生激波。在跨音速飞行时，常常会存在由激波划界的多个局部超音速区域。
越过激波，空气的压力和密度都大大增加，从而导致非等熵的或者不可恢复的损失，被归类为波阻。当飞行器的马赫数增加时，阻力会明显地骤增，即被称为是跨音速阻力增长。激波会减慢气流，并因此增加压力，导致越过激波出现逆压梯度。取决于激波的强度，所述逆压梯度可造成气流在激波底部处与机翼表面出现局部分离。在跨音速飞行过程中，激波以及由激波引起的边界层分离一直是飞行器整个阻力的主要组成部分。
跨音速阻力开始大幅增加时的马赫数被称为“阻力散度马赫数”(Mdd)。由于飞行器的马赫数稍稍超过阻力散度马赫数就会导致飞行器阻力的明显增加，所以在这种条件下进行操作在经济上常常是不切实际的。
已经采用了多种方法，用于将跨音速阻力提高到较高马赫数，从而减少在给定跨音速速度上的波阻。一些比较通用的方法包括使用制造成本较昂贵的大后掠翼、薄翼型和后突起(aft-camber)的机翼。超临界翼型产生较高的临界马赫数。超临界翼型一般都具有能够减少气流加速度的扁平化的上表面以及能够提供大部分升力的高突起后部段。后部加载的机翼将升力的中心后移，从而导致较大下俯力矩。下俯力矩的增加最终都需要机翼和水平尾翼的加倍运转以平衡飞行中的飞行器。与平衡飞行器有关的阻力即指配平(trim)阻力。较大的下俯力矩一般会增加配平阻力。
除了考虑空气动力学因素之外，其他因素也会限制实际翼型的薄厚程度。例如，较薄的机翼提供的燃料容量较小。而且，由于较薄机翼具有较浅的结构箱，所以使用较薄机翼常常会增加机翼的整体重量。
使用较大机翼也可以增加阻力散度马赫数，从而减少在给定跨音速飞行速度下的波阻。对于较大的机翼面积，需要使用具有较低升力系数的翼型，从而也会导致较小的波阻。不过，较大机翼的增大的润湿(wetted)面积通常会使机翼表面的摩擦阻力增加到某一程度，致使附加的表面摩擦阻力能够抵消或者超过任何波阻的减少。
名称为“具有非后掠开缝巡航机翼翼型的飞机”的美国专利6,293,497揭示了一种非后掠的、或者基本上非后掠的机翼，该种机翼使用开缝巡航翼型技术，与后掠式未开缝飞行器机翼相比，具有较高的巡航速度，同时在低速飞行时也可获得较大的升力。美国专利6,293,497的全部内容合并在这里作为参考，充分地进行论述。

发明内容
飞行器机翼包括至少一个前端翼型元件和至少一个后端翼型元件。在所述机翼的至少一个跨音速状态期间，所述机翼应该开有至少一个缝。所述缝可以仅仅沿着翼展的一部分向翼展方向延伸，也可以沿着整个翼展向翼展方向延伸。在任意一种情况下，所述缝都可以使沿所述前端翼型元件的下表面流动的部分空气分离，并使其在所述后端机翼元件的上表面上流动，从而改善了跨音速状态的性能。在示例性实施例中，所述机翼包括一个部分翼展缝，所述缝优选从大约翼展中间开始并向外延伸至翼尖，至少能使翼尖效应大大削弱或超过所述缝效应。
本发明的另一种形式提供了用于飞行一个飞行器机翼的一些方法。在一个实施例中，一种方法基本包括在至少一个跨音速状态下对设定于前端翼型元件和后端翼型元件之间的缝进行调整，从而使跨音速状态的性能得到改善。
在另一个实施例中，一种方法基本包括使用一个缝，在飞行器机翼的至少一个跨音速状态中使沿机翼下表面流动的部分空气转向以使其分离并在机翼上表面流动。所述空气的转向至少会延迟导致阻力增加的气流分离，从而在跨音速状态下改善性能。
在进一步的实施例中，一种方法基本包括在巡航状态时驱动襟翼装置以调整所述襟翼装置，从而改善巡航状态时的性能。
通过本文后面的详细描述，可以明显得出本发明应用的更深领域。应该理解的是，详细的说明和具体的实例在说明本发明至少一个示例性实施例的同时，其目的仅仅是为了说明，而不是限制本发明的范围。


通过详细描述和附图可以更完整地理解本发明，其中图1是根据本发明的一个实施例所述的包括部分翼展缝的后掠翼的俯视图；
图2是根据本发明的另一实施例所述的包括全翼展缝的后掠翼的俯视图；图3是常规未开缝机翼的俯视图，图中示出了在中等巡航速度升力系数和马赫数时的激波位置以及超音速气流区域；图4是图1所示的部分翼展开缝机翼的俯视图，图中示出了在中等巡航速度升力系数和马赫数时的激波位置以及超音速气流区域；图5是图2所示的全翼展开缝机翼的俯视图，图中示出了在中等巡航速度升力系数和马赫数时的激波位置以及超音速气流的区域；图6是图1所示的机翼的侧剖面视图，图中示出了根据本发明所述的一个实施例用于巡航飞行时，在平面结构突变点的开缝机翼区域的前端和后端翼型剖面；图7是图1所示的机翼的侧剖面视图，图中示出了根据本发明的一个实施例所述的非开缝机翼区域在根部和平面结构突变点处的翼剖面；图8示出了如图6所示的前端和后端翼型剖面重叠于图7所示的平面结构突变点的翼型剖面；图9是总结了风洞测试结果所得的线形图，风洞测试所使用的模型中一个是装有部分翼展缝的机翼、机身和垂直尾翼的模型，另一个是带有常规跨声速机翼、机身和垂直尾翼的模型；图10是总结了风洞测试结果所得的线形图，风洞测试所使用的模型中一个是装有部分翼展缝的机翼的飞行器模型，另一个是装有常规跨音速机翼的飞行器模型；图11是根据本发明的另一实施例所述的包括翼尖设备的开缝机翼的俯视图；图12是与调整并调整所述缝的开缝机翼的操作相关的主动控制系统的简单方框图；图13是根据本发明的另一实施例所述的带有两个部分翼展缝的机翼的俯视图；图14是根据本发明的另一实施例所述的带有两个部分翼展缝的机翼的俯视图；图15开缝机翼的俯视图，其中所述缝包括多个独立可调整区段；图16A示出了常规非开缝翼型的压力分布；
图16B示出了开缝翼型的压力分布；图17是二维开缝翼型设计的气流或者压力场的计算流体动力学(CFD)模型样本；图18A是按照本发明的至少一个实施例所述的部分翼展开缝机翼的有限元模型的透视图；图18B是如图18A所示的襟翼支架的更详细的透视图；图19A和19B是根据本发明的至少一个实施例所述的分别带有和不带有襟翼支架的部分翼展开缝机翼的下机翼表面上的气流场或压力场的三维CFD模型样本；图20是示出带有单开缝的后缘襟翼的翼型的被收起的侧视图；图21是如图20所示的翼型的侧视图，示出其单开槽的后缘襟翼被部分地展开；图22是如图20所示的翼型的侧视图，但其单开缝的后缘襟翼被展开的偏移角度比图21的角度大些。
具体实施例方式
下面对本发明的不同实施例所进行的说明仅仅是对其本质的示例性描述，并不是对本发明、其应用、或者用途进行限制。例如，本发明的各个实施例被期望可广泛地应用到各种飞行器上(例如，尤其不局限于战斗机、商务机、私人机、超音速冲击式飞行器等)而不用考虑飞行器驾驶的方式(例如，尤其是直接式、遥控式、自控式或者结合式等)。因此，此处特定引用的飞行器不应该理解为限制本发明的范围。而且，本发明的各个实施例也被期望可广泛地应用到飞行器产生升力的表面上(例如，尤其不局限于固定机翼、可变几何机翼、旋转机翼、右半翼展机翼、左半翼展机翼、全翼展机翼、直机翼、后掠翼、三角翼、水平尾翼、锥形翼、非锥形翼、斜翼等)。因此，此处特定引用的机翼不应该理解为限制本发明的范围。
而且，下面的描述中所使用的特定术语也仅仅是为了指代的目的，因此并不用于进行范围的限制。例如，术语“上部”、“下部”、“在上面”和“在下面”指的是参考附图中的方向。术语“前”、“后”、“背部”和“侧面”描述了元件某些部分的方向，其中这些引用是前后一致的但并不局限于此，可以参考描述所讨论元件的文本和相关附图进行理解。这类术语可以包括上面专门提到的单词、衍生词以及相似含义的单词。相似地，对结构进行指代的“第一”、“第二”和其他数词并不表示序列或顺序，除非在上下文中已清楚地进行了说明。
