减阻设备、系统和方法

专利名称：减阻设备、系统和方法
减阻设备、系统和方法
相关申请交叉引用
本申请根据35U.S.C. § 119 ( e )要求2004年12月23日提交的60/638, 351号美国临时专利申请和2005年6月3日提交的60/686， 932号美国临时专 利申请的优先权，这两个申请的全部内容此处通过引用并入本文。
背景技术：
压力推力的一般概念在包括机翼(airfoils )、航空器和潜艇的流体动力设 计技术中是公知的。该现象利用冲过飞机机翼、机尾表面或机身的空气能量来 向前推动机翼、机尾表面或机身。将自由来流推向航空器所需能量小于使系统 所需总能量减小而从该气流恢复的能量。
在二十世纪四十年代和二十世纪五十年代中，格里菲斯机翼(Griffith Aerofoil)得到了发展。研究者将注意力集中在大负载的飞翼式运输机的非常 厚的机翼上，并且他们证明了这些设计能够有意义地减少所需总能量。在来自 美国国家航空和宇宙航行局(NASA)的Denis Bushnell的帮助下，Fabio Goldschmied发现并证明了该压力推力现象。在1990年9月的AIAA Paper 卯-3286的Goldschmied, RR. ， "Airfoil Static-Pressure Thrust: Flight-Test Verification"中对该现象进行了解释，其全部内容在此通过引用并入本文。还 发现有其他的相关文献，例如Richard, E丄和Burge， C.H. "An Airfoil Designed to Give Laminar Flow Over the Whole Surface with Boundary-Layer Suction", A.R.C.RBM2263, June 1943; Richards, E丄，Walker W.S.和Greening J.R., "Tests of a Griffith aerofoil in the 13ft. x 9ft. wind tunnel part 1 ， part2, part3， part4, lift, drag, pitching moments and velocity distribution" ， ARC/R&M-2148 ARC-7464ARC-7561 ARC-8054ARC8055, 1944以及Richards, E丄，Walker, W.S. and Taylor, C.R. ， "Wind-Tunnel Tests on a 30% Suction Wing" A.R.C. RBM 2149， July 1945， "Incompressible Aerodynamics" B. Thwaites， Dover, 1960, http://web.mit.edu/16.unified/www/FALL/BreguetNotes.pdf， 2005年12月21日发表，和
dPromilsion4,htm, 2005年12月21日发表，以及"Personal Aircraft Drag
Reduction", by Bruce H. Carmichael ( Capistrano Beach， California: Carmichael, 1995),其全部内容通过引用在此并入本文。
同样，题目为"AIRSHIP"的5,358， 200号美国专利和题目为"BOUNDARY LAYER CONTROL DIFFUSER FOR A WIND TUNNEL OR THE LIKE"的5, 099， 685号美国专利也描述了相关技术。
而且，图1示出显示机翼的翼型和理论速度分布的可替代结构。同样，图 2示显示了具有吸气装置的对称机翼上的理论和实验速度分布的背景技术。


本发明实施例的优点将通过下述对其优选实施例的详细描述而变得显而 易见，该描述应结合附图来考虑，附图中
图1示出显示机翼的翼型和理论速度分布的背景技术；
图2示出显示具有吸气装置的对称翼面上的理论和实验速度分布的又一
背景技术：
；
