专利名称：减弱飞行器产生的噪声和尾流的系统和方法
技术领域：
本文中公开的实施例一般涉及用于降低拖尾涡流和减少由飞行器飞行控制表面的侧边缘或机翼或转动叶片的尖端产生的噪声的系统和方法。
背景技术：
多年来，严格的噪声控制已经导致空中交通无效率和机场生产力降低。在许多机 场，当前的容量主要由操作时间控制，通常主要限制白天的时间，从而限制夜晚的噪声污染。因此，机场环境中的降噪已经成为航空航天运输业中优先处理的领域。在起飞、进场、和着陆期间，发动机和机身部件产生噪声。随着大涵道比发动机的出现，近年来已经实现发动机噪声显著减低。因此，其他噪声源已经变得更加严重，现在更大的焦点集中于机身噪声降低。机身噪声的主要部件是高升力系统。特别地，襟翼元件由于尖端涡流形态产生高噪声水平。欧洲和美国国家航空航天局(NASA)的研究人员已经证明通过利用在侧边缘的鼓风喷射器显著降低襟翼噪声。喷射器改变涡流形态，导致噪声降低。问题是，该方法需要大量的鼓风来实现有意义的噪声降低水平。可以使用鼓风喷射器通过利用流体源降低襟翼噪声，例如来自发动机或专用压缩机的排气。发动机可以用于提供空气，以便致动。发动机排气的需求影响发动机的尺寸。排气量越大，发动机越重，导致飞行器总重量增加。此外，发动机效率由于排气而下降。可替换地，压缩机也可以结合管道运输系统使用，但是也会导致显著的额外重量。另一个问题是，大型运输机的涡流尾流。空中交通工业中优先处理的领域是解决迫在眉睫的机场拥挤问题。许多机场的容量接近饱和，但是预计民航的飞行器数将增加。调整着陆和起飞频率的一个因素是驱散飞行器运动产生的尾迹涡流所需的时间。迫切地需要一种用于减轻飞行器在进场和着陆期间产生的涡流尾流的系统和方法。关于飞行器尾流减轻，一个解决方案是避免大型飞行器的飞行路线。联邦法规要求保持飞行器间隔，从而确保避免严重的涡流相遇。最小间隔距离表示全世界数量日益增长的机场的生产力的关键限制因素，对整个空中交通系统产生连锁反应，更不用说会给乘客带来不便。机场拥挤和延迟转化为飞行器运输的较高成本。因此，迫切地需要找到不会危及到飞行安全性的解决方案。在旋翼飞行器领域中也急需解决尾流减轻。对于直升机，叶片尖端涡流穿过下面的叶片，在某些情形中，可以导致不期望的较强的叶片涡流相互作用。叶片涡流相互作用是直升机的噪声产生的原因。成功地控制叶片尖端涡流可以减轻噪声、增强机动性和降低直升机的操作风险。
发明内容
本文中公开的实施例一般涉及用于降低拖尾涡流和减少飞行器飞行控制表面的边缘产生的噪声的系统和方法。尽管本文中公开的某些实施例涉及降噪、减轻尾流装置在襟翼元件内的安装，但是应当理解，这些装置也可以安装在其他类型的飞行器飞行控制表面，例如在副翼、射流偏向器、扰流器和安装在固定翼飞行器上的缝翼。这些降噪、减轻尾流的装置也可以安装在固定翼飞行器的翼端或小翼内以及旋翼飞行器的叶片尖端内。根据一个特定的实施例，降噪、减轻尾流装置定位在飞行器飞行控制表面内，特别地，定位在襟翼元件内。该装置沿襟翼元件的侧边缘并且靠近该襟翼元件的侧边缘定位，在其翼弦的一部分上延伸。当在进场和着陆期间部署高升力系统时，启动该装置。在这些情况中，拖尾涡流是最强的，并且襟翼噪声部件是最主要的。 在一个示例性的实施方式中，降噪、减轻尾流装置包括横向喷射致动器和定位在襟翼的上表面、下表面和侧边缘上的相应的空气喷射槽形开口组。致动机构产生较小且快速移动的空气射流组，其在流动方向上横穿所述开口。该机构的启动破坏襟翼涡流结构的稳定性，从而引起拖尾涡流强度的降低和飞行器噪声的减小。尽管本文中公开的示例性实施例具有耦接到单个致动器的相应的开口，以用于喷射横向空气射流，其开口分别定位为沿靠近侧边缘的襟翼的上表面和下表面并且沿侧边缘本身，但是应当理解，提供单个空气喷射开口或耦接到单个致动器的两个或更多个这种开口在本发明的范围内。更一般地，本发明的一个方面是一种飞行器，其包括空气动力学元件、加压空气源、空气射流致动器和控制器，其中空气动力学元件包括侧边缘和开口，该开口定位在侧边缘上或靠近所述侧边缘并且一般与流动方向对齐；空气射流致动器包括可旋转元件，该可旋转元件包括内部管道和与内部管道流体连通的开口 ；并且所述控制器可操作为使得将可旋转元件的内部管道放置为与加压空气源流体连通，并且还引起可旋转元件的旋转，由此使得可旋转元件的内部管道与空气动力学元件的开口通过可旋转元件中的开口而流体连通，因而使来自所述源的加压空气能够以空气射流的形式离开空气动力学元件的开口。