图1示出了根据本发明的一个实施例所述的飞行器后掠翼10。如图所示，所述后掠翼10包括前端翼型元件36和后端翼型元件38。在所述机翼10的至少一个跨音速状态中，所述前端翼型元件36和所述后端翼型元件38之间设定了至少一个部分翼展缝12。
图2示出了后掠翼110的另一实施例。如图所示，所述后掠翼110包括前端翼型元件136和后端翼型元件138。在所述机翼110的至少一个跨音速状态中，所述前端翼型元件136和所述后端翼型元件138之间设定了至少一个全翼展缝112。
所述部分翼展缝12和所述全翼展缝112使沿前端元件36、136的下表面流动的部分空气分离并在所述尾端元件38、138的上表面20、120上流动，从而使机翼运行在进入或接近机翼的跨音速阻力增加区段或接近高速抖振边界的一个或多个阶段中改善其性能；其中跨音速巡航状态和跨音速操纵状态就是这中阶段的实例。至少在一些实施例中，所述部分翼展缝12和全翼展缝112都包括设定于所述前端和后端翼型元件之间的气动力学上光滑、不带有(非流线型内凹)内凹的通道，如下面所述。
这里所使用的“部分翼展缝”涉及并包括一个或多个缝，每个缝都仅仅沿着机翼翼展的一部分向翼展方向延伸。也就是说，所述部分翼展开缝机翼并不具有完全从翼根向翼尖延伸的单个缝。在示例性实施例中，所述部分翼展开缝机翼的缝优选从大概或者稍稍从翼展中部向里一点开始然后向外延伸至翼尖，至少要使翼尖效应大大削弱或者超过缝效应。图1示出了带有部分翼展缝12的示例性机翼10。
这里所使用的“全翼展缝”涉及并包括基本从翼根近端开始不断延伸基本到翼尖(至少要到翼尖效应使缝效应下降)的缝，不包括连接位于所述全翼展缝之前和之后的机翼结构元件所必要的支撑架。这种支撑架一般会影响到机翼下表面上的全翼展缝的入口，但是不会影向到机翼上表面的全翼展缝的出口。图2示出了从翼根114延伸到翼尖116的示例性全翼展缝112。
这里所使用的“跨音速巡航状态”涉及并包括机翼的相对高速阶段，经过机翼的气流如图所示包括超音速气流局部区域，例如，图3、4和5。换句话说，进入或接近机翼跨音速阻力增加区段或接近高速抖振边界的机翼以相对高速巡航。而且，这里所使用的“跨音速状态”涉及并包括一个或多个飞行阶段，在其中机翼进行飞行，但并不必要进行巡航飞行时，进入或接近机翼的跨音速阻力增加区段或接近高速抖振边界。所述机翼的示例性跨音速状态包括，但是并不局限于，跨音速巡航状态和跨音速操纵。
图1和图2是当前应用于商务飞行器上的右机翼设计方案的简化平面结构，上述两个图中的设计方案分别安装有部分翼展缝和全翼展缝。所述商务飞行器也包括一个在飞行曲线内具有基本相同性能的左机翼。因此，当所述右机翼设置有缝时，所述左机翼(未示出)常常也设置有等价部件或相对应的缝。
关于半翼展机翼的术语(例如，右机翼和左机翼)，0％的半翼展部位一般已知为右机翼和左机翼对称或成镜像的位置。一般情况下，0％的半翼展部位为机翼所附着的机身的中部。当讨论半翼展机翼时，术语“半翼展”指的是从0％半翼展部位到位于翼尖的100％半翼展部位的距离。不过，应该注意的是，本发明的实施例不应该局限于在半翼展机翼内，同样也可应用于全翼展机翼上(例如，尤其是飞行机翼)。而且，如图11所示，这里所使用的术语“翼展”和“半翼展”不包括一个或多个可以安装或设置于翼尖的翼尖设备。不过，这不应该用于限制本发明的范围，本发明的实施例被期望可广泛地应用到各种机翼上，包括但不局限于，带有翼尖设备的机翼以及不带有翼尖设备的机翼。在其他实施例中，所述翼尖设备确实可以设置于部分翼展缝或全翼展缝的至少一部分中。
进一步参考图1，所述部分翼展缝12可以沿所述机翼10的半翼展中在所述机翼10的跨音速状态时出现气流分离导致阻力增加的部分向翼展方向延伸。部分翼展缝12可以放置在所述机翼10上的三维气流的流体动力学计算模拟建议的会导致机翼上表面20上的气流分离压力场的位置。
在示例性实施例中，所述部分翼展缝12从大概半翼展部位28向大概半翼展部位30延伸。所述半翼展部位28和30分别与耶胡迪(Yehudi)点或平面结构突变点32和翼尖16相一致，虽然实际情况并不需要如此。在其他实施例中，所述部分翼展缝12可以从其他内侧位置开始，这些位置中所述缝的包含物不会妨碍低速控制表面或者干扰例如油箱和起落装置的其他元件与所述机翼10的平面结构进行的集成。而且，所述部分翼展缝不需要完全延伸至所述翼尖。相反，所述部分翼展缝基本上可以延伸至所述翼尖，但当翼尖效应对由所述缝改善的性能有所削弱时停止。
所述部分翼展缝12和全翼展缝112(图2)的特定弦向位置很可能至少部分由下列考虑而确定，例如特定低速控制表面以及例如油箱和起落装置的其他元件与所述机翼平面结构进行的集成。在一个示例性实施例中，每个缝12和112的翼弦方向位置位于翼弦的大概70％-大概90％处。
在使用过程中，每个缝12和112都可以使沿所述前端翼型元件36、136的下表面18流动的部分空气分离，并使其在所述后端翼型元件38、138的上表面20、120上流动。在这种情况下，所述缝至少延迟了边界层分离并将由超音速气流所产生的激波进一步推到机翼后部。缝的存在对于整个上机翼表面的超音速气流(使用区域B表示)和激波位置(使用实线A表示)的效应(缝效应)可以通过比较图3(未开缝机翼)、4(部分翼展开缝机翼)、和5(全翼展开缝机翼)而看出。如下面所述，这种“缝效应”改善了跨音速状态中机翼的性能。
“缝效应”防止或者至少延迟边界层分离所采用的方式如下面所描述，并在名为“具有非后掠开缝巡航机翼翼型的飞机”的美国专利6,293,497中进行了详细说明。这里完整地引用了美国专利6,293,497的内容并在这里充分地进行论述。
进一步参照图1，所述部分翼展开缝机翼10包括至少一个没有设定缝的机翼区域22以及至少一个设定了至少一个部分翼展缝12的另一个区域24。为了方便辨认和说明，而并非进行限制，所述机翼区域22也可以用于指代未开缝机翼区域22，这是因为所述未开缝区域22没有限定缝，所述机翼区域24也可以用于指代所述开缝机翼区域24，这是因为所述开缝区域24至少限定了一个部分翼展缝12。不过，应该注意的是，所述机翼区域22和24中的任意一个或者两个都可以具有任何数量(例如一个或多个)的缝，其中的一些仅仅可以设置于未配置例如前缘缝翼、副翼、襟翼、扰流板等升高设备和/或稳定与控制设备的位置上。
如图所示，所述未开缝机翼区域22在半翼展部位26和28之间沿翼展方向设置，因此所述开缝机翼区域24在半翼展部位28和30之间设置。所述半翼展部位26、28和30分别与翼根14、平面结构突变点32和翼尖16相一致，但这并不是必需的。
所述开缝机翼区域24只可以设置于以较高巡航速度飞行时达到临界马赫数的机翼区域上。下面将说明确定哪部分机翼会在巡航时达到临界马赫数的方法。机翼上马赫数不会达到临界值的其他区域可以包括非开缝机翼区域22。