图3示出根据本发明至少一个实施例的包覆标准翼面的翼套的示例性实 施例的侧视图4示出根据本发明至少一个实施例的包覆在标准翼面周围的翼套的另 一个示例性实施例的另 一个侧-现图5示出显示Goldschmied的主体几何结构的又一背景技术；
图6示出显示Goldschmied的4位置航空器的图样的又一背景技术；
图7示出显示Goldschmied的4位置航空器的另一种图样的又一背景技
术；
图8示出显示Goldschmied测试的静态压力分布的又一背景技术；
图9示出显示了可来自优化压力推力最大效益(benefit)设计的效益估计
的又一背景技术；
图10a示出Embraerl35航空器的示例性实施例的侧视图10b示出使用本发明一个实施例的Embraer135航空器的示例性实施例
的侧-见图10c示出使用本发明一个实施例的Embraer135航空器的示例性实施例 的側3见图11示出一种节能套管，其具有显示为"楼梯"状的、4妻近对压力推力 有贡献的可能的最大截面面积的连续的凹入台阶；
图12示出显示包覆在标准机翼周围的翼套和具有可包覆在本发明至少一 个实施例的机体周围的几个优化的凹入形状的翼套的另一个示例性实施例的 另一个侧:枧图13示出显示小型航空器的机翼和尾翼上的凹入形状台阶的另一个示例 性实施例的俯视图14示出显示进一步结合到小型航空器机翼和尾翼中的图13中的改进的 另 一个示例性实施例的侧^f见图15示出未改进的普通涡轮螺旋桨飞机机身；
图16示出以本发明示例性实施例改进的普通涡轮螺旋桨飞机机身；
图17a示出在未改进的飞艇形状上的压力推力的示例性计算流体动力学 分析；
图17b示出在改进的飞艇形状上的压力推力的示例性计算流体动力学分析。
具体实施例方式
本发明的各方面在下面的旨在说明本发明的特定实施例的描述和相关附 图中公开。在不脱离本发明的精神或范围的情况下，也可设计可替代实施例。 另夕卜，本发明示例性实施例中的公知部件将不再详细描述或将被省略，以使本 发明的相关详细描述更清楚。而且，为了便于理解本发明，下面将讨论几个本 文中使用的术语。
本文中使用的用语"示例性，，意思是"用作一个例子、举例或示例"。本 文中任何描述为"示例性，，的实施例没有必要被解释为优选或比其他实施例更 优越。同样，术语"本发明的实施例"不需要使本发明的所有实施例包括所讨 论的特征、优点或操作方式。
压力推力现象利用冲过飞机机翼、机尾表面或机身的空气的能量向前推动 所述机翼、机尾表面或机身。为了产生该结果，吸气泵可用来吸走机翼边界层
的 一部分，这4吏得自由来流(free stream )气流吹向凹入的流线型端部 (aerospike)形体。外流压吹向该流线型端部形体，结果产生足够的推力来消 除压力阻力、抵消表面摩擦阻力的波动量并产生低的所需总功率。在一个实施 例中，流线型端部可用来恢复该能量，但是也可使用包括但不限于当前机翼和 机尾圆锥的替代形状。
总体上参照图3、 4、 5、 6、 lOa-c和ll，吸气泵可以<壬<可传统形式实现。 在一个实施例中，可使用风车(windmill),其更像农作物喷洒机上使用的装 置。另外，现有的发动机可通过机械、电、液压或任何其他传统方式连接到吸 气泵上。在另一个实施例中，专用发动机可直接安装来产生所需吸气。
本发明的 一个实施例可涉及一种结合两种减阻机制来显著提高各种航空 器等的上升性能、发动机停车性能和燃料效率的方法和系统。更具体地，本发 明可涉及一种结合被称为"层流，，现象和被称为"压力推力"现象两者的效益 的系统和方法。
压力推力现象利用动压力和空速来向前推动系统(例如，机翼、机身、船 或穿过空气或流体媒介的其他机体)。在至少一个示例性实施例中，吸气泵等 可用来去除^/L翼周围的一部分边界层(B丄)流体(例如1/2B丄.空气)。这将 自由来流气流或流体流推向机翼或其他系统的尾部边缘。在本文所讨论的实施 例中，空气可用作流体的非限定性示例。而且，本发明的示例性实施例包括以 "流线型端部"形状形成的尾部边缘，其产生足够的推力来消除压力阻力并抵 消由表面摩擦引起的大量阻力。
