专利名称：用于从入射流产生升力的机翼的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于从入射流产生升力的机翼。
背景技术：
机翼在本领域中已是众所周知的，并且为了各种各样的目的而被用于产生升力。在航空飞行器中，例如飞机，机翼被用于产生升力并且稳定和控制航空飞行器。传统的飞机包括机身，连接到机身上用于提供升力的主机翼，设置在航空飞行器后部主要用于提供稳定性和控制的水平尾翼和垂直尾翼。为控制航空飞行器，这些机翼可包括用于影响从机翼上流过的入射流的控制装置。传统的控制装置是，例如，副翼，襟翼，阻流片或者它们的组合体。这些控制装置扰动从机翼上流通的气流，从而改变机翼的升力，导致作用力的改变。升力的这种变化可以导致航空飞行器俯仰、偏航或者滚转。为了有效的俯仰、偏航和滚转，控制装置必须使升力产生足够的变化。这就导致控制装置要具有相对大的表面积。为了致动这些控制装置，机械装置相对于机翼质量必须是相当重的。对于大型飞机，例如在专利文献RU-2, 2666，233中公开的，控制装置被设置于后缘附近，并沿着机翼的翼展延伸。对于小型航空飞行器，尤其是无人机(UAV)，使用了可选择的控制装置。专利公开文献W0-2008/125868展示了无人机具有可调整的机翼。为了滚转和偏航，主机翼的摆动和翼展是可调节的。调节机翼的机构是复杂的，并且在机翼上包括各种各样的翼梁，致动装置和铰链。这增加了重量，并因此降低了无人机的整体性能。这些机翼的缺点是相对较重和需要精细控制装置，而这些是为了使机翼产生足够的升力变化所必须的。
发明内容
本发明的目的在于消除至少一个上述的缺点或者至少提供一种可用的选择。特别的，本发明的目的是在保持升力具有足够的可控性的基础上减小机翼的重量。根据本发明，本发明的目的通过提供一种用于从入射流产生升力的机翼而被实现，该机翼包括后缘，前缘，内端，外端，相应于吸力面的顶面，以及相应于压力面的底面。升力可被定义为通过在机翼上起作用的入射流生成的任何作用力。入射流可由任何的流体组成。该流体可以是任何成分的气体或者液体。例如，气体可能是空气，或者液体可能是水，特别是海水。入射流可能是由相对于机翼运动的流体产生的。可选的是，入射流可以由机翼相对于流体的运动而产生的。前缘位于机翼的前端，并将气流分离为沿顶面流动和沿底面流动的气流。
后缘位于机翼的后端，在这里，分离的气流在流经顶面和底面之后重新聚集。机翼的内端可面对机翼的底端。外端可面对机翼的顶端。前缘，后缘，内端和外端围绕顶面和底面，导致顶面和底面称为分离的表面。机翼在横截面内更进一步的包括具有弦线的翼剖面，该弦线由在翼剖面的前缘和后缘之间的直线来限定。翼剖面是在横截面所看到的机翼形状。翼剖面可以是任何形状。翼剖面形状提供的升力分布依赖于翼剖面的形状。翼剖面是已知的，并且它们的形状经常通过NACA数据表
/Jn ο翼剖面被设计成使顶面相应于吸力面，其压力比底面的压力小。底面相应于压力面，其压力比顶面的压力大。优选的，翼剖面是弧线型的，从而使得在顶面上的前缘和后缘之间的距离大于底面上的前缘和后缘之间的距离。这具有机翼可能产生升力的优点。更进一步的优势是弧线型翼剖面可在顶面和底面之间提供用于存贮的空间。例如，空间可被用于引导电缆和电线和/或放置控制机构，例如，控制伺服机构。在横截面看去，升力可同样通过机翼相对于入射流的迎角产生。迎角是机翼的弦线和表示机翼与入射流之间的相对运动的飞机航线之间的角度。机翼还包括从内端向垂直于弦线的外端延伸的翼展方向弦线。正翼展方向是从内端向外直接指向外端的方向。