在本示例中，所述未开缝机翼区域22如图所示设置于平面结构突变点32的内侧(例如，机身附近)。对于需要缩回起落装置的商务飞机来说，其机翼内侧区域一般使用较长的弦长。对于相对较长的弦长来说，所述内侧部分的相应波阻常常是最小的，这是因为所述翼型与整个商务飞机的机翼相比较具有相对较低的局部升力系数(Cl)。如果所述内侧部分在巡航时没有达到临界马赫数，那么就不需要使用所述部分翼展缝12增加马赫数的大小了。因此，所述未开缝机翼区域22可以设置于在巡航时不会达到临界马赫数的内侧机翼部分，从而可以避免或消除在巡航时不需要增加马赫数位置使用部分翼展缝所带来的翼面阻力增加。而且，在所述内侧部分使用未开缝机翼区域22可以使常规的升高系统(例如，常规襟翼和条形板)能够应用于所述机翼10的内侧部分，这也是本发明各个实施例中的额外优点。而且，应该注意的是，本发明的各个实施例不应该局限为具有在巡航时没有达到临界马赫数的内侧部分的机翼。本发明的各个实施例确实被期望可以广泛地应用于各种机翼上，包括，但并不局限于，具有在巡航时达到临界马赫数的内侧区域的机翼以及具有在巡航时没有达到临界马赫数的内侧区域的机翼。
虽然所述部分翼展开缝机翼10如图所示带有单一未开缝机翼区域22和单一开缝机翼区域24，但是这并不是必需的。所述部分翼展开缝机翼10可以带有任何数量(例如，一个或多个)的未开缝机翼区域22以及任何数量的开缝机翼区域24，每个开缝机翼区域都可以具有任何数量的缝而不背离本发明的精神和范围。随着机翼设计的特定需求表面可能要使用超过一个的未开缝机翼区域和/或超过一个的开缝机翼区域，那么开缝和未开缝机翼区域22和24之间的转换就会跨越机翼的半翼展出现多次。例如，所述部分翼展开缝机翼的另一实施例包括内侧未开缝机翼区域、中部开缝机翼区域和另一位于翼尖和所述开缝机翼区域之间的未开缝机翼区域。
图6示出了所述机翼10中前端和后端翼型元件36和38在平面结构突变点32处的翼型剖面。所述前端翼型元件36包括上表面40、下表面42、前缘44和后缘46。相似地，所述后端翼型元件38也包括上表面48、下表面50、前缘52和后缘54。所述部分翼展缝12设定于所述前端翼型元件36中的前缘46和所述后端翼型元件38中的后缘52之间。所述部分翼展缝12的剖面如图所示为将所述前端翼型元件36中的前缘从所述后端翼型元件38的后缘52分离的间隙或空间。在飞行过程中，所述部分翼展缝12使沿所述前端翼型元件36中的下表面42流动的部分空气分离并使其在所述后端翼型元件38的上表面48流动。
进一步参考图6，部分前端翼型元件36中的会重叠或悬垂于部分后端翼型元件38上。因此，所述前、后端翼型元件36和38中弦长的总和超过了所述开缝机翼区域24的百分之百(100％)(例如，所述前缘56终端与所述后缘34终端之间的距离)。在至少一个实施例中，所述间隙是最小化的但是具有足够的尺寸，从而使沿着所述前端翼型元件36的下表面42的边界层无法与所述前端翼型元件38的上表面48上的边界层相混合或者汇合。
图7是所述未开缝机翼区域的剖视图，图中示出在半翼展部位26上的翼型部分64在半翼展部位28或平面结构突变点32处与所述非开缝机翼区域22的翼型部分66相重合。由于所述未开缝机翼区域22是反向后掠式并且是梯形的，所以所述根部翼型部分64中的前缘68和后缘70可以置于在平面结构突变点32的翼型部分66的前缘72和后缘74的前部。
图8是如图6所示的开缝机翼区域24的侧剖视图，图中示出其在所述平面结构突变点32处的前端翼型部分36和后端翼型部分38，与平面结构突变点32处的未开缝机翼区域22中的翼型部分66相重叠，如图7所示。在平面结构突变点32处，所述未开缝机翼区域22的前缘72相对平滑地过渡为所述开缝机翼区域24的前缘56终端。在平面结构突变点32处，所述开缝机翼区域24的主机翼部分58的后缘46相对平滑地过渡为所述未开缝机翼区域22中的上表面。同样在所述平面结构突变点32处，所述开缝机翼区域24的后缘34终端从所述未开缝机翼区域22的后缘74以适当量向下偏移从而使流过部分翼展缝12的空气能经过所述开缝机翼区域24的后缘34终端。
所述部分翼展缝12可以相当突然地从所述平面结构突变点32处开始。也就是说，将所述前端翼型元件36中的后缘46与所述后端翼型元件38中的前缘52分离的间隙不是锥形的，从所述平面结构突变点32处开始也不会逐渐地增加尺寸。因此，在所述平面结构突变点32中部分翼展12开始处，从所述未开缝机翼区域22过渡到所述开缝机翼区域24相对不是平滑的。不过，应该注意的是，其他实施例可以包括逐渐开始的部分翼展缝12或者锥形的部分翼展缝12，以使得在平面结构突变点32中具有部分翼展缝12处所述未开缝机翼区域22相对平滑地过渡为所述开缝机翼区域24。
在至少一个实施例中，位于平面结构突变点32的间隙通过，例如，一个挡板(未示出)，被密封。所述挡板可以是平面的，并跨过所述间隙而被设置，以使所述挡板与飞行方向相同。
所述部分翼展缝12可以设定于主机翼部分58和例如襟翼60、副翼、扰流板等的升高或稳定和控制设备之间。在示例性实施例中，所述部分翼展缝12设定于所述主机翼部分58的后缘46与所述襟翼60的前缘52之间。因此，所述部分翼展缝12可以使沿所述主机翼部分58的下表面42流动的部分空气分离，并使其在所述襟翼60的上表面48上流动。
所述襟翼60可以与主动式控制系统61(图12)结合进行操作，所述主动式控制系统又与致动器结构的操作相关，例如名为“开缝巡航后缘襟翼”的美国专利5,788,190所揭示的襟翼致动器结构。这里完整地引用了美国专利6,293,497的内容并在这里充分地进行论述。
所述致动器结构被连接到与所述襟翼60和所述主机翼部分58上，用于移动与所述主机翼部分58相应的襟翼60，从而允许展开所述襟翼60和/或为飞行状态调整所述缝12。例如，所述襟翼60可以在用于着陆或起飞状态的完全展开位置(未示出)和与巡航状态有关的收起位置62之间移动。或者，例如，所述襟翼60可以移动以缩小或加宽所述缝12，所述襟翼60可以升高或降低以改变所述襟翼60和所述主机翼部分58之间的相对高度，和/或所述襟翼60可以旋转以调整所述襟翼60和所述主机翼部分58之间的角度或俯仰角。
在图2中，所述机翼110包括由主机翼结构“箱”或元件136的后缘146与所述内侧襟翼和外侧副翼138、138′的前缘152、152′之间设定的全翼展缝112。如图所示，所述主机翼元件136的后缘部分重叠或悬于所述襟翼和副翼138、138′的前部之上。
所述襟翼138和副翼138′中的任何一个或者两个都可以与致动器结构相耦合，以使所述缝112在所述机翼110的特定飞行状态下被调整。通过实例可知，用于调整并配平所述缝112的致动器结构可以使用美国专利5,788,190所揭示的襟翼致动器结构。
应该注意的是，对于部分翼展缝、全翼展缝和后缘系统(例如，襟翼、副翼、扰流器等)来说，使用其他的排列方式也是可以的。例如，另一个实施例包括叶片主系统，其中所述缝设定于所述叶片和主襟翼之间，同时所述叶片在所述缝之前，且所述主襟翼在所述缝之后。
在至少一些实施例中，装有一个可关闭的全翼展或部分翼展缝，该缝可以在飞行状况需要时(例如，包括起飞、着陆、爬升等低速阶段)关闭。关闭所述缝可以消除所述缝带来的表面摩擦阻力消耗。在高速飞行状态时(例如，跨音速巡航状态)，可以部分或全部地打开所述缝。
在其他实施例中，所述部分翼展或全翼展缝可以永久设置于所述机翼上，从而使所述缝不依赖于组成机翼的不同元件(例如，襟翼、副翼、条形板、扰流器、其他升高装置、其他稳定和控制设备等)位置或形状(例如，完全被展开、部分被展开、被收起)的方式。所述缝是否存在不依赖于飞行器的飞行阶段(例如，着陆、起飞、爬升、特技飞行、巡航、平飞、加速、减速等)。例如，所述缝可以用作襟翼和副翼的可活动部件中的固定开口，以使所述缝在展开和缩回可移动部件时仍然能够充分地打开。