图3示出一种根据本发明至少一个示例性实施例的流动改进系统。 一种覆 盖系统(例如翼套100 )可构造来覆盖流体移动体(例如机翼130 )。虽然本发 明可用于任何可从中移动的流体和系统，但是为了易于讨论，将讨论气流中的 机翼。机翼130由翼套100覆盖，其具有尾部边缘120，和铰接控制表面110, 其可选择地进行旋转140。尾部边缘120可设计来在尾部边缘上促进流动冲击， 以在尾部边缘处增加压力，并且因而增加压力推力。
图4示出至少另一个示例性实施例，其中，流动驱动^L构210 (例如吸气 机构、射流器、涡流发生器)朝向尾部边缘250驱动自由来流220的流体部分 240和剩余部分230。流体部分230冲击尾部边缘250、施加扭矩和/或增加局
部压力来增加压力4,力。
在进一步的实施例中，流动改进机构200不需要覆盖整个机翼。例如，可 去除前边缘部260,并且流动改进机构200可根据飞行情况连接在各种位置(例 如位置A和B)。可通过紧固件(例如螺栓、锁、销、粘接剂、焊接或任何本 领域技术人员公知的其他固定装置和方法)连接。同样，覆盖整个机翼的实施 例可选择地覆盖整个机翼或机翼的一部分、机身或机身的一部分，并且可通过 上述相同的方法和装置固定。
图5是产生高经济功率的自动推进机身的示例。Goldschmied的这种设计 500是圆的，但是其他方面类似于上面所述的格利菲斯翼面，在尾部边缘包括 凹形体510,有时也称为Ringloebcusp。该凹形体类似于气尖火箭发动机的外 喷管，并且可具有类似的功能。该设计还包括尾桁530和尾翼540。另外，由 Goldschmied设计的该机身在其长度的最初10%处具有流动启动装置(flow trip),有助于消除超过该点的层流。在该示例中，测试显示，通过槽520传送 的在该情况下与从左向右移动的气流结合的吸气可消除大部分阻力或动量不 足。但是最有效的吸气量遗留10%的未改进的动量不足。这显示了与其他当前 设计相对的将功率结合到机身的开始。
该设计上的吸气槽520排出了约一半的边缘层空气，将高速自由来流气流 推送到Ringloedcusp 510。这恢复了来自该流动的能量，并将其转化为向前的 推力。另外，吸气槽520中的吸气泵可将排出的、緩慢移动的边缘层气流恢复 到接近自由来流的速度。
图6和7显示了 Goldschmied设计的四位置航空器600的两种图样。从上 述数据可以估计，四位置、2900磅、使用图5-7中所示的该机身设计(包括流 动启动装置)的专用航空航空器将在120马力下以200MPH的速度巡航。这 将比在约200马力下以200MPH的速度下巡航的3100磅的Beech Bonanza v35 或在210马力下以185MPH的速度巡航的3000磅的Cessna 182更优越。
图8为关于压力推力的Goldschmied数据的图示，图9为可来自于压力推 力最大效益优化设计的效益估计图示(对优化的凹形体有贡献的最大机身横截 面面积)。
如在图8和9中进一步所示，尽管存在湍流，通过使用包括16-25%的机
身最大横截面的外喷管形状，Goldschmied的自动推进机身显示了 40%的功率 增加。因此，现在已经确定，如果效益来自向凹形体施力的自由来流，则可优 化不同的流动情况，并且该形体的表面积可增加到最大有效量，由此显著增加 所产生的效益。产生增加的压力推力的增加的表面积可由图17b证明，其显示 了从左向右移动的飞艇形状的计算流体动力分析，所述飞艇形状改进为具有吸 气槽520和凹流线型端部形体510。
图10a-c和11显示了具有优化机身和协同的供电装置的航空器IOOO的示 例。传统航空器上的标准机尾圆锥1005以限制压力推力的斜面形状形成，如 图10a、图10b和图10c中所示，显示了本发明的示例性实施例，其中台阶或 连续台阶1140可与吸气槽或多个吸气槽1130结合。图11中的特写视图中显 示了又一个实施例。在图11中，采用连续台阶的流线型节能机尾圆锥IOIO可 实现利用压力推力效益。图11中的机尾圆锥显示了在机尾圆锥1010上方并且 终止于尾端1120的翼套1100。翼套1100还采用吸气槽1130和优化的凹形体 或台阶1140。图10b显示了相同的装置，其中标准机尾圆锥由只使用一个吸 气槽1130和一个凹形体或台阶1140的压力推力机尾圆锥代替。