前缘包括在内端和外端之间的拐点。优选的，所述拐点具有小于180度的角度，并且具有与弦线相平行沿着向前的方向指向的·'形状。该向前的方向从后缘向前缘延伸。当入射流到达在前缘的拐点时，产生沿着机翼的顶面的拐点旋涡。拐点旋涡是旋转的气流。该旋转气流可以是紊流或者是层流。由于流经面向内端的侧面的拐点的气流压力与流经面向外端的侧面的拐点的气流压力不一样，拐点旋涡可生成。拐点旋涡延迟在气流和顶面之间的气流分离。而且，由于气流的旋转，拐点旋涡包含更多的能量，它会附着在顶面并且朝向后缘移动。拐点旋涡在顶面上形成了附加的表面。这可能会导致在拐点旋涡上的层流。与没有拐点旋涡出现时相比较，层流从前缘向后缘必须移动更大的距离。这会导致顶面和底面之间更大的压力差，从而导致附加升力。前缘更进一步的包括在内端和拐点之间的朝向该拐点延伸的向前的扫掠部件，具有相对于翼展方向呈0°和90°之间的角度。前缘包括向前的扫掠部件，其向拐点延伸并朝向内端。正向的延伸被从内端向拐点被限定，与翼展方向在向前的方向形成正角度。向前的方向指向气流的上游，即，沿着从后缘向前缘的方向。在更进一步的实施例中，向前的扫掠部相对于翼展方向的角度在0°和60°之间，在更进一步的实施例中是0°和45°之间，在进一步的实施例中是0°和30°之间，在进一步的实施中是5°和30°之间。前缘包括在拐点和外端之间从拐点延伸的向后的扫掠部，具有相对于翼展方向呈0°和-90°之间角度。
前缘包括向后的扫掠部件，其从拐点向外端延伸。从拐点向外端被定义为正向延伸，其与翼展方向在向后的方向上形成负角度。向后的方向指向气流的下游，即，沿着从前缘向后缘的方向。在进一步的实施例中，向后的扫掠部相对于翼展方向的角度在0°和-60°之间，在更进一步的实施例中是O°和-45°之间，在进一步的实施例中是O°和-30°之间，在进一步的实施例中是-5°和-30°之间。顶面包括流动控制装置，其用于控制至少部分地位于拐点和外端之间的前缘部分以及位于前缘和后缘之间的升力。优选的，拐点的角度小于180度，即向前的扫掠部和向后的扫掠部之间的角度小于180度。有利的是拐点涡流可被生成，其导致附加升力。通过在拐点涡流上安装流动控制装置，该附加升力可通过流动控制装置被控制。由于拐点涡流生成附加升力，依靠流动控制装置扰动拐点涡流在升力的最终改变方面可能是最佳的。由于拐点涡流通过拐点被生成，沿着拐点下游的顶面，其可能的最佳方案是在前缘和后缘之间安装流动控制装置，也就是在前缘部的后面。后面被限定为朝向后缘的下游。前缘部从拐点向外端延伸。通过控制气流，特别是通过依靠流动控制装置扰动拐点涡流，生成的升力变化可能最为理想。不只是通过机翼生成的升力能够被控制，而且通过拐点涡流生成的附加升力同样也能够被控制。与当流动控制装置被设置于拐点涡流的外面时相比较，这可能导致生成相同的升力变化所需要的流动控制装置更小。更小的流动控制装置可能导致重量的减小，复杂度的降低和成本降低，同时在升力变化上保持充足的可控性。 更优选的，流动控制装置包括铰接表面。该铰接表面在第一位置与顶面形成一光滑的表面。在第一位置，入射流在顶面不被认为不规则的，并且气流可沿着顶面流动。铰接表面可被旋转到第二位置，在这个位置，铰接表面会扰乱顶面。例如，在第二位置的铰接表面与顶面形成一个大于0°的角度。拐点涡流经历了顶面的这种不规则，导致扰动拐点涡流，从而导致在机翼上从拐点涡流处不能提供附加的升力。因此，在第二位置，升力的改变会出现升力减少。这具有的优势是，升力的改变可通过使用铰接表面而被控制，从而不需要后缘襟翼或者副翼。更优选的是，向前的扫掠部比向后的扫掠部更陡。