图13示出了包括两个部分翼展缝212和212′的后掠翼210的示例性实施例。所述缝212设定于所述前端翼型元件236的后缘246和所述后端翼型元件238的前缘252之间，所述缝212′设定于所述前端翼型元件236′的后缘246′和所述后端翼型元件238′的前缘252′之间。
图14示出了后掠翼的另一实施例，其中包括有两个部分翼展缝312和312′。所述缝312设定于所述前端翼型元件336的后缘346以及所述后端翼型元件338的前缘352之间，所述缝312′设定于所述前端翼型元件336′的后缘346′以及所述后端翼型元件338′的前缘352′之间。
图15示出了后掠翼410的另一实施例，该后掠翼包括一个具有多个区段412、412′、412″的缝，并且每个区段都是独立可调整的。如图所示，每个缝区段412、412′、412″设定于所述主机翼结构箱436的后缘452、452′、452″和独立可移动的升高或稳定与控制设备438、438′、438″的前缘446、446′、446″之间。每个设备438、438′、438″与致动器结构相耦合，例如美国专利5,788,190描述的襟翼致动器结构。所述致动器结构可以独立地移动与所述主机翼部分436相关的设备438、438′、438″，从而调整并配平所述缝区段412、412′和412″以适应所述机翼410的特定飞行状态。
在另一种形式中，本发明提供了一些设计飞行器机翼的方法。在一个实施例中，概括来说，一种方法是在至少一个跨音速状态下调整设定于前端翼型元件和后端翼型元件之间的缝，以完成在跨音速状态下的性能的改进。调整所述缝可以使用一个或多个下述操作调整分离所述前、后端翼型元件的缝隙，所述缝隙限定了所述缝；调整前后端翼型元件之间的相对高度；并调整所述前、后端翼型元件之间的夹角。在示例性实施例中，所述前、后端翼型元件分别包括主机翼部分和襟翼装置，调整所述缝包括驱动所述襟翼装置。至少在一些实施例中，如果飞行状态需要，例如在亚音速状态(例如起飞、着陆、爬升等)，该方法可以进一步包括关闭，或至少减小所述缝的宽度。
在另一个实施例中，设计飞行器机翼的方法概括来说包括使用至少一个由所述机翼设定的缝，该缝使机翼在至少一个跨音速状态中沿所述机翼下表面流动的部分空气分离并在所述机翼的上表面流动。使空气出现转向可以防止或者至少延迟在跨音速状态出现并导致阻力增加的气流分离，从而使跨音速状态下的性能有所改善。不过，应该注意的是，在所有的飞行阶段中，并不都需要出现空气转向。例如，如果飞行状态确保在，例如亚音速状态(例如，起飞、着陆、爬升等)，该方法可以进一步包括关闭或者至少减小所述缝的宽度。此外，该方法也可以包括在机翼处于或者接近亚音速状态时开启所述缝。而且，该方法也可以包括根据所述机翼的飞行状态对所述缝进行调整。
在进一步的实施例中，提供了一种设计飞行器机翼的方法，在该方法中，所述飞行器机翼包括主机翼部分、襟翼装置和至少一个巡航时设定于所述主机翼部分和襟翼装置之间的缝。该方法一般为巡航时驱动所述襟翼装置以对所述襟翼装置进行调整从而改善巡航过程中性能。
机翼上将会达到临界马赫数的部分至少部分取决于所述机翼的平面结构、厚度分布和气动负载(翼展负载)在翼展方向上的分布。为了可靠地确定哪个机翼部分会达到临界马赫数，可以使用具有高精度的计算模型方法，这种模型方法具有完整的、非线性形式的压缩性效应并包括了粘性/湍流的边界层和尾流的影响。不同级别的简化近似也可以被包括在计算机模型中，例如基于边界层近似的方法(耦合的非粘性/边界层方法)和不“整个”但是经过了某种程度的简化的纳维-斯托克斯(Navier-Stokes)源码(例如，“薄层”近似，其中忽略了一些具有较小影响的粘性条件)。
可以获得基于“流体解算器”的CFD分析码用来确定给定空气动力学形状的流动特性。因此，当特定机翼的形状已知时，进行分析就可以确定，例如，机翼不同部分的马赫数临界程度或者机翼的整体气动力学性能。耦合非粘性/边界层类型的示例性CFD分析计算机软件MGAERO由Washington，Redmond的Analytical Methods，Inc.提供。包括FLUENT的纳维-斯托克斯(Navier-Stokes)类型的示例性CFD分析计算机软件由New Hampshire，Lebanon的Fluent Inc.Corporation提供；由California，Agoura的MetacompTechnologies提供的CFD++；以及由Washington，Redmond的Analytical Methods，Inc.提供的NSAERO。
所述部分翼展缝构型的性能通过计算流体力学(CFD)的研究进行了理论上的分析，并经过风洞测试进行了验证，从而提供比常规的跨音速机翼设计好的改善的性能。关于CFD模型方法，多年来已经在二维的开缝翼型设计上进行了二维的研究与分析，因此已经是现有技术。在图17中，示出了围绕二维开缝翼型设计80的气流场或压力场的CFD解答样品。
由于还没有对CFD进行拓展、应用，也没有被应用到三维开缝机翼上，所以本发明的实施例还需要开发、优化并使用特定工具和方法对开缝机翼进行详细的三维CFD设计和分析。而且，如下面所述，本发明的各个方面内容也需要使用风洞试验来检验CFD的输出。
如图3、4、5所示，CFD的输出包括以中等巡航速度升力系数和马赫数飞行时，整个机翼上的激波模型样本和超音速流动区域。更具体地说，图3、4、5分别示出了以中等巡航速度升力系数和马赫数飞行时，沿常规机翼、部分翼展开缝机翼和全翼展开缝机翼上表面的激波位置和超音速流区域。
现在参照图18A和18B，图中示出了部分翼展开缝机翼82的有限元模型。如图所示，所述部分翼展开缝机翼82包括带有襟翼支架85的部分翼展缝84。在图18B中，更详细地示出了所述襟翼支架85。
在图19A中，所述CFD输出包括带有襟翼支架88的部分翼展开缝机翼87的下机翼表面86上的气流场或压力场的模型样本。在图19B中，所述CFD输出包括不带有襟翼支架的部分翼展开缝机翼87′的下机翼表面86′上的气流或压力的等高线的模型样本。因此，比较图19A和19B就可以得出襟翼支架是否存在对于下机翼表面压力带来的影响。
使用这里所述的三维CFD工具和方法，可以得出所述部分翼展开缝机翼与常规跨音速机翼相比较，巡航马赫数增加(ΔM)为0.025，气动效率(ΔML/D)增加了-1.0％。应该注意的是，这些值(例如，0.025和-1.0％)在本文中提出仅仅是为了说明的目的，不应该理解为限制本发明的范围。此外，这些值是通过使用具有部分翼展开缝机翼、机身和垂直尾翼的CFD模型以及具有常规跨音速机翼模型、机身和垂直尾翼的CFD模型而获得的。这两个模型都不具有水平尾翼、发动机吊舱或者支杆。
所述三维CFD设计与分析工具和方法以及由此得到的结果已进行了跨音速风洞测试。更具体地说，不同的风洞测试用于得出巡航状态下部分翼展开缝机翼与常规跨音速机翼设计相比较所得出的马赫数变化值(ΔM)，从而确定所述部分翼展开缝机翼与常规跨音速机翼设计之间的相对空气动力学性能(ΔML/D)，并确定进行吊舱集成和配平阻力对飞行器集成所带来的影响，同时对三维CFD分析的精度和可靠度进行评估。
图9和图10总结了一些风洞测试的结果。图9中的风洞测试模型包括有机翼(部分翼展开缝机翼或常规跨音速机翼)、机身和垂直尾翼，但不包括水平尾翼、发动机吊舱或者支架。不过，图10中的风洞测试模型配置完整，包括机翼(部分翼展开缝机翼或常规跨音速机翼)、机身、垂直和水平尾翼、发动机吊舱和支架。