本发明的另一个方面是一种减弱在交通工具飞行期间由空气动力学元件产生的噪声的方法，该方法包括(a)在具有上表面和下表面的空气动力学兀件的侧边缘上或靠近所述侧边缘形成槽，该槽一般将与飞行期间的流动方向对齐；和(b)在多个位置连续地使空气喷射出所述槽，所述位置沿槽的长度布置为与该槽的一端相距随时间增大的距离。本发明的进一步的方面是一种包括空气动力学元件和空气射流致动器的设备，其中空气动力学元件包括侧边缘和定位在所述侧边缘上或靠近所述侧边缘的槽；并且空气射流致动器包括可旋转元件，该可旋转元件包括内部管道和沿缠绕可旋转元件的线路布置并与内部管道流体连通的一个槽或一连串槽或孔洞，其中在可旋转元件相对于空气动力学元件的旋转期间，可旋转元件的内部管道与空气动力学元件中的槽通过可旋转元件的一个或更多个槽或孔洞而流体连通。本发明涉及一种飞行器，该飞行器包括空气动力学元件、加压空气源、空气射流致动器和控制器，其中所述空气动力学元件包括侧边缘和开口，该开口定位在所述侧边缘上或靠近所述侧边缘并且与流动方向基本对齐；所述空气射流致动器包括可旋转元件，所述可旋转元件包括内部管道和与所述内部管道流体连通的开口 ；并且所述控制器可操作为使得所述可旋转元件的所述内部管道被布置为与所述加压空气源流体连通，并且还使得所述可旋转元件旋转，由此使得所述可旋转元件的所述内部管道与所述空气动力学元件的所述开口通过所述可旋转元件中的所述开口而流体连通，因而使来自所述源的加压空气能以空气射流的形式离开所述空气动力学元件的所述开口。所述飞行器可以包括具有螺旋形槽的可旋转元件的开口，并且控制表面的开口包括第一槽，并且旋转的所述可旋转元件的螺旋形槽使空气喷射，从而横穿所述第一槽。所述飞行器可以包括一种空气动力学元件,该空气动力学元件进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、下表面或侧边缘中的一个上，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、下表面或侧边缘中的一个上，进一步地，其中所述可旋转元件的螺旋形槽同时与所述空气动力学的第一槽和第二槽流体连通。所述飞行器还可以包括不可旋转的元件，该不可旋转的元件包括内部管道、与该内部管道流体连通的开口和所述不可旋转元件的外部，其中所述可旋转元件和所述不可旋转元件相互同轴，并且所述空气动力学元件的开口与所述不可旋转元件的开口流体连通。
所述飞行器还可以包括布置在所述不可旋转元件的内部管道内的可旋转元件。所述可旋转元件可以包括与所述内部管道流体连通的多个开口，所述控制表面的开口包括第一槽，并且在所述可旋转元件的旋转期间，在所述开口每次进入与所述第一槽流体连通的状态时，旋转的所述可旋转元件的多个开口中的每个开口弓I起从第一槽喷射的各自的空气射流。所述可旋转元件的多个开口可以沿恒定螺距或变动螺距的螺旋形线路布置。所述飞行器可以包括阀门，在打开状态下，该阀门允许可旋转元件的内部管道和加压空气源之间的流体连通，由控制器控制阀门的状态。所述飞行器可以进一步包括马达，当启动马达时，引起可旋转元件的旋转，由控制器控制马达的启动。所述空气动力学元件可以是以下元件中的一个飞行控制表面、小翼、飞行器的翼端或旋翼飞行器的叶片尖端。本发明包括一种减弱在飞行器飞行期间由空气动力学元件产生的噪声的方法，该方法包括在具有上表面和下表面的空气动力学元件的侧边缘上或靠近所述侧边缘形成槽，该槽将与飞行期间的流动方向基本对齐；以及在多个位置连续地使空气喷射出所述槽，所述位置沿所述槽的长度布置为距所述槽的一端随时间增大的距离。该方法可以包括横穿所述槽的长度的至少一部分喷射空气射流，进一步包括当空气射流到达终止点时，消除空气射流。还可以涉及旋转圆柱体，该圆柱体具有内部管道和与内部管道流体连通的螺旋形槽。喷射步骤和消除步骤可以重复执行，以便多个空气射流连续地横穿所述槽。此外，可以在多个位置中的各个位置喷射各自的空气射流，所述空气射流在不同时间喷射。该方法也可以包括旋转圆柱体，该圆柱体具有内部管道和与内部管道流体连通的多个开口。所述方法可以包括对两个不同的槽的重复步骤，一个槽定位在上表面、下表面和侧边缘中的一个上，而第二槽定位在未定位有所述第一槽的上表面、下表面和侧边缘中的一个上。本发明提出了包括空气动力学元件和空气射流致动器的设备,其中所述空气动力学元件包括侧边缘和定位在所述侧边缘上或靠近所述侧边缘的第一槽；并且所述空气射流致动器包括可旋转元件，该可旋转元件包括内部管道和沿缠绕所述可旋转元件的线路布置并与所述内部管道流体连通的一个槽或一连串槽或孔洞，其中在所述可旋转元件相对于所述空气动力学元件的旋转期间，所述可旋转元件的内部管道与所述空气动力学元件中的槽通过所述可旋转元件的一个或更多个槽或孔洞而流体连通。