其导致拐点被设置为与外端相比更靠近内端。这具有的优势是，在拐点生成的拐点涡流可能沿着顶面向后缘和外端移动。向外移动的拐点涡流可能会导致更大的附加升力。在具体实施例中，该流动控制装置被设置在后缘的前面。所述前面被限定为相对于后缘向上的气流，朝向前缘。因此，流动控制装置被设置在前缘和后缘之间。流动控制装置被顶面环绕。流动控制装置不是机翼的后缘的一部分。与当流动控制装置被设置为远离拐点时相比较，这具有流动控制装置可能更小和更轻的优势。流动控制装置更接近于拐点涡流的起始点，将会产生附加的升力的更有效的控制。这可能导致需要更小的流动控制装置，同时能保持对升力同样的或者有效的控制性。在具体实施例中，该拐点基本上被设置在内端和外端之间的直线上的三分之一处，其中，该直线与翼展方向平行。使得拐点位于该直线的三分一处导致比向后的扫掠部更陡的向前的扫掠部扫掠。这会导致拐点旋涡，其沿着顶部向外端移动，也就是，朝向更小锥度的向后的扫掠部。其具有的优势是，拐点涡流可能被定向向外端，其中，沿着顶面可提供足够的空间。沿着顶面的拐点旋涡越长，越多的附加升力可被生成。在这些实施例中，拐点的定位导致由拐点旋涡生成最佳的附加升力，并且具有这样的优势，升力的最佳改变可通过流动控制装置来控制。在另一实施例中，向前的扫掠部相对于翼展方向具有在5°到40°之间的向前的角度。该角度的范围具有的优点是，它可导致生成明显的拐点旋涡，也就是，拐点旋涡可具有足够的能量沿顶面移动。在另一具体实施例中，向后的扫掠部相对于翼展方向具有在-5°到-40°之间的向后的角度。该角度的范围具有的优点是，它可导致生成明显的拐点旋涡，也就是，拐点旋涡可具有足够的能量沿顶面移动。在另一具体实施例中，流动控制装置完全位于拐点和外端之间的前缘的后部。因此，包含在顶面中的流动控制装置定位于外面，也就是说，从拐点看朝向外端。这对于向外移动的拐点旋涡是特别有利的。对于这个旋涡，不必设置部分定位向内的流动控制装置，也就是说，从拐点看朝向内端。这样的优点是，流动控制装置的重量可能会更小，同时能保持对升力足够的控制性。根据上述的一个权利要求所述的机翼，其中，流动控制装置被设置在前缘和位于前缘和后缘中途的参考线之间。该参考线划分在前缘和后缘之间的顶面。使得流动控制装置定位于参考线和前缘之间，致使流动控制装置相比于后缘更加接近前缘。这具有的优点是，拐点旋涡可相对接近于拐点被扰动。当拐点旋涡从前缘下游向后缘移动时，拐点旋涡可通过流动控制装置相对较早地被扰动。这会减少拐点旋涡没有经过流动控制装置的风险，该风险会导致升力的有效控制性的降低。因此，在初期扰动拐点旋涡可增加控制的安全性和确定性。在另一实施例中，流动控制装置包括铰接表面。这具有优势是，升力的改变可通过使用铰接表面来控制，从而不需要后缘襟翼或
者副翼。在进一步的实施例中，铰接表面小于顶面的十分之一。因此，铰接表面最大的面积是十分之一的顶面。这具有的优点是，不需要大的铰接表面，因为仅仅扰动拐点旋涡是足够的。在另一进一步的实施例中，铰接表面覆盖超过顶面的二十分之一。因此，铰接表面的最小面积是顶面的二十分之一。这具有的优点是，相比于后缘副翼延伸整个机翼翼展，具有铰接表面最小的面积，可获得明显的重量减小，同时保持升力改变的有效操控性。根据一个上述权利要求所述的机翼，其中，在内端，翼剖面是弧形的，并且，在外端，翼剖面是半对称的。翼剖面的形状沿着翼展方向从内端开始朝向外端而变化。翼剖面在内端是弧形的。弧形的翼剖面导致弯曲的顶面和弯曲的底面，这两个面都是以前缘为起点，以后缘为终点。顶面的曲率比底面的曲率大，从而导致顶面是吸力面和底面是压力面。