所述风洞测试和计算流体动力学研究的重点集中于或者目的在于研究气动力学的性能。为了确保气动力学性能的改善是直接可传递的，需要对机翼设计进行限制和约束，从而保证气动力学性能的改善不会降低其他领域或部分的性能。例如，能够改善气动力学性能的调整不会增加结构的重量。在这些约束条件下，所述部分翼展开缝机翼大幅度地提高了巡航速度，同时提供了可接受的升高和操纵特性，与常规在其巡航设计速度上的跨音速机翼设计相比，至少保证了相当的气动力学效率(ML/D)和范围。当去掉前面提到的对最初设计的约束时，本发明的实例带来的改善程度被期望得到提升。当进行了正式的跨领域交叉研究后，部分翼展开缝机翼可能会对飞行器效率带来更多的改善。
关于跨音速状态下机翼操作条件的性能改善方面，本发明的实施例会达到下述效果中的任何一个或它们的结合提高了机翼巡航速度或临界马赫数、增加了机翼升力、机翼厚度、和/或保持了在较小后掠翼角度下的马赫数大小。下面更详细地描述了限制跨音速巡航翼型性能的物理因素，同时也说明了设计人员如何权衡技术水平的提高与机翼厚度、速度、升力或阻力、或下面所述的这些因素综合的改进。
所述缝可以用于增加一个给定后掠角、升力系数和厚度分布的机翼的阻力一散度马赫数(Mdd)大小，而同时改善、或者至少在巡航飞行时保持机翼的相当的气动力学效率(ML/D)和范围。气动力学效率是无因次的性能度量方法，通过马赫数乘以升力再除以阻力而计算得到，对于长距离飞行器来说尤其重要。具有至少一个能够改善巡航性能的缝的机翼可以在跨音速阻力增加开始之前以较高的巡航速度下飞行。
所述缝防止、或者至少延迟边界层或气流分离的能力可以使用于所述机翼的翼型被设计为能够在跨音速状态时产生压力的散布，与常规翼型相比，上表面的吸力水平有所下降(例如，上表面较低的负压力系数)，激波及随后的压力恢复向后移动。由于所述缝的存在而得到的压力散布提供了较高的阻力-散度马赫数(Mdd)，由于未开缝常规翼型在跨音速状态下会出现边界层分离，所以无法达到这一阻力-散度马赫数。
本发明也可以在马赫数不会成为临界值的部分机翼上，如果有的话，使用常规的或者未开缝的机翼。例如，如果已经确定机翼的内侧部分不会在巡航过程中达到临界马赫数，那么对于内侧部分来说，通过使用未开缝机翼区域就可以避免或者消除与所述缝有关的表面摩擦阻力消耗。而且，对于所述机翼内侧部分，常规和未开缝机翼的区域的使用允许使用也同样应用到内侧的常规的升高系统(例如，常规襟翼和缝翼)。
虽然对于使用开缝机翼的飞行器来说，燃油消耗基本上相同，但是飞行器所增加的巡航速度或马赫数大小确实可以增加其它的效率。例如，开缝机翼可以在跨音速阻力增加开始之前提高飞机巡航或飞行的速度，从而减少了旅途的时间。除了给飞机旅客带来很大好处之外，较快的飞行也会由于操作成本的降低使航空公司获益。例如，飞行持续时间的减少就需要较少的空勤人员时间，因此也就可以为空勤人员支付较少的费用。除此之外，由于所需的检修维护常常根据飞机所具有的飞行小时数，所以较快的飞行过程也会降低检修维护的频率和费用。
美国专利6,293,497描述了限制跨音速巡航翼型性能的物理因素以及有关最大限度地提升跨音速巡航翼型性能所进行的权衡。跨音速巡航应用中翼型性能的特点可以通过下述四个基本方面进行度量1)翼型厚度，常常表示为最大-厚度比(最大厚度除以弦长)。厚度较大是有好处的，因为它提供了燃油和机械系统所需的空间，也因为对于相同的强度来说，深度较大的机翼结构重量更轻。
2)在优选操作状态下的速度或马赫数。所述翼型的马赫数大小，经与所述机翼后掠角相关的因素的修正后，有助于直接提高飞机的巡航速度。
3)优选操作状态的升力系数。升力系数的增加是比较有利的，因为它可以增加重量(例如，带有更多燃料飞行较长距离)或者较高的巡航高度。
4)优选操作状态和飞机执行任务时会遇到的其它操作状态下的阻力系数。减小阻力可以减少燃油消耗并增加飞行距离。
其他的方面例如在低马赫数时的俯仰力矩特性和升力能力也都是重要的，但是不如上面的四个基本方面重要。
所述四个基本性能度量共同限定了性能的等级，常常被称为翼型的“技术水平”。这四个基本性能给设计人员带来了相互冲突的问题，也就是说，为改善其中一个基本性能而进行的设计变更往往会引起其他三个性能中至少一个性能下降。因此，对于给定应用来说，一个好的或者最佳的设计就需要在这四个性能之间进行有利的妥协，对应用此翼型的飞机的整体性能进行评价。应该注意的是，设计具有较高技术水平(由上述四个性能指标所确定的)的翼型所需要进行的妥协不总会使飞机整体达到最好或最优的技术水平，因为较高的技术水平会给最大升力、操纵特性或者较小的抖动限制方面带来不好的影响。
有时，只在上述性能度量的前三个的基础上对技术水平做出限制性的评价。从限制性的意义上来说，翼型的技术水平可以根据位于三维空间中的目标巡航操作状态来确定，其由最大值-厚度比(tmac/c)、升力系数(Cl)和马赫数(M)进行限定。为了将三维空间中的位置减小到单一“指标”，就需要附加的前提或规则以使用下述方程ΔM＝[-1(Δtmax/c)]+[-1/7(ΔCl)]上述方程是基于下述前提由什么构成相同的技术水平及由什么提供给涉及具有相同技术水平的两种翼型的操作条件一个方法。常数-1和-1/7是基于历史数据得来的(例如，对被认为是技术等级相当的翼型进行比较而得出)。不过，应该注意的是，所述常数-1和-1/7仅仅是示例性的，其它的合适的常数也可以在上述方程中使用。
为了比较两种翼型的技术水平，示例性的方法使用上述方程将两种翼型调整至tmax/c和Cl的相同点，然后对所得的马赫数进行比较。因此可以通过马赫数上的差异表示两种翼型技术水平的差异。
另一种比较翼型技术水平的示例方法就是测绘阻力增加曲线(在升力系数为常数的情况下比较阻力系数与马赫数)。该类曲线可以用于表明的所述开缝机翼(显示于图16B中的压力分布曲线的下方)的低阻力操作范围比所述单元件翼型(显示于图16A中的压力分布曲线的下方)延伸到更高的马赫数，在厚度相同的同时稍微地提高了升力。当然，可以重新设计所述开缝机翼以使用该技术优势，以达到除了较高速度之外的目的，例如，在与单元件翼型速度相同时达到甚至更高的升力。
在任何给定的技术水平上，一般都可能设计出广泛的适合于不同优选操作条件的独立翼型，并体现在四个基本性能之间的不同折中方案。例如，一种翼型可以比另一种具有较高的操作马赫数，但是这是以降低升力并提高阻力为代价的。对于有能力的设计人员来说，使用现代计算流体动力学工具来设计给定技术水平不同的翼型一般是一项简单易作的任务。从另一方面来讲，提高技术水平，例如通过提高其中一个基本性能而不影响到其它三个基本性能中的任何一个往往是比较困难的，设计人员开始时所使用的技术水平越高，那么所完成的任务也就越复杂。如果开始所研究的机翼处于现有技术中具有代表性的技术水平上，那么就极难做出有意义的改善了。
限制性能的主要因素与在翼型上表面的流的物理特性有关。要了解这些因素就需要查看典型的跨音速巡航翼型的压力分布，在负刻度上以压力系数(Cp)为单位绘制，如图16A所示(引自美国专利6,293,497)。为了便于参考，所述翼型101的形状显示于压力分布图下方。在如图所示的Cp刻度上，Cp＝0是自由流体在远离翼型处，假定以亚音速的速度，进行流动的静压力。在表面的每个点上，Cp的值除了限定压力外，还相当于在紧靠表面上的薄粘性边界层之外的特定流速值。负Cp(在水平轴上方)代表与自由流相比的低压和高速，而正Cp(在水平轴下方)相当于高压和低速。特定水平的负Cp相当于音速速度，并使用点线89表示。