所述空气动力学元件可以进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、下表面或侧边缘中的一个上，而所述第二槽定位在未定位有所述第一槽的所述上表面、下表面或侧边缘中的一个上，并且进一步地，其中在空气喷射期间，所述槽的各个部分或各个槽或各个孔洞与所述空气动力学元件的第一槽和第二槽的各个部分流体连通。 所述设备可以包括不可旋转元件，该不可旋转元件包括内部管道和与所述内部管道流体连通的第一槽、第二槽和第三槽，以及所述不可旋转元件的外部，其中所述可旋转元件和所述不可旋转元件互相同轴，并且所述空气动力学元件的第一槽、第二槽和第三槽分别与所述不可旋转元件的第一槽、第二槽和第三槽流体连通。 所述空气动力学元件可以是以下之一飞行控制表面、小翼、飞行器的翼端或旋翼飞行器的叶片尖端。本发明的其他方面在以下公开并要求保护。
图I是示出了根据本文中公开的实施例的具有飞行控制表面的飞行器的等比例图的图示，所述飞行控制表面具有沿其侧边缘的空气喷射槽。图2是示出了图I中描述的飞行器内部的襟翼系统的侧边缘部分的等比例图的图示。点划线表示与所述侧边缘部分相交的平面X。图3是示出了并入能够飞行的平台(例如，飞行器或旋翼飞行器)中的系统的部件的方框图，该系统本身能够减轻空气动力学元件的侧边缘产生的噪声和振动。图4是示出了图2中描述的内部的襟翼系统的前部元件的侧边缘的横截面图的图示，沿图2中表示的平面X截取所述横截面。图5是示出了根据一个可替换实施例的空气射流致动器的两个部件的等比例分解图的图示。图6是示出了根据具有在多个襟翼边缘安装的噪声/涡流降低装置的进一步的实施例的气流的流程图。在下文中将参考附图，其中在不同附图中的相似元件具有相同的参考标记。
具体实施例方式现在将参考在图I与图2中分别描述的飞行器及其飞行控制表面来说明一个实施例。特别地，该实施例涉及将降噪、减轻尾流装置安装在襟翼元件内。然而，应当理解，这种降噪、减轻尾流装置也可以安装在其他类型的飞行器飞行控制表面中，例如在副翼、射流偏向器、扰流器、和安装在固定翼飞行器上的缝翼内。这种降噪、减轻尾流装置也可以安装在固定翼飞行器的翼端或小翼内以及旋翼飞行器的叶片尖端内。
图I示出了具有噪声减轻系统的飞行器100，该噪声减轻系统结合附连到机翼102(图I中只有一个机翼可见)的高升力配置的控制表面使用。图I中可见的机翼102具有下面的耦接到其后缘的襟翼元件内部的襟翼系统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。当飞行器起飞时，飞行器穿过的气流建立了流动方向。根据本发明的一个实施例，上面列举的襟翼元件具有靠近这些襟翼元件的侧边缘安装或安装在所述侧边缘上的降噪、减轻尾流装置。所述降噪、减轻尾流装置在图I中可见的部分仅是在上表面上并且靠近前襟翼元件106的各个侧边缘的槽IIOa和IlOb ;在上表面上并且靠近后襟翼元件108的各个侧边缘的槽112a和112b ;在上表面上并且靠近射流偏向器114的各个侧边缘的槽116a和116b ;以及在上表面上并且靠近外部襟翼118的内部侧边缘的槽120。安装在图I中可见的襟翼元件上的所有降噪、减轻尾流装置可以具有相同的结构 并且根据相同的原理工作。现在将参考图2、图4、和图5说明与在前襟翼元件106上的槽IlOa和IlOb相关联的降噪、减轻尾流装置的各种实施例的结构和操作。与射流偏向器114和外部襟翼118上的槽相关联的其他降噪、减轻尾流装置可以具有相似的结构，并且以相似的方式工作。图2示出了图I中描述的飞行器类型的内部的襟翼系统的外部部分(包括外部侧边缘)。更具体地，图2示出了内部的襟翼系统的前襟翼元件106的外部部分(包括外部侧边缘140)和后襟翼元件108的外部部分(包括外部侧边缘142)。横向致动器(由于均在表面下方，所以在图2中不可见)均嵌入位于襟翼侧边缘上或靠近襟翼侧边缘的襟翼元件106和108中，并且与流动方向基本对齐。多个流动喷射槽流动地耦接到致动器。在图2中所示的实施例中，多个流动喷射槽耦接到单个致动器。然而，单个致动器可以只链接到一个襟翼槽。流动喷射槽与襟翼元件模线齐平，并可以构造在上表面和下表面上以及襟翼元件的侧边缘上。然而，在其他的实施例中，单个致动器可以只链接到一个襟翼槽。如图2中所示，前襟翼元件106具有在其上表面136上的流动喷射槽110和在其外部侧边缘140上的流动喷射槽120 ;并且后襟翼元件108具有在其上表面138上的流动喷射槽112。