在外端，翼剖面是半对称的。半对称的翼剖面导致弯曲的顶面和平直的底面，这两个面都是以前缘为起点，以后缘为终点。这样也导致吸力面在顶面和压力面在底面，引起升力。翼剖面从内端到外端的变化的优点是，当机翼加速或者减速时，其可增强性能。例如，当机翼由于增加的平移和/或旋转突然加速时，在顶面和底面的气流可明显地变化。当通过机翼改变加速度时，在内端具有弧形的外形且在外端具有半对称的外形可导致至少一个端部附近处的稳定的气流。在另一具体实施例中，翼剖面厚度沿着翼展方向朝向外端 递减。在垂直于翼展方向的横截面上，翼剖面厚度是在顶面和底面之间的最大的距离。通过递减翼剖面的厚度，机翼的厚度随之递减。这具有的优点是，拐点旋涡可被迫朝向外端向外移动，S卩，朝向机翼厚度的递减方向。更有利的是，递减的机翼厚度可导致机翼重量的减小，同时保持足够的结构稳定性。本发明同样涉及一种航空飞行器，其包括用于从入射流生成升力的机翼。航空飞行器可以是有人驾驶机或者是无人驾驶机(UAV)。航空飞行器是已知的。已经有很多的模仿鸟类飞行的尝试。特别是，有很多的模仿鸟类扇动翅膀飞行的尝试。鸟类的翅膀具有自由的尖端和可旋转地固定在鸟类的身体上的根部。在鸟类的翅膀扇动的过程中，三个典型的动作可被识别。第一动作是，当根部可旋转地固定在鸟类的身体上时，尖端反复向上和向下的动作。在第一动作过程中，鸟类的翅膀围绕轴进行旋转，该轴平行于接近根部的弦线。第二动作是，围绕平行于翼展方向的轴进行反复的正转和反转。由于根部可旋转地固定到主体上并且尖端是自由的，所以鸟的翅膀上出现扭矩。第三动作是，尖端相对于根部反复进行向内和向外的移动。第三动作看起来像划船动作。例如，公开号为W0-2008/125868的专利文献公开了一种模仿鸟类飞行的无人驾驶机(UAV)。该出版物公开了一种可调节的机翼，所述机翼能够模仿所述第三动作，即，调节翼展和摆动。机翼的调节也用于控制无人驾驶机，即，用于滚转和偏转无人驾驶机。通常，航空飞行器的控制包括滚转，偏转和俯仰的控制。滚转对应于围绕纵向轴旋转。偏转对应于围绕垂直轴旋转，以及，俯仰对应于围绕相对于垂直轴和水平轴正交的轴旋转。从其它出版物可知，航空飞行器，例如无人驾驶机，其已知能够模仿第一动作和第二动作。反复进行的动作的频率的改变被用于控制航空飞行器，也就是，用于滚转和偏转飞行器。这些航空飞行器的缺点是，由于扇动机翼的动力学，控制是煞费苦心的。本发明的目的是消除这种缺陷，或者至少提供可用的选择。特别的，本发明的目的是对航空飞行器的滚转和偏转的控制进行简化。根据本发明，本发明的目的通过提供一种航空飞行器来实现，其中，航空飞行器包括框架，和用于扇动至少一个与框架相关的机翼的扇动机构。该框架可是人造鸟的主体或者任何适合于包括推进装置、通信装置、导航和控制装置，有效载荷或任何其他的飞行必须的装置的主体。在具体实施例中，该框架是机身，包括机身内部飞行所需的装置。在另一具体实施例中，该框架可是任何装载飞行所需装置的机身。该装置可以装载在主体外面或里面。这个具体实施例的优点是，与飞机或者直升机相比较，通过利用相对较低的能量，人员可通过航空转移。更进一步的优点是，根据本发明的机翼的噪音可比常规的固定机翼的航空飞行器小。通过固定机翼的航空飞行器的推进需要螺旋桨或涡轮。在可能相对较低的频率下，扇动至少一个机翼是可行的。相比螺旋桨或者涡轮的运动，扇动机构的运动较小，这样可导致有效的能量更多和推进的噪音更低。优选的，框架是由人穿戴的背包。这具有优点是人的较安全的运输成为可能。背包具有扇动机构和机翼，当危险情况出现时，能提供故障解决方案。