压力分布图上的下曲线90代表了下表面91上的压力，或高压侧，上曲线92代表了上表面93上的压力。两个曲线间的垂直距离表明了上表面93和下表面91之间的压力，两个曲线之间的区域与由翼型产生的总升力成比例。需要注意的是，在前缘附近称之为“驻点”95处的Cp分布94中存在一个高的正峰值，即将到来的气流首先“附着”于所述翼型表面的位置，并且在边界层外的流速为零。也需要注意的是，在上下表面的Cp分布汇聚于所述后缘96，从而限定了单值Cp97，该值几乎总是一个较小的正值。所述后缘处这一水平的Cp对于流的物理特性造成严重的影响。因为所述后缘Cp主要是由整体翼型厚度分布决定的，并且厚度也常常被大量的结构和气动力学因素所限制，所以设计者只能相对较少地控制后缘Cp。除了前缘的驻点和后缘，设计人员通过改变翼型形状可以更多地控制压力分布。
对于给定的翼型厚度和马赫数来说，达到高技术水平的问题也就归结为以低阻力水平最大限度地提升高系数的问题。完全通过增加下表面压力而不减少翼型厚度来增加升力常常是不可能的。因此，设计人员的任务就是减少上表面的压力从而尽可能地增加升力，但同时不要大幅度地增加阻力。在这一方面，如图16A所示的压力分布就代表了先进的设计方法。图中所示的操作条件与飞机任务中的早期巡航部分所使用的优选操作条件相近似。这种条件下的阻力是相当低的，但是当马赫数和/或升力系数增加时，阻力会快速增加。
需要注意的是，在所述翼型101前半部分中的上表面Cp92位于点线89之上，这表明那里的流是中级超音速的。该超音速区域正好在中弦后部由弱激波终止，在表面上表示为Cp98的突然增加到亚音速流的值特性。Cp在超音速区域99的分布有意识地设计成几乎为平的，压力是非常缓和地上升的，从而可以防止激波变成更强并导致阻力在其它条件下增加。激波之后，压力100逐渐增加，即为“压力恢复”，直到达到前缘的较小的正值Cp97。在恢复区域中激波和压力分布的位置经过仔细的设计适合在增加的升力和增加的阻力之间达到平衡。
增加升力的尝试往往会使机翼无法达到有利的平衡，并同时增加阻力。例如，增加升力的一种方法就是将激波98向后移动。不过，这就需要较大的恢复(因为直接后激波Cp和后缘Cp基本上都是固定的)，这会使粘性边界层变厚或者甚至从表面分离，这两点都会导致明显的阻力增加。另一种增加升力的方法就是降低激波前甚至更前的压力(在整个所述翼型的前部将Cp曲线99上移并增加超音速流速)，但是这会增加跨越激波后的压力，这也会导致所谓的激波阻力。对于现有技术的单元件跨音速翼型来说，在升力和阻力之间进行的折中设计已经达到了较高的精细度，已经不可能在技术水平上进行任何较大的改善了。
开缝跨音速巡航翼型523的形状和最终压力分布如图16B所示(引自美国专利6,293,497)。所述翼型523包括两个元件(前端元件560和后端元件561)，并通过曲形通道(562，所述缝)将其分离，空气一般通过所述缝从下表面584流动到上表面564。在本例中，所述缝凸缘(565，前端元件的后缘)正好位于从所述前缘开始的整个弦的80％的后部，元件的重叠部分占整个弦长的大概3％。图中示出了两个元件的压力分布，在翼型元件重叠的地方压力分布也相重叠。与所述常规翼型相同，所述上曲线566、567表示在所述上表面564、583上产生Cp分布，所述下曲线568、569表示在所述下表面584、570上产生Cp分布。需要注意的是，存在两个驻点571、572以及它们相应的高压波峰573、574，每个波峰上都对应一个驻点，在此处，即将到来的流附着于每个前缘附近的表面。
为开始考虑流的物理特性，需要注意的是，所述开缝翼型523(图16B中压力分布图的正下方)的优选操作条件比单元件翼型101(图16A中压力分布图的正下方)的要快，升力系数要稍稍高一些，而从结构目的出发，两种翼型具有相同的有效厚度。在所述开缝翼型的操作条件中，任何相同厚度的单元件翼型都具有极高的阻力。所述开缝翼型在技术水平方面的实质性优势来自于这一事实，也就是说，压力的最终恢复575出现于非常远的后部，开始于整个弦长的大概90％处并伴有弱激波576。这种压力分布不可能出现在单元件翼型中，因为边界层分离肯定会出现，从而防止激波向较远的后部移动。该机制可以被泛泛的称为是“缝效应”，通过该机制所述缝结合以下多个因素防止了边界层产生分离1)前部元件560的上表面583上的边界层受到处于缝凸缘565处的弱激波577的影响，但是在所述前部元件上不存在激波之后的压力恢复。这一点是可能的，因为所述后部元件561会促使在所述前部元件的后缘的一个提高的“散布速度”(在所述前部元件上的后缘CP578是一个较大的负值，而单元件翼型上的后缘CP一般都是正值)。
2)在前部元件560的上表面和下表面边界层汇聚于后缘565并形成有尾流，该尾流在所述后部元件的上表面564上流动，与形成于所述后部元件上表面的边界层仍然具有本质上的不同。在整个所述后部元件561的后部，所述尾流受强压力提高575、576的影响，但是强烈的湍流混合可以使所述尾流免受逆流的影响。
3)在所述后部元件561的上表面564的边界层具有很短的距离，其在该距离上从所述后部元件的前缘附近的驻点572处开始膨胀，所以在遇到最终的弱激波576和压力恢复区575时还很薄，能够仍然保持附着状态。关于压力分布和边界层展开，所述后部元件561实际上凭其自身是一个分离的翼型，具有大概从其弦长的中点处开始的弱激波和压力恢复区，对此我们期望其上可能会出现附着流。
图16B的上表面压力分布能够实现所述缝效应的一个相对极端的例子。在图16B中和图16A中的单元件压力分布之间的很多较少极端的中等的压力分布的范围也可以利用所述开缝效应。所述前部元件560的激波不会一直延伸至后部的缝凸缘565，而且在所述后部元件561的上表面564上也不会存在超音速区域。实际上，图16B示出了当所述翼型以低于所示状态的马赫数和升力系数运行时的一系列这样的中等压力分布。所述缝效应仍然是需要的，以防止在这些其它条件下的出现气流分离。
在下表面上的压力分布有助于提高图16B中的开缝翼型523的技术水平。将所述开缝翼型523的后端元件560中的下表面584上的压力分布568与图16A的单元件翼型101的下表面91上的相关压力分布90相比较。所述开缝翼型523上较平的压力分布会导致所述翼型523的下表面的较小曲率，也导致所述翼型523在主结构箱的前翼梁和后翼梁所处的位置处具有较大的深度(一般是整个弦长的15％和64％)。较平的下表面和较深的梁翼对主结构箱的结构有效性来说都是有利的。这一优势也可以转化用于提升马赫数和升力系数，同时保持所述机翼箱的结构有效性(挠曲强度)与单元件机翼的相同。
图20示出了常规翼型600的侧视图，该翼型设计用来以高亚音速和/或跨音速速度进行巡航。所述翼型600包括单开缝后缘襟翼602。在图20中，所述襟翼602处于缩回位置604，例如，在巡航时。在缩回位置604中，所述襟翼602的前端606套入并隐藏于所述翼型600的轮廓线中。这样，所述翼型600构成流线型、并且在气动力学上平滑的外表面，该表面至多可以包括一些小阶形或缝隙。
应该注意的是，所述翼型600和襟翼602的轮廓仅仅是示意性的。也应该注意的是，常规巡航翼型一般都装有前缘升高装置，但是在图20至22中没有示出该设备。
在图21中，所述襟翼602以展开位置608被示出，例如，在起飞状态。图22示出了在另一个展开位置610的襟翼602，但是比图21中所示的偏角更大。如图22所示的展开位置610可以用于，例如，着陆状态。