可选地，进一步的流动喷射槽(在图2中未示出)可以构造在前襟翼元件106和后襟翼元件108的下表面上，该流动喷射槽靠近各自的襟翼侧边缘140和142并且与流动方向基本对齐。可选地，另一个流动喷射槽可以构造在后襟翼元件108的侧边缘142上。相似地，马达叶片尖端、飞行器机翼、或小翼尖端和飞行控制表面除了襟翼以外的侧边缘可以提供有一个、两个或三个流动喷射槽，从而减弱伴随的噪声和拖尾涡流。在图2中，每个空气射流由一对紧密间隔并且互相平行的箭头表示。为了避免附图中出现干扰，示出了三个空气射流122离开前襟翼元件106的上表面136上的襟翼槽110 ;两个空气射流130被显示为离开前襟翼元件106的侧边缘140上的襟翼槽120 ;和两个空气射流126被显示为离开后襟翼元件108的上表面138上的襟翼槽112。然而，在以下公开的致动器单元能够沿槽的长度产生任意数量的间隔开的空气射流。因此，本发明并不限于同时从槽中流出的任何特定数目的空气射流。根据图2中描述的情形，离开槽110的空气射流122在所述流动方向上移动，如虚线箭头124所表明。空气射流122以某一速率同时横穿槽110的给定长度，该速率可以在每次横穿期间保持恒定(例如，对于具有恒定螺距的螺旋形槽)或可以在所述横穿期间改变(例如，对于具有变动螺距的螺旋形槽)。对于图2中描述的实施例，在槽110的前端或靠近槽110的前端发动每个空气射流122，然后在所述流动方向上横穿槽110，并且最终当所述空气射流到达或几乎到达槽110的后端时，消除所述每个空气射流122。在后襟翼元件108的上表面138上的离开槽112的空气射流126表现为相似的形式，其中在槽112的前端或靠近槽112的前端发动每个空气射流126，然后在流动方向(如图2中的虚线箭头128所表明)上横穿槽112，并且当空气射流到达或几乎到达槽112的后端时，消除所述空气射流。同样地，在槽120的前端或靠近槽120的前端发动在前襟翼元件106的侧边缘140上的离开槽120的每个空气射流130，然后空气射流130在流动方向(如图2中的虚线箭头132所表明)上横穿槽120，并且最终当空气射流130到达或几乎到达槽120的后端时，消除所述空气射流。尽管图2中的箭头124、128和132示出了在流动方向上横穿多个槽的全部空气射流，本文中公开的横向致动器可以设计为使得空气射流在前向方向上横穿襟翼槽。在美国专利申请公开2011/0108672中充分地描述了能够在任一方向上生成有效的横穿空气射流的横向致动器。当在进场和着陆期间启动图2中所示的系统时，离散射流形式的空气被喷射通过每个襟翼槽。这些射流在流动方向上连续地移动。一般地，喷出射流可以显著地改变尖端流动结构，并且因而降低噪声。所公开的系统提供了非常小的射流阵列，其在流动方向上迅速移动。给予所述流动的动量有效地引入了影响涡流结构和因而发生的噪声生成的连续扰动。通过利用横向致动，涡流和噪声抑制机构仅获得恒定鼓风系统所需的一小部分输入。根据不同实施例的实施方式的显著方面，现在将参考图4提供简短的描述，图4是图2中所描述的内部襟翼系统的前部元件的侧边缘的横截面图，所述横截面沿图2中表示的平面X截取。现在将描述致动器结构，该致动器结构将在任意给定的时刻产生离开每个槽110、120、150的八个空气射流。然而，应当牢记，本发明并不限于生成任意特定数目的并存射流。如图4中所示，根据一个实施例的致动器包括外部圆柱体元件402和布置在外部圆柱体元件402内侧的内部圆柱体元件404，两者同轴。这两个圆柱体元件具有圆形横截面。内部圆柱体元件404限定内部管道414和与内部管道414流体连通的多个螺旋形槽412。在图4中所示的特定实施方式中，在内部圆柱体元件404的圆周上存在间隔相等角度(45° )的八个螺旋形槽412。每个螺旋形槽从靠近内部圆柱体元件的一端延伸至靠近内部圆柱体元件的另一端。在所公开的实施例中，螺旋形槽沿恒定螺距或变动螺距的螺旋形线路前进。例如，在螺距沿槽的长度恒定的情形中，如果内部圆柱体元件是展开的并且被平放，则所述槽呈现为笔直的。相反，在螺距沿槽的长度突然变化的情形中，如果内部圆柱体元件是展开的并且被平放，则所述槽将作为一连串笔直的区段来连接一端和另一端。在螺距沿槽的长度连续改变的情形中，如果内部圆柱体元件是展开的并且被平放，则所述槽将是弯曲的。参考图4，内部圆柱体元件404可旋转地放置在外部圆柱体元件402内。外部圆柱体元件402依次固定地安装或安置在前襟翼元件106的侧边缘部分内侧。