例如，该危险情况包括推进的故障。在这种情况下，包括拐点和流动控制装置的机翼，为人类的安全飞行提供足够的升力和控制。在另一具体实施例中，当危险情况包括人和机翼之间的接触时，施加在人身体上的力远小于通过驱动航空飞行器的推进器施加在人身上的力。这会降低坠毁的危险。该扇动机构至少适于完成第一动作，第二动作，和第三动作中的一个。该航空飞行器进一步包括根据前述的具体实施例之一得到的至少一个机翼。使得机翼在结合有适于扰动拐点旋涡的流动控制装置的前缘上具有拐点，可为航空飞行器提供在滚转和偏转方面的控制性能。更进一步的优点是，对于航空飞行器的俯仰仅仅只需要水平尾平面。流动控制装置与拐点机翼相结合，从而允许航空飞行器进行组合的滚转和偏航运动。本发明还涉及一种用于旋翼的叶片。在风力涡轮机中旋翼被用于驱动涡轮机。通常，这些旋翼由两个或者更多的叶片组成，这些叶片由于入射气流生成升力。相比于入射气流较小时，当入射气流较大时，旋翼的旋转可更快。这些风力涡轮机的缺陷是制动或者减小转动速度是耗费能量的。本发明的目的是消除这些缺陷或至少提供可用的选择。特别的，本发明的目的是在制动或降低旋转速度时使能量的效率更高。根据本发明，本发明的目的通过提供用于旋翼的叶片而被实现，包括至少一个根据上述实施例之一的机翼，其中，流动控制装置包括用于扰动气流的气孔。包括拐点和设置在拐点旋涡中的流动控制装置的叶片可高效的降低旋转速度。通过扰动拐点旋涡，生成更小的升力，导致旋转速度的制动或降低。本发明还涉及使用根据上述的任何一个实施例得到的机翼的用途。依照本发明的这些和进一步的实施例以及方法在从属权利要求中获得。
本发明的这些和其他形式、特征和优点将会通过下面的机翼的具体实施例的描写被说明，其中，同样的附图标记表示同一元件，以及其中附图I示出根据本发明的机翼的俯视图。附图2a示出了机翼的第一横截面视图，展示了包括在第一位置的流动控制装置的机翼的翼剖面。附图2b示出了机翼的横截面视图，展示了包括在第二位置的流动控制装置的机翼的翼剖面。附图3示出了本发明的具体实施例，其中，根据本发明的机翼被包括在作为人造鸟的无人驾驶飞机中。附图4示出了本发明的另一具体实施例，其中，根据本发明的机翼是包括在旋翼中的叶片，所述旋翼例如用于风轮机。
具体实施例方式附图I示出了可从入射流A生成升力的机翼I。该入射流A可以是空气流，流体流，气流或者任何流体流。附图I是俯视图或者顶视图。该机翼I包括前缘3,后缘5,内端7和外端9。顶面10是被示出的，被前缘3、后缘5、内端7和外端9围住的区域。注意，内 端7和外端9都是前缘3和后缘5之间的边缘。在附图I中未示出的是底面12，其与顶面10相对。同样的，底面12由前缘3，后缘5，内端7和外端9包围。顶面10与机翼I的吸力面相一致，底面12与机翼的压力面相一致。这意味着施加在吸力面上的压力小于施加在底面上的压力，由此产生升力。升力是方向向上的作用力，即从底面12指向顶面10。在图2a和图2b中示出的横截面图中，被示出的翼剖面14为弧形的形状。翼剖面14包括弦线16，其是在前缘3和前缘5之间的直线。翼剖面14的前缘3与机翼I的前缘部分的驻点相一致。驻点是气流的局部的流速为零的位置。前缘3和后缘5分隔顶面10和底面12。在附图I中同样也示出了翼展方向20，其从内端7向外端9延伸。翼展方向20垂直于弦线16。附图I示出了拐点21，其在内端7和外端9之间的前缘3上。因为机翼I上方的气流A，拐点21生成拐点旋涡B。拐点21的产生是由于前缘3具有向前的扫掠部分23和向后的扫掠部分25。