为了将所述襟翼602从缩回位置604(图20)展开至任何一个展开位置608(图21)或610(图22)，所述襟翼602都要向后部移动。将所述襟翼602向后部移动以展开襟翼602的同时会打开一个空洞612，一般称为“内凹”。如图21和22所示，所述空洞612是非流线型的，并且包括在所述主或前翼型元件618的后端616中陡现的下边缘614。
在具有超过一个缝(例如，双开缝后缘襟翼等)的常规后缘襟翼系统中，当襟翼系统展开时，一般会打开超过一个的非流线型内凹。
因为非流线型内凹的存在不会明显的影响升高性能，所以也没有什么必要使用气动力学上的优秀方法设计升高用的缝。不过，在巡航中，已经观察到位于缝之前的非流线型内凹的存在会引起明显的，有时是不可接受的阻力消耗。对于给定的常规升高襟翼的形状以及由襟翼展开所设定的襟翼-内凹区域，升高用的缝常常在巡航飞行中关闭，从而避免出现由襟翼-内凹所引起的阻力消耗。
如图6、16B和17所示，本发明的实施例包括带有一个或多个缝的翼型，这些缝被限定具有平滑流线型的轮廓并且不带有非流线型内凹。这些缝包括具有很好的流线型的、气动力学上设计平滑的通道。消除非流线型内凹并将所述缝设定为具有很好流线型的、气动力学上平滑的通道，这也可以使所述缝在巡航和其它跨音速状态下开启，从而在巡航或其它跨音速状态下改善性能。
除了为翼型提供如上面所述的巡航缝外，翼型的整体形状或轮廓也可以专门设计以利用所述缝效应(缝效应的描述见上面)。比较图16A和16B可以得出开缝翼型523和常规未开缝翼型101之间的翼型形状的示例性差异。例如，尽管在两种翼型形状之间也存在有其它的微妙差异，所述开缝翼型523的上表面583一般比所述常规翼型101的上表面93平坦。
展开巡航襟翼(至少设定有一个巡航缝的襟翼)需要襟翼向后移动的距离少于展开常规单开缝升高襟翼向后移动的距离。例如，如图20至22所示，所述常规单开缝升高襟翼602需要向后移动较大的距离才能将所述内凹612打开到足够的宽度，从而不阻碍气流经过所述缝620。从另一个方面来讲，虽然所述巡航襟翼和主翼型元件之间的重叠优选情况下比较短，但是本发明的实施例使用巡航缝，即使在设定有所述巡航缝的巡航襟翼完全缩回时，仍然保持基本上打开。因为所述巡航襟翼在巡航和升高位置之间向后的较大位移往往会将巡航缝打开得过大并阻碍升高性能的提高，所以至少在一些实施例中所述巡航襟翼在巡航和升高位置之间展开时向后的移动优选状态是最小化的。
后缘升高系统可以以各种方式与开缝翼型集成起来。
对于沿机翼翼展方向没有设定巡航缝的部分，所述后缘升高系统也不必要设定巡航缝。因此，各种常规升高襟翼中的任何一个都可以作为不具有巡航缝的机翼部分。
沿着机翼翼展中具有一个或多个巡航缝的部分可以使用很多方案。例如，至少一个实施例中带有设定了至少一个巡航缝的襟翼，并且通过增加该襟翼的偏转角度也可以将其用作单开缝升高襟翼。不论设定巡航缝还是用作单开缝升高襟翼，相同的机翼和襟翼的轮廓都是暴露在气流中的，只是襟翼的偏转角度有所不同。
一些实施例中的翼型带有至少一个巡航缝，和至少一个常规升高缝，优选情况是将这些缝设定于所述巡航缝的上游。在这些实施例中，所述巡航缝也可以作为升高缝。
在部分翼展开缝机翼的优选实施例中，只沿着所述机翼的外侧部分设定有巡航缝，例如在所述平面结构突变点和所述翼尖之间向翼展方向延伸的部分。除了所述巡航缝，所述外侧部分也可以具有后缘升高系统。所述巡航缝仅仅可以作为机翼外侧的升高缝，或者说，所述巡航缝可以作为升高缝，并与一个或多个由所述机翼外侧部分设定的其它常规升高缝在一起。
在部分翼展开缝机翼的至少一个优选实施例中，巡航缝不是由内侧部分所设定的，例如在所述翼根和平面结构突变点之间沿翼展方向延伸的部分。相反，所述内侧部分包括常规后缘升高系统，将其展开后就开启了一个或多个升高缝以及所述升高缝上游的一个或多个非流线型内凹。不过，在巡航飞行中，所述后缘升高系统优选状态下是缩回的，从而关闭所述升高缝并消除所述非流线型内凹。
虽然已经对不同的优选实施例进行了描述，但是所属领域的技术人员也可以在不脱离本发明的概念的情况下进行修改或变体。上述示例只是用于说明本发明而不是对其进行限制。因此，应该自由地在相关现有技术的基础上理解说明和权利要求。
权利要求
1.一种后掠翼型包括至少一个具有上表面和下表面的前端翼型元件；至少一个具有上表面和下表面的后端翼型元件；以及至少一个由所述翼型在所述翼型的至少一个跨音速状态下设定的缝，所述缝使沿所述前端翼型元件的下表面流动的部分空气分离，并使其在所述后端翼型元件的上表面上流动，以改善在跨音速状态下的性能。
2.一种包括权利要求1所述的后掠翼型的飞行器机翼。
3.根据权利要求2所述的机翼，其中，所述缝包括设定于所述前端和后端翼型元件之间不带非流线型内凹的气动力学上的光滑通道。
4.根据权利要求2所述的机翼，其中，通过从下述组成的组中选取一个或多个的标准设置所述缝，以改善所述机翼的性能，所述组包括提高巡航速度；增加升力；增加厚度；减少后掠角；减少阻力；或者上述各项的组合。
5.根据权利要求2所述的机翼，其中，所述缝仅仅沿所述机翼翼展的一部分向翼展方向延伸。
6.根据权利要求5所述的机翼，其中，所述缝沿翼展方向从所述机翼的大约平面结构突变点处开始向所述机翼的大约翼尖处延伸。
7.根据权利要求2所述的机翼，其中，所述缝在机翼上在跨音速状态下出现气流分离并导致增加阻力的部分上延伸。
8.根据权利要求2所述的机翼，其中，所述缝沿翼展方向基本上从所述机翼的根部向翼尖连续地延伸。
9.根据权利要求2所述的机翼，其中，所述缝被设置成可以将由超音速气流产生的激波沿所述机翼推至在所述机翼上的较后位置。
10.根据权利要求2所述的机翼，其中，所述缝被设置成可以增加所述机翼的阻力-发散马赫数大小，同时至少能够保持所述机翼相当的气动力学效率。
11.根据权利要求2所述的机翼，其中，所述缝被设置成可以缓解激波并使所述机翼提供较高的巡航速度。
12.根据权利要求2所述的机翼，还包括与所述前端和后端翼型元件相耦合的致动器结构，该结构用于使所述前端和后端翼型元件的一个相对另一个产生移动，从而对所述缝进行调整。
13.根据权利要求12所述的机翼，其中，所述致动器结构被设置成可以通过一个或多个从操作组中选定的操作对所述缝进行调整，所述操作组包括调整能够分离所述前端和后端翼型元件的缝隙，所述缝隙设定了所述缝；调整所述前端和后端翼型元件之间的相对高度；并且调整所述前端和后端翼型元件之间的角度。
14.根据权利要求12所述的机翼，其中，所述缝包括多个沿所述机翼纵向布置的区段，每个区段都可以通过所述致动器结构独立地进行调整，从而可以在所述翼展不同位置对所述缝不同地进行调整。
15.根据权利要求2所述的机翼，还包括与所述前端和后端翼型元件相耦合的致动器结构，用于使所述前端和后端翼型元件中的一个相对另一个产生移动，从而在至少一个亚音速状态下关闭所述缝，并在所述跨音速状态下开启所述缝。
16.根据权利要求2所述的机翼，其中，至少一个缝包括多个沿所述机翼纵向布置的缝。
17.根据权利要求2所述的机翼，还包括至少一个设置于两个未开缝机翼区域之间的开缝机翼区域。
18.根据权利要求2所述的机翼，还包括至少一个设置于两个开缝机翼区域之间的未开缝机翼区域。
19.根据权利要求2所述的机翼，其中，所述跨音速状态是从包括有巡航状态和操纵状态的组中选出的一个或多个状态。
20.根据权利要求2所述的机翼，其中所述前端翼型元件包括主机翼部分；所述后端翼型元件包括襟翼；并且所述机翼还包括致动器结构，用于在巡航时调整所述襟翼，从而改善机翼在巡航时的性能。
21.一种包括权利要求1所述的翼型的飞行器。