在图4中所示的特定实施方式中，前襟翼元件106并入三个槽110、120、150，而外部圆柱体元件402并入分、别与槽110、120、150对齐且直接流体连通的三个槽406、408、410。(先前在图2中描述了槽110和120)。在一个实施方式中，槽110、120、150、406、408、410包括狭窄的矩形开口。槽110的离开端终止在前襟翼元件106蒙皮的上表面136处，而槽110的进入端终止在形成于外部圆柱体元件402中的槽406处；槽120的离开端终止在前襟翼元件106蒙皮的侧边缘140处，而槽120的进入端终止在形成于外部圆柱体元件402中的槽408处；以及槽150的离开端终止在前襟翼元件106蒙皮的下表面148处，而槽150的进入端终止于形成在外部圆柱体元件402中的槽410处。前襟翼元件106的蒙皮可以是(传统的)铝、复合材料或其他材料(例如，新的基于铝的材料，其能够与复合材料一样坚固和重量轻)。在某些应用中(主要为军事应用)，存在由钛制 造的襟翼区段(避免受来自发动机的热流影响)。由于图4中所示的配置(即具有八个螺旋形槽)，在外部圆柱体元件402内侧的内部圆柱体元件404旋转期间，彼此隔开的八个空气射流将同时离开每个襟翼槽110、120、150。通过八个螺旋形槽412的一部分遇到形成在外部圆柱体元件402中的相对的槽406、408、410的一部分而确定每个空气射流的位置。在其他的实施方式中，在内部圆柱体元件中形成的螺旋形槽的数目可以与八个不同，例如，一个到七个。可替换地，螺旋形槽的数目可以大于八个。图4显示出在一个螺旋形槽412重叠连接到前襟翼元件106的上表面136的槽110时通过前襟翼元件106的横截面切口。这是沿槽110移动的射流(图4中箭头J所表示的)穿过该特定横截面的瞬间。根据本文中所公开的多个实施例，内部圆柱体404是旋转元件，其旋转速度由电动马达控制。内部圆柱体元件404可以具有一个或更多个螺旋形槽，所述螺旋形槽的宽度大约等于在外部圆柱体402中形成的槽和襟翼槽的宽度。高压空气提供给由内部圆柱体404形成的内部管道414的一端。当内部圆柱体404旋转时，有限的开口形成在螺旋形槽暂时重叠外部静止圆柱体402的槽的流动位置处，因而迫使空气通过相应的襟翼槽并从相应的襟翼槽喷射出并进入外部流。内部圆柱体404的连续旋转有效地生成横穿襟翼槽的空气射流，例如从一端到另一端。在具有八个螺旋形槽的实施方式中，每个螺旋形槽包括一个转向，可以生成八个空气射流。通过提供四个螺旋形槽可以实现相同的效果，每个螺旋形槽包括两个转向；或两个螺旋形槽可以实现相同的效果，每个螺旋形槽包括四个转向，等等。可替换地，离开襟翼槽的空气射流的数目可以不同于八个。例如，具有四个螺旋形槽并且每个螺旋形槽包括一个转向的内部圆柱体将同时生成四个空气射流。通过提供两个螺旋形槽且每个螺旋形槽包括两个转向等等可以实现相同的效果。空气动力学元件内的每个槽可以链接到单个致动器。然而，也可以考虑可选的安置。例如，每个槽可以链接到一组成直线的致动单元。图5示出了根据可替换的实施例的致动器组件500的部件。致动器组件500包括内部圆柱体元件502和外部圆柱体元件506，内部圆柱体元件502被显示为从外部圆柱体元件506拆开。图5中的箭头510表明内部圆柱体元件502在装配期间可以滑入外部圆柱体元件506中。当插入时，内部圆柱体元件502相对于外部圆柱体元件506可旋转。外部圆柱体元件506固定地安装或安置在空气动力学元件内，例如图2中所示的襟翼元件。外部圆柱体元件506包括笔直的纵向槽508，该纵向槽508将与相应的襟翼槽(图5中未示出)流体连通，且与相应的襟翼槽共同延伸。
图5中描述的内部圆柱体元件不同于图4中描述的内部圆柱体元件，区别在于该内部圆柱体元件502具有沿具有四个转向的单个螺旋形线路布置的间隔开的多个槽，然而图4中所示的实施例具有八个螺旋形槽,每个螺旋形槽包括单个转向。在图5中所示的特定实施方式中，存在沿具有四个转向的单个螺旋形线路前进的一组间隔开的槽504。在其他的实施方式中，在内部圆柱体元件内形成的间隔开的槽的组数可以不同于一组。例如，类似于图4中所示的实施例，可以在内部圆柱体元件内形成八组间隔开的槽，其中每组槽沿具有一个转向的各自的螺旋形线路前进。可替换地，可以存在四组间隔开的槽，每组槽沿具有两个转向的各自的螺旋形线路前进，等等。此外，与之前讨论的具有变动螺距的螺旋形槽相一致，沿路布置有多组间隔开的槽的螺旋形线路可以具有变化的螺距。