向前的扫掠部分23被设置在内端7和拐点21之间，以及向后的扫掠部分25被设置在拐点21和外端9之间。所述向前被限定为从后缘5指向前缘3的方向。前缘3的向前的扫掠部分23相对于翼展方向20具有向前角度α。该向前角度α优选的值在0°和90°之间。前缘3的向后的扫掠部分25相对于翼展方向20具有向后角度β。向后角度β优选的值在O°和-90°之间。向前的扫掠部分23和向后的扫掠部分25形成了面向拐点涡流B和后缘5的拐角Y。值得注意的是，向前角度α，向后角度β和拐角Y的绝对值等于180°。优选的，拐角Y小于180°。附图I更进一步的示出了包括流动控制装置30的顶面10。该流动控制装置30是铰接表面31，该铰接表面同样也在附图2a和2b中示处。铰接表面31可包括铰接链33，其允许铰接表面31从第一位置被旋转到第二位置。该第一位置对应于附图2a中示出的与顶面10光滑对齐的铰接表面31。该第二位置对应于附图2b中示出的处于相对顶面10向上的位置处的铰接表面31。在第二位置，铰接表面31扰动流经顶面10的气流A。在附图I中，铰接链33包括线路或者长条铰链。铰接表面31可是任意的形状。在附图I中，铰接表面31是正方形，但是，其他形状同样也是可行的和预料的，例如，三角形或者圆形。当流动控制装置30被放置在至少部分在位于拐点21和外端9之间的前缘部35的后面时，该流动控制装置30可用于影响拐点旋涡B。这具有优点是，拐点旋涡B可被扰动从而引起升力的变化。当拐点旋涡B被扰动时，升力可被降低。当拐点旋涡B用于改变机翼I的升力时，就没有必要使用常规的副翼去控制机翼I。附图3示出了本发明的具体实施例，其中，两个按照本发明的机翼101a，IOlb被包括在作为人造鸟的无人驾驶飞机100中。值得注意的是，在这个具体实施例中描写的元件可与在先的具体实施例中描写的对应元件相结合。此外，在附图3中，第一机翼IOla和第二机翼IOlb可旋转地连接到机身102上。机身102可具有鸟的主体的外形。第一机翼IOla与第二机翼IOlb是相对称的,其中，对称线平行于第一机翼IOla的内端107a和第二机翼IOlb的内端107b。机翼101a, IOlb 包括前缘 103a, 103b,后缘 105a, 105b,内端 107a, 107b 和外端190a, 109b。顶面 IlOa 由前缘 103a, 103b,后缘 105a, 105b,内端 107a, 107b 和外端 109a,109b包围。前缘103a，103b包括拐点121a，121b，向前的扫掠部分123a，123b，和向后的扫掠部分 125a, 125b。当无人驾驶机100在大气层中飞行时，拐点121a，121b可生成拐点旋涡，该拐点旋涡在顶面110a, IlOb上向后缘105a, 105b移动。通过在前缘部的后面设置流动控制装置130a，130b,流动控制装置130a，130b可扰动拐点旋涡。前缘部位于拐点121a，121b和外端109a，109b之间。两个机翼101a，IOlb可相对于机身102扇动，机身是鸟的主体的形状。扇动可通过三个动作被定义。第一动作是，当外端109a，109b可旋转地固定到机身102上时，内端107a，107b反复进行向上和向下的运动。在第一动作过程中，机翼101a，IOlb围绕平行于内端107a，107b附近的弦线的轴转动。第二动作是，围绕平行于翼展方向的轴反复进行正向旋转和反向旋转。当内端107a, 107b可旋转地固定在机身102上，且外端109a，109b是自由的时，无人驾驶机100的机翼101a，IOlb上出现扭转。第三动作是，内端107a，107b相对于外端109a，109b反复进行向内和向外的移动。