台阶1140中使用的台阶或楼梯设计不只适用于空气动力学本身。当前的 航空器具有优化为具有最佳空气动力学特性的机尾圆锥。作为替代，楼梯设计 旨在出于节能目的，而不是简单的空气动力学目的。由此图10a中例如机尾圆 锥1005的传统机尾圆锥的光滑表面可由吸气槽1130和台阶1140覆盖，来形 成节能的机尾圆锥。
图11的节能楼梯设计以放大视图显示在图12中，其用于机翼形状，代替 航空器的机尾圆锥。当结合到尾部边缘设计中时，吸气槽1130和台阶1140可 利用其凹形体来增加现代航空器的实用性。如上所述，这些特征的结合可提供 多种优点。例如，配备有本发明实施例的客机的有效载荷容量可大大增加。另 外，增加到航空器的任何重量的增加可通过燃料的节约来抵消，所述重量的增 加可能由于将本发明的实施例加入航空器而产生，燃料的节约由本发明产生有 效载荷增加促成。
本发明的其他实施例可包括用于不同飞4亍情况相同雷诺数的变化的流线 型端部形体。
本发明的另一实施例提供了一种在附近带有足够光滑的复合翼套或套管
的机翼。空气动力学形体的最初的约75%的翼弦为"自然层流"设计类型。剩 余的机翼可具有由于空气流过副翼、襟翼或控制表面接点时产生的湍流。控制 表面后面的气流在真空或吸气泵等的影响下可保持紧靠流线型端部。在另一个 实施例中，该设计可在吸气泵发生故障时确保安全。
在本发明又一个实施例中，流线型端部形体的尾部边缘可具有与在风道和 飞行测试中使用的那些具有相同的斜面，来提供在10M雷诺数时节约达40。/0 的机翼。实施例的该形状可变化用于其他雷诺数。
在泵关闭运行过程中，没有另外减少运行。当由于分流吸气泵关闭时，本 发明的设计可提供更高的阻力。但是，分流不会损害飞行安全性。例如，当在 A-10 Thunderbolt II上的副翼被分离来用作气动力减速装置时，可实际增加完 全控制力。
图13和14显示了两个本发明的示例性实施例。 一个这样的结合压力推力 压力的实施例可用于注重上升性能的航空器中。在例如RV系列、Namesis NXT 和/或Lancair IV这样的设计中，存在的航空器可以最小的难度来优化压力推 力。例如，在图13中，凹形台阶1300和1310可允许100%的机身1320宽度 对压力推力有贡献。在这样的示例中，改进机翼1330和1340、尾翼1350和 机身1320可产生显著的总功率节约。
图14显示了本发明的另一个实施例。在该实施例中，图13中所示的改进 机身还可进一步实现在飞机1400的机翼1410和尾翼1420上。机翼1410可不 需要比标准机翼更厚，但是机翼1410的厚度可进一步在后部(aft)进行。该 设计可使最大允许厚度对压力推力有贡献。
图15和16示出示例性的在未改进的普通涡轮螺旋桨飞机机身和改进的普 通涡轮螺旋桨飞机机身上的压力推力的计算流体动力分析。图15中未改进和 标准设计机身1500具有3.68的阻力系数(Cd)。这是期望的结果，因为机身 的前部1520通向传统的凸弯设计的端部1510。图16中所示的结合前述台阶 和吸气装置的改进机身可具有-15.9的计算Cd。由于压力推力作用在机身上， 因而该数字显示为负值。实际的阻力不会是负的，因为仍残留表面摩擦阻力； 但是改进机身上的阻力由于压力推力量可低估或甚至完全不计。 在才几身1600的前部或前端1605产生的高压的相对小的面积可由后部1610 上的有利压力或压力推力更平衡。
由于压力的作用包括在阻力中，因此总阻力可视为负数。 一旦压力的作用
被从阻力计算去除，并且和与吸气相关的燃料流一起被包括在单位推力燃料消 耗量(TSFC )中时，可看出，具体通过使用压力推力，分段值域方程(class range equation)的改进"开放热动力学"显示出获得更好的航空器性能的方法。例 如，更好的航空器性能可使用下述方程表示
<formula>formula see original document page 11</formula>其中"R"为流动距离，"v"为速度，"TSFC"为单位推力燃料消耗量， "L/D"为上升-阻力比，"Winitial"为巡^^开始时的航空器初始总重，"Wfinal" 为巡航结束时的总重，"g"为重力加速度(9.81m/s2)。