在内部圆柱体元件404中的单个螺旋形槽(图4中所示)能够生成(结合外部圆柱体元件402的笔直的纵向槽)空气射流，该空气射流从靠近一端到靠近另一端地横穿在前襟翼元件106中形成的相应的笔直的纵向槽，仅当空气射流已到达或几乎到达发动空气射流的槽的相对端时才被消除。相反，在内部圆柱体元件502内的单组间隔开的槽(例如，图5中所示的组504)不生成连续横穿襟翼槽的射流。作为替代，每组中的每个槽在该槽与 外部圆柱体元件506中形成的槽508的每次重叠时将生成各自的空气射流。例如，如果图5中所示的一组间隔开的槽被对称地布置在内部圆柱体元件502的圆周上，并且如果组504中的槽被彼此等距地间隔开，那么在内部圆柱体元件502旋转同时加压空气被提供给其内部管道期间，相应的四组空气射流将从相应的襟翼槽间歇地喷出(因为成组的槽绕内部圆柱体元件四次)。每组的空气射流由于内部圆柱体元件的进一步旋转而被迅速消除，然后将喷射新一组的射流。该模式继续，不同的是，第一组的四个空气射流在某一时刻离开襟翼槽，而然后第二组的四个空气射流在稍后的时刻离开襟翼槽，第二组的所有空气射流与已生成第一组空气射流的各个位置相距相同的增量距离(如果沿间隔开的槽前进的螺旋形线路的螺距是恒定的)。用这种方式，连续的空气射流组呈现为间歇的，并且增量地排出穿过襟翼槽的长度。根据进一步的变型，代替多组间隔开的槽的是，内部圆柱体元件可以形成具有不同于槽的形状的多组间隔开的孔洞，例如圆形孔洞。
根据参考图2和图4所述的实施例，空气动力学元件是耦接到飞行器的机翼的襟翼。存在一些不同类型的襟翼，例如克鲁格(Krueger)襟翼、简单襟翼、分裂式襟翼、富勒(Fowler)襟翼、开缝襟翼、简单铰接襟翼和/或任何其他合适类型的襟翼。然而，本文中所公开的降噪、减轻尾流装置并不限于应用于襟翼，而是也可以安装在副翼、射流偏向器、绕流器、气闸和安装在固定翼飞行器上的缝翼中，安装在固定翼飞行器的翼端或小翼中，和安装在旋翼飞行器的叶片尖端中。现在将参考图3描述具有广泛应用的降噪、减轻尾流装置的结构。图3 —般地描述了用于降低由平台302 (例如，飞行器或直升机)的空气动力学元件306的边缘产生的噪声的设备300，其一般的描述涵盖了本文中已经公开的实施例。空气动力学元件306可以是先前所述的飞行控制表面、机翼或翼端、或叶片尖端。空气动力学元件306具有优选为笔直的纵向开口的喷射槽326。如图3所示,空气动力学元件306并入致动单元310。致动单元310包括外部元件312和内部元件316。在图3中描述的实例中，外部元件312和内部元件316可以是先前公开类型的同轴中空圆柱体，内部元件可旋转地安装在外部元件内侧。外部元件312具有槽314。外部元件312定位在空气动力学元件306中，以便喷射槽326和槽314流体连通。优选地，槽314和326具有相似的形状(例如，矩形)和大小。相反，内部元件316具有螺旋形槽318，该螺旋形槽318允许内部元件的内部和外部之间的流体连通。在一个示例性的实例中，形成螺旋形槽318以便螺旋形槽318和槽314的多个部分在内部元件的每个角位置重叠。螺旋形槽318和槽314的各自部分每次相交时，其产生各自的重叠区域。取决于螺旋形槽318可以缠绕内部元件316的轴的牢固程度，螺旋形槽318和槽314的多个部分可以重叠或在任何给定时间直接流体连通，因而生成同时离开喷射槽326的多个间隔开的空气射流。 内部元件316和外部元件312可以由各种不同的材料组成。例如但不限于，内部元件316和外部元件312可以由铝、钢、钛、复合材料和/或任何其他合适的材料制成。如图3所示，马达320耦接到内部元件316。马达320为内部元件316提供力，使得内部元件316绕其轴旋转。控制单元330连接到马达320。控制单元330能够以公知的方式调节内部元件316的旋转速度350。例如但不限于，马达320可以是电动马达、液压马达、风力马达或任何其他合适类型的马达。图3中所示的设备进一步包括流体源322，其提供气流324到内部元件316的内部。气流324是加压空气流。气流324具有的压力可以大于给定高度的平台302的相对外部气压。在气流324和外部流之间的压力差确定离开喷射槽326的每个空气射流328的速度。控制单元330连接到流体源322。控制单元330能够以公知的方式调节气流324的速度和压力。流体源322可以是包括在平台302内的分离的装置，例如空气压缩机342。可替换地，流体源322可以是平台302的发动机344。平台302可以构造为排放来自发动机344的压缩空气，从而提供气流324。