第三动作看起来像划船动作。在附图3中示出的具体实施例，仅仅包括了第一动作和第二动作。第一动作通过扇动机构实现，该装置包括第一枢轴106b和第二枢轴108b。第一枢轴106b可旋转的被连接到第一飞机翼梁111b，并且第二枢轴108b可旋转的被连接到第二飞机翼梁113b。第一枢轴106b和第二枢轴108b可通过单独的伺服系统独立地被致动。当第一枢轴106b被周期性的与第二枢轴108b异相致动，第一动作和第二动作产生。致动第一枢轴106b向上导致第一飞机翼梁Illb向上移动。同时，第二枢轴108b向下运动引起第二飞机翼梁113b向下移动。当第一飞机翼梁Illb和第二飞机翼梁113b被提供给机翼IOlb时，机翼IOlb产生第一动作和第二动作。值得注意的是，机翼101a，IOlb包括挠性的材料。特别地，在动力扇动机翼结构中，控制无人驾驶机可能是困难的。因此，通过使用流动控制装置130a，130b控制无人驾驶机100是具有优势的。即使当无人驾驶机100的机翼101a，IOlb扇动时，拐点121a，121b上生成的拐点旋涡也是可操控的。通过使用设置在后缘的副翼去控制扇动的无人驾驶机100，在控制性和稳定性方面可能是更不可靠的。无人驾驶机更进一步的包括了用于稳定无人驾驶机100的俯仰转动的水平尾翼140。附图4示出了本发明的另一具体实施例，其中，根据本发明的机翼是叶片201，叶片201被包括在例如用于风力涡轮机中的旋翼200中。值得注意的是，在这个具体实施例中描写的元件可与在先的具体实施例中描写的对应元件相结合。叶片201包括前缘203，后缘205，内端207和外端209。而且，前缘203包括拐点221，向前的扫掠部分223，和向后的扫掠部分225。流动控制装置230被包括在顶面210中，用于扰动拐点旋涡，该拐点旋涡因为入射流通过拐点221被生成。旋翼包括叶片201和驱动涡轮机的转子250。流动控制装置230包括气孔231，其可以吸入空气或者吹出空气到大气中。这种方式，拐点旋涡可被扰动，通过叶片201生成的升力可由可控的方式被影响。通过叶片201生成的升力代表了旋翼200的转动速度。该旋翼可包括至少一个叶片201。通过在叶片201上提供气孔231，旋翼200的旋转速度是可被控制的，提供旋翼200的能量效率控制。本发明并不仅限于描写的实施例。实施例中描写的任何组合都是可能的和可预见的。根据本发明的机翼，可被用于各种设备中，例如，阻流板，船用螺旋桨和帆。本发明同样涉及于这些包括根据上述的实施例中任意一个的机翼的装置。可选择的，如前述的任何一个实施例中的机翼，其被包括在阻流板中，该阻流板用于扰乱移动车辆的入射流。根据本发明的阻流板具有的优点是，入射流可更加精确地被破坏或者扰动。流动控制装置可允许阻流板控制由拐点旋涡生成的附加升力。通过阻流板生成的升力的更精确地控制导致移动车辆更有效的控制。例如，移动车辆要求在第一位置在公路上更多的抓地。通过控制流动控制装置，在公路上的抓地是可被调节到第二位置。更进一步的选择，如前述的任何一个实施例中的机翼，被包括在用于推进海上运输工具的船用螺旋桨中。根据本发明的船用螺旋桨具有的优势是，推进海上交通工具在能量方面可更有效。通过机翼生成的升力被用作推进力。由拐点产生的附加升力与附加的推进力相等。附加的推进力可通过流动控制装置被控制。可选择的，如前述的任何一个实施例中的机翼被包括在用于生成航行力的帆中。根据本发明的帆具有的优势是，附加的航行力可被生成，其可通过流动控制装置控制。