因而，在上述方程中，为了校正压力推力，压力阻力系数(Cdp)可从阻 力计算去除，并且可显示为负压力阻力的压力推力和所需吸气燃料消耗可增加 到TSFC计算中。TSFC为每小时产生1磅推力的以磅为单位的燃料量。
(空气动力)压力阻力产生的附加推力怎样结合到综合的"开放热动力学"范 围方程中。航空器性能的提高可以是空气动力学和热动力学共同作用的结果。 图17a-b示出在图17a的未改进飞艇形状的压力推力和在图17b的改进的 相同飞艇形状上的压力推力的又一计算流体动力学分析示例。在其每一幅图 中，最高正压区域由最黑的亮度色标层表示。图17a中显示了标准的飞艇。如 该图中所示，/人左向右看，飞艇1700具有凸起的前端1720。前端1720的变 黑部分表示高压区域。尾端1710没有例如在前端1720处存在的相当量压力的 区域。
图17b显示了根据另一个示例性实施例的改进飞艇。在该图中，飞艇1700 还是从左向右看。因而在图17b中可显示出前部凸起端1720产生了高压区域。 通过在槽520上应用吸气，尾端1710的压力可超过前端1720上的压力。因此， 可以看到更大范围的压力推力位置，所述压力推力为结合例如图11中凹台阶 1140的结果。
前面的描述和附图示出了本发明的原理、优选实施例和操作方式。但是， 本发明不应被解释为限制为上述的具体实施例。上述实施例的其他改变对本领 域技术人员来说应可理解。
因此，上述实施例应被视为示例性的而不是限制性的。因此，应意识到， 本领域技术人员可对这些实施例进行改变而不会偏离由下述权利要求限定的 本发明的范围。
权利要求
1.一种流动改进系统，包括罩，用于覆盖流体从其上流过的主体；所述罩上的形体，促进尾部边缘上的流动冲击；和所述罩上的控制表面。
2. 如权利要求1所述的流动改进系统，其中所述尾部边缘上的流动冲击 增加所述尾部边缘处的压力。
3. 如权利要求2所述的流动改进系统，其中在所述尾部边缘处的所述增 加的压力增加了压力推力。
4. 如权利要求1所述的流动改进系统，其中所述控制表面可旋转。
5. 如权利要求1所述的流动改进系统，其中流体从其上流过的所述主体 为机翼。
6. 如权利要求1所述的流动改进系统，其中所述罩只覆盖流体从其上流 过的所述主体的一部分。
7. 如权利要求1所述的流动改进系统，其中流动驱动机构设置在所述尾 部边缘上。
8. 如权利要求7所述的流动改进系统，其中所述流动驱动机构增加所述 尾部边缘上的压力。
9. 如权利要求7所述的流动改进系统，其中所述流动驱动机构排除一部 分在所述主体上方流动的边缘层气流。
10. 如权利要求7所述的流动改进系统，其中所述流动驱动机构为吸气机构。
11. 如权利要求7所述的流动改进系统，其中所述流动驱动机构为湍流发 生器。
12. 如权利要求1所述的流动改进系统，其中所述罩只覆盖流体从其上流 过的所述主体的一部分，并且可连接到不同的位置中。
13. 如权利要求1所述的流动改进系统，其中所述罩通过紧固件连接到流 体从其上流过的所述主体上。
14. 一种提高压力的方法，包括 覆盖流体从其上流过的主体； 在所述覆盖的主体上传送流体；和 在所述覆盖的主体尾部边缘上方增加压力。
15. 如权利要求14所述的方法，其中流体从其上流过的所述主体为机翼。
16. 如权利要求14所述的方法，其中流体从其上流过的所述主体为机身。
17. 如权利要求14所述的方法，其中所述覆盖的主体的所述尾部边缘上 方增加的压力产生压力推力。
18. 如权利要求14所述的方法，其中可覆盖流体从其上流过的所述主体 的不同部分。
19. 如权利要求14所述的方法，还包括 通过流动驱动机构驱动所述尾部边缘上方的流动。
20. 如权利要求19所述的方法，其中所述流动驱动机构为所述尾部边缘 上的开口。
全文摘要
一种用于各种航空器等、结合气动设计和发动机功率来增加两者之间的协同作用、并提高上升性能、发动机停车性能和燃料效率的设备、方法和系统。
文档编号B64C1/38GK101180208SQ200580047823
公开日2008年5月14日 申请日期2005年12月23日 优先权日2004年12月23日
发明者大卫·比肯施托克 申请人:大卫·比肯施托克