22.一种翼型包括至少一个具有上表面和下表面的前端翼型元件；至少一个具有上表面和下表面的后端翼型元件；和至少一个由所述翼型在所述翼型的至少一个跨音速状态下设定的部分翼展缝，所述缝使沿所述前端翼型元件的下表面流动的部分空气分离，并使其在所述后端翼型元件的上表面上流动，从而在跨音速状态下得到性能上的改善。
23.一种包括权利要求21所述的后掠翼型的飞行器机翼。
24.根据权利要求23所述的机翼，其中，所述缝包括设定于所述前端和后端翼型元件之间不带非流线型内凹的气动力学上的光滑通道。
25.根据权利要求23所述的机翼，其中，通过从下述组成的组中选取一个或多个的标准设置所述缝，以改善所述机翼的性能，所述组包括提高巡航速度；增加升力；增加厚度；减少后掠角；减少阻力；或者上述各项的组合。
26.根据权利要求23所述的机翼，其中，所述缝沿翼展方向从所述机翼的大约平面结构突变点处开始向所述机翼的大约翼尖处延伸。
27.根据权利要求23所述的机翼，其中，所述缝在机翼上在跨音速状态下出现气流分离并导致增加阻力的部分上延伸。
28.根据权利要求23所述的机翼，其中，所述缝被设置成可以将由超音速气流产生的激波沿所述机翼推至在所述机翼上的较后位置。
29.根据权利要求23所述的机翼，其中，所述缝被设置成可以增加所述机翼的阻力-发散马赫数大小，同时至少能够保持所述机翼相当的气动力学效率。
30.根据权利要求23所述的机翼，其中，所述缝被设置成可以缓解激波并使所述机翼提供较高的巡航速度。
31.根据权利要求23所述的机翼，还包括与所述前端和后端翼型元件相耦合的致动器结构，该结构用于使所述前端和后端翼型元件的一个相对另一个产生移动，从而对所述缝进行调整。
32.根据权利要求31所述的机翼，其中，所述致动器结构被设置成可以通过一个或多个从操作组中选定的操作对所述缝进行调整，所述操作组包括调整能够分离所述前端和后端翼型元件的缝隙，所述缝隙设定了所述缝；调整所述前端和后端翼型元件之间的相对高度；并且调整所述前端和后端翼型元件之间的角度。
33.根据权利要求31所述的机翼，其中，所述缝包括多个沿所述机翼纵向布置的区段，每个区段都可以通过所述致动器结构独立地进行调整，从而可以在所述翼展不同位置对所述缝不同地进行调整。
34.根据权利要求23所述的机翼，还包括与所述前端和后端翼型元件相耦合的致动器结构，用于使所述前端和后端翼型元件中的一个相对另一个产生移动，从而在至少一个亚音速状态下关闭所述缝，并在所述跨音速状态下开启所述缝。
35.根据权利要求23所述的机翼，其中，至少一个部分翼展缝包括多个沿所述机翼纵向布置的缝。
36.根据权利要求23所述的机翼，还包括至少一个设置于两个未开缝机翼区域之间的开缝机翼区域。
37.根据权利要求23所述的机翼，还包括至少一个设置于两个开缝机翼区域之间的未开缝机翼区域。
38.根据权利要求23所述的机翼，其中，所述跨音速状态是从包括有巡航状态和操纵状态的组中选出的一个或多个状态。
39.根据权利要求23所述的机翼，其中所述前端翼型元件包括主机翼部分；所述后端翼型元件包括襟翼；并且所述机翼还包括致动器结构，用于在巡航时调整所述襟翼，从而改善机翼在巡航时的性能。
40.根据权利要求23所述的机翼，其中，所述机翼是后掠式的。
41.一种包括根据权利要求40所述的机翼的飞行器。
42.一种包括根据权利要求22所述的翼型的飞行器。
43.一种设计飞行器机翼的方法，所述机翼带有前端翼型元件、后端翼型元件，和在至少一个跨音速状态下设定于所述前端翼型元件和后端翼型元件之间的至少一个缝，所述方法包括在跨音速状态下调整所述缝，从而获得跨音速状态下的性能改善。
44.根据权利要求43所述的方法，其中，所述跨音速状态是从包括有巡航状态和操纵状态的组中选出的一个或多个状态。
45.根据权利要求43所述的方法，其中所述前端翼型元件包括主机翼部分；所述后端翼型元件包括襟翼；并且对所述缝的调整包括使用所述襟翼装置。
46.根据权利要求43所述方法，其中，对所述缝进行调整包括一个或多个从操作组中选定的操作，所述操作组包括调整能够分离所述前端和后端翼型元件的缝隙，所述缝隙设定了所述缝；调整所述前端和后端翼型元件之间的相对高度；并且调整所述前端和后端翼型元件之间的角度。
47.根据权利要求43所述的方法，还包括在所述机翼的至少一个亚音速状态下关闭所述缝。
48.根据权利要求43所述的方法，其中，所述缝包括部分翼展缝。
49.根据权利要求43所述的方法，其中，所述缝包括基本上沿所述机翼的翼展的整个长度从所述机翼的大约翼根处开始向所述机翼的大约翼尖处延伸的单一缝。
50.根据权利要求43所述的方法，其中，所述缝包括设定于所述前端和后端翼型元件之间不带非流线型内凹的气动力学上的光滑通道。
51.一种设计后掠飞行器机翼的方法，包括使用至少一个由所述机翼设定的缝，其在所述机翼的至少一个跨音速状态下使得沿所述机翼下表面流动的部分空气转向出现分离并流动在所述机翼的上表面，所述空气的转向至少可以延迟在跨音速状态下导致阻力增加的气流分离，从而使跨音速状态下的性能得到改善。
52.根据权利要求51所述的方法，进一步包括在跨音速状态下对所述缝的调整。
53.根据权利要求51所述的方法，其中，对所述缝的调整包括至少一个或多个从操作组中选定的操作，所述操作组包括调整一分离所述前端和后端翼型元件的缝隙，所述缝隙设定了所述缝；调整所述前端和后端翼型元件之间的相对高度；并且调整所述前端和后端翼型元件之间的角度。
54.根据权利要求51所述的方法，其中所述前端翼型元件包括主机翼部分；所述后端翼型元件包括襟翼装置；并且对所述缝的调整包括使用所述襟翼装置。
55.根据权利要求51所述的方法，其中，所述缝包括部分翼展缝。
56.根据权利要求51所述的方法，其中，所述缝包括基本上沿所述机翼的翼展的整个长度从所述机翼的大约翼根处开始向所述机翼的大约翼尖处延伸的单一缝。
57.根据权利要求51所述的方法，还包括在处于或接近跨音速状态时开启所述缝。
58.根据权利要求51所述的方法，还包括在机翼的至少一个亚音速状态下关闭所述缝。
59.根据权利要求51所述的方法，其中，所述缝包括设定于所述前端和后端翼型元件之间不带非流线型内凹的气动力学上的光滑通道。
60.一种设计飞行器机翼的方法，该机翼带有主机翼部分、襟翼装置和至少一个在巡航时设定于所述主机翼部分和所述襟翼装置之间的缝，所述方法包括驱动所述襟翼装置在巡航时调整所述襟翼装置，从而获得巡航时的性能改善。
61.根据权利要求60所述的方法，其中，所述缝包括设定于所述前端和后端翼型元件之间不带非流线型内凹的气动力学上的光滑通道。
全文摘要
一种飞行器机翼包括前端翼型元件(36)和后端翼型元件(38)。在机翼的至少一个跨音速状态下，所述机翼设定有至少一个缝(12)。所述缝(12)可以仅仅沿机翼翼展的一部分向翼展方向延伸，或者也可以沿整个机翼翼展向翼展方向延伸。在任意一种情况下，所述缝(12)都可以使沿所述前端翼型元件(36)的下表面(18)流动的一部分空气分离并使其在所述后端翼型部分(38)的上表面上流动从而获得跨音速状态下的性能的改善。
文档编号B64C3/10GK1720167SQ200380104761
公开日2006年1月11日 申请日期2003年10月9日 优先权日2002年10月9日
发明者贾力明, 詹姆斯·D·麦克莱恩, 戴维·P·威特科斯基, 史蒂文·E·克里斯特, 理查德·L·坎贝尔, 约翰·C·瓦斯伯格 申请人:波音公司, 由美国国家航空航天局局长代表的美利坚合众国