如果空气动力学元件306是直升机的转动叶片的尖端，那么直升机将携带通过管道系统连接到内部元件316的专用压缩机或辅助动力单元。气流324进入内部元件316的内部，并且然后向外流动经过内部元件316的螺旋形槽318、经过外部元件312的槽314、并且之后流出空气动力学元件306的喷射槽326。当气流324流出喷射槽326时，其离开空气动力学元件306，从而形成一个或更多个空气射流，例如空气射流328。在内部元件316具有单个螺旋形槽318的情形中，如前所述，生成的空气射流的数目基于该螺旋形槽的转向的数目。同样，如前所述，内部元件316可以具有多个螺旋形槽。更具体地，当内部元件316旋转时，开口形成在螺旋形槽318暂时与槽314重叠的多个部分中。气流324从内部元件316的内侧流过对齐的槽318、314和326，并进入外部气流场中。结合更高压力的气流324，内部元件316的连续旋转生成一个或更多个空气射流，例如空气射流328，该空气射流在基本与内部元件316的轴线垂直的方向上流动。当内部元件316继续旋转时，内部元件316的旋转引起每个空气射流328在与内部元件316的轴线平行的方向上行进。每个空气射流从喷射槽326的一端开始，并且行进至消除所述空气射流的喷射槽的另一端。如果螺旋形槽的转向的数目大于或等于两个，那么多个间隔的空气射流将同时喷射，并将以相同的速度连续移动。内部元件316的螺旋形槽318可以构造为使得每次在喷射槽326的一端消除空气射流时，就在所述喷射槽的另一端生成新的空气射流。每个空气射流328沿喷射槽326移动或横穿喷射槽326。
由螺旋形槽318与槽314重叠的长度确定空气射流328的长度。由槽314的宽度确定空气射流328的宽度。由内部元件的旋转速度350和螺旋形槽318的角度或螺距确定空气射流328横穿空气动力学元件306的速度。图3中所示的平台302并不意味着暗示对可以实施不同的有利实施例的方式的物理或结构限制。可以使用除了所示部件之外和/或代替所示部件的其他部件。在一些有利的实施例中，一些部件可以是不必要的。而且，所示的方框是为了说明一些功能部件。当在不同的有利实施例中实施时，这些方框中的一个或更多个方框可以被组合和/或划分为不同的方框。例如，在一些实施例中，致动单元310可以不包括外部元件312和内部元件316。而是，内部元件316可以直接旋转地安装到空气动力学元件306。图6中示出了用于一般应用的气流分配系统的流程图。使用流体源322(发动机排气、压缩机)提供高压输入以用于运转所述系统。该流体源通过 主管道604连接到主分配阀门602。当需要涡流/噪声降低系统时，控制器330通过电气线路606电致动分配阀门602。可以由驾驶员启动控制器330或可以根据飞行条件对控制器进行预编程。当主分配阀门602打开时，将加压空气通过歧管610分配至一组空气动力学元件阀门608。打开的阀门608依次地通过内部管道614提供加压空气至布置在每个空气动力学元件的左边缘(L)和右边缘(R)上的边缘阀门612。当每个边缘阀门614打开时,每个边缘阀门614将合适量的流体通过各自的歧管616分配给定位在每个襟翼边缘区域中的每个横向致动器618。所述流体通过致动器518以沿每个襟翼槽迅速移动的射流的形式排放。如先前所讨论的，生成在翼弦方向上迅速移动的非常小的空气射流阵列可以降低襟翼噪声。每个喷射槽可以是矩形形状的，并且具有一定的纵横比(长边与襟翼弦对齐)。射流的周期运动改变在其起点的尖端涡流结构，降低了其强度并由此降低了其噪声污染的地面区域(noise footprint)。本发明的另一个独特特征是减轻尾流。这对于机场环境中的空中交通具有直接的影响，尤其对于最小化飞行器间隔距离的要求具有直接的影响。分析已经示出时变的激励在降低涡流强度或引入导致破坏涡流稳定性的扰动方面非常有效。对于运输飞行器，这使更短且更安全的间隔距离成为可能，这将减轻机场拥挤。另一个应用是用于旋翼飞行器，其中致动有助于减轻叶片涡流相互作用，因而提高机动性并降低声波特征和操作风险。本文中公开的实施方式基于当前的致动系统提高了经济性。与恒定鼓风相比较，横向致动系统引起减小的输入以及降低的流动需求。这表明横向致动器可以与更小型的发动机集成，从而转化成较小的飞行器重量、较少的发动机性能下降和较少的空间需求。而且，横向致动实现的优势对于燃料消耗和排放具有直接的影响。尽管已经参考不同的实施例描述了本发明，但是本领域技术人员将理解，在不偏离本发明的范围的情况下，可以做出许多改变以及可以用等价物替代所述元件。例如，可以使用具有少于一个全转向的螺旋形槽。此外，在不偏离本发明的实质范围的情况下，可以做出许多改进，从而适应于本发明教导的特定情形。因此，本发明并不限于所公开的特定实施例，该特定实施例被公开以作为实施本发明所考虑的最佳模式。如权利要求中所使用的，术语“飞行器”应当广泛地解释为包括以下设备固定翼飞行器和旋翼飞行器；术语“空气动力学元件”应当广泛地解释为包括以下设备飞行控制表面、飞行器机翼和小翼、以及旋翼飞行器叶片；并且术语“侧边缘”应当广泛地解释为包括以下设备飞行控制表面的侧边缘、飞行器机 翼的尖端和小翼、以及旋翼飞行器叶片的尖端。