可选择的，流动控制装置可被用于控制机翼的升力的变化和/或顶面的压力分布的变化，和/或相对于入射流削弱机翼，和/或相对于惯性坐标系削弱机翼。惯性坐标系可以是，例如，地球。该削弱被定义为减小相对于惯性坐标系的相对速度。
权利要求
1.一种用于从入射流生成升力的机翼，其包括 -后缘，前缘，内端，外端，与吸力面相应的顶面和与压力面相应的底面； -在横截面上，翼剖面具有弦线，该弦线由翼剖面的前缘和后缘之间的直线来限定； -从所述内端向所述外端延伸的翼展方向，其垂直于所述弦线； 其中，所述前缘更进一步包括 -在所述内端和所述外端之间的拐点； -在所述内端和所述拐点之间朝向所述拐点的向前的扫掠部分，其相对于所述翼展方向的角度在0°到90。之间； -在所述拐点和所述外端之间从所述拐点开始延伸的向后的扫掠部分，其相对于所述翼展方向的角度在0°到-90°之间； 其特征在于，该顶面包括用于控制升力的流动控制装置，其至少部分位于在所述拐点和所述外端之间的前缘部之间，并且位于所述前缘和所述后缘之间。
2.如权利要求I所述的机翼，其中，所述拐点的角度小于180°。
3.如上述任一权利要求所述的机翼，其中，所述拐点位于在所述内端和所述外端之间的直线的基本上三分之一处，其中，该直线平行于所述翼展方向。
4.如上述任一权利要求所述的机翼，其中，所述向前的扫掠部分相对于所述翼展方向具有的向前的角度在5°到40°之间。
5.如上述任一权利要求所述的机翼，其中，所述向后的扫掠部分相对于所述翼展方向具有的向后的角度在-5°到-40°之间。
6.如上述任一权利要求所述的机翼，其中，所述流动控制装置完全在所述拐点和所述外端之间的前缘部的后面。
7.如上述任一权利要求所述的机翼，其中，该流动控制装置位于所述前缘和在所述前缘和所述后缘中途的参考线之间。
8.如上述任一权利要求所述的机翼，其中，该流动控制装置包括铰接表面。
9.如权利要求8所述的机翼，其中，所述铰接表面小于所述顶面的五分之一。
10.如权利要求8-9中一个所述的机翼，其中，所述铰接表面覆盖多于所述顶面的十分之一 O
11.如上述任一权利要求所述的机翼，其中，在所述内端，所述翼剖面是弧形的，并且，在所述外端，所述翼剖面是半对称的。
12.—种航空器，其包括至少一个根据上述任一权利要求所述的机翼，其中，所述空中飞行器进一步包括 -框架； -扇动机构，其用于相对于所述框架扇动所述至少一个机翼。
13.如权利要求12所述的航空器，其中，该机翼进一步包括设置在所述顶面和所述底面之间的流动控制致动器。
14.一种用于旋翼的叶片，其包括至少一个根据权利要求I到11中的任意一个所述的机翼，其中，所述流动控制装置包括用于扰动气流的气孔。
15.一种根据权利要求I到11中的任意一个所述的机翼的用途。
全文摘要
本发明涉及一种用于生成升力的机翼(1)，包括后缘(5)，前缘(3)，内端(7)，外端(9)，顶面(10)和底面(12)。该机翼包括具有弦线和翼展方向的翼剖面。该前缘包括在内端(7)和外端(9)之间的拐点(21)。该前缘包括向前的扫掠部分，在内端和拐点之间朝向拐点延伸，相对翼展方向形成角度(α)。该前缘包括向后的扫掠部分(35)，在拐点和外端之间从拐点延伸，相对翼展方向形成角度(β)。该顶面包括流动控制装置(30)，用于控制升力，其至少部分位于在拐点和外端之间的前缘部分之间，并且位于前缘和后缘之间。
文档编号B64C3/10GK102985320SQ201180019060
公开日2013年3月20日 申请日期2011年4月14日 优先权日2010年4月15日
发明者罗伯特·扬·穆斯特斯 申请人:格林X有限责任公司