权利要求
1.一种飞行器，包括空气动力学元件、加压空气源、空气射流致动器和控制器，其中所述空气动力学元件包括侧边缘和定位在所述侧边缘上或靠近所述侧边缘并且与流动方向基本对齐的开口 ；所述空气射流致动器包括可旋转元件，所述可旋转元件包括内部管道和与所述内部管道流体连通的开口 ；并且所述控制器可操作以使得所述可旋转元件的所述内部管道被放置为与所述加压空气源流体连通，并且还使得所述可旋转元件旋转，由此使得所述可旋转元件的所述内部管道通过所述可旋转元件中的所述开口而与所述空气动力学元件的所述开口流体连通，因而使来自所述源的加压空气能够以空气射流的形式离开所述空气动力学元件的所述开口。
2.根据权利要求I所述的飞行器，其中所述可旋转元件的所述开口包括螺旋形槽，所述控制表面的所述开口包括第一槽，并且旋转的所述可旋转元件的所述螺旋形槽使得所述空气射流横穿所述第一槽。
3.根据权利要求I所述的飞行器，进一步包括不可旋转元件，所述不可旋转元件包括内部管道和与所述内部管道流体连通的开口以及所述不可旋转元件的外部，其中所述可旋转元件和所述不可旋转元件相互同轴，并且所述空气动力学元件的所述开口与所述不可旋 转元件的所述开口流体连通。
4.根据权利要求I所述的飞行器，其中所述可旋转元件包括与所述内部管道流体连通的多个开口，所述控制表面的所述开口包括第一槽，并且在所述可旋转元件旋转期间，每次开口进入与所述第一槽流体连通的状态时，旋转的所述可旋转元件的所述多个开口中的每个开口使得各自的空气射流从所述第一槽喷射。
5.根据权利要求I所述的飞行器，进一步包括阀门，所述阀门在打开状态下允许所述可旋转元件的所述内部管道和所述加压空气源之间的流体连通，所述阀门的状态由所述控制器控制。
6.根据权利要求I所述的飞行器，进一步包括马达，所述马达在被启动时引起所述可旋转元件旋转，所述马达的启动由所述控制器控制。
7.根据权利要求I所述的飞行器，其中所述空气动力学元件是以下元件中的一个飞行控制表面、小翼、飞行器的翼端或旋翼飞行器的叶片尖端。
8.一种减轻由空气动力学元件在交通工具的飞行期间产生的噪声的方法，所述方法包括 (a)在具有上表面和下表面的空气动力学元件的侧边缘上或靠近所述侧边缘形成槽，该槽将与飞行期间的流动方向基本对齐； (b)连续地在多个位置使空气喷射出所述槽，所述位置沿所述槽的长度布置为与所述槽的一端相距随时间增大的距离。
9.根据权利要求8所述的方法，其中步骤(b)包括喷射横穿所述槽的长度的至少一部分的空气射流，该方法进一步包括当所述空气射流到达终止点时，消除所述空气射流。
10.根据权利要求9所述的方法，其中步骤(b)包括旋转圆柱体，该圆柱体具有内部管道和与所述内部管道流体连通的螺旋形槽。
11.根据权利要求8所述的方法，其中步骤(b)包括在所述多个位置中的相应的一个位置处喷射相应的空气射流，所述空气射流在不同时间喷射。
12.根据权利要求8所述的方法，包括对于两个不同的槽重复执行步骤(a)和(b)，一个槽定位在所述上表面、下表面和侧边缘中的一个上，而第二槽定位在未定位有所述第一槽的所述上表面、下表面和侧边缘中的一个 上。
全文摘要
本发明涉及一种用于降低拖尾涡流和减少由飞行器飞行控制表面的侧边缘、翼端和小翼、和旋翼飞行器的叶片尖端产生的噪声的系统和方法。公开了一种降噪、减轻尾流装置，该装置并入致动器和一个或更多个空气喷射槽形开口，该开口耦接到致动器且定位在上表面和/或下表面和/或飞行器飞行控制表面的侧边缘或机翼、小翼或叶片的尖端上。致动机构产生以一般流动方向横穿所述开口的较小且迅速移动的空气射流组。该致动机构破坏襟翼涡流结构的稳定性，从而引起拖尾涡流强度的降低和飞行器噪声的减少。
文档编号B64C9/38GK102730185SQ201210103780
公开日2012年10月17日 申请日期2012年4月10日 优先权日2011年4月11日
发明者A·施米勒维驰, A·胡达多斯特 申请人:波音公司