本发明涉及飞行器的流装置(flowbody)上的被动式边界层吸入，并且具体地涉及这样的飞行器的流装置：该流装置包括在飞行器飞行期间暴露于气流的流表面、包括有延伸穿过该流表面的多个开口的至少一个穿孔区域、以及用于将空气经由所述至少一个穿孔区域吸入的吸入管道。
背景技术：
对暴露于气流的流装置上的边界层进行影响有助于流装置的空气动力学特性的改善，并且更具体地，有助于流装置的气动阻力的减小。通常，边界层控制通过吸入而进行从而使得能够实现延长的层流边界层，或者通过借助于吹来重新激励边界层而进行。除了借助于泵或类似装置主动地将空气移入或移出边界层的主动式系统之外，还已知存在被动式系统。这两种理念都需要在外部流表面的专用区域中进行合适的穿孔，以允许空气穿过该流表面。
us2013/0270390a1示出了一种具有被部分地穿孔的外表面以及吸入型面本体的飞行器，通过该吸入型面本体产生了吸入力。通过向穿孔表面施加吸入力，空气移动穿过穿孔并且因此被从边界层移除。
技术实现要素：
为了通过从流边界层吸入空气来提供被动式边界层控制，可以利用穿孔位置与流装置处或流装置附近的第二位置之间的压力差。这种被动式吸入系统需要满足若干要求，这些要求包括：确保功能性，即提供通过压力差驱动的足够的质量流、使寄生阻力最小化、遵守流装置的流表面内部的空间限制和空间分配要求、使附加重量最小化以及允许最大的吸入区域并因此允许最大的层流区域。本发明的目的是提供一种用于飞行器的流装置的替代方案，该替代方案适于从流装置的边界层进行空气的被动吸入。
该目的通过具有独立权利要求1的特征的流装置实现。有利的实施方式和进一步的改进可以通过从属权利要求和以下描述获得。
提出了一种飞行器的流装置，该流装置包括：在飞行器的飞行期间暴露于气流的流表面、附接至流表面的内部的至少一个结构部件、包括有延伸穿过流表面的多个开口的至少一个穿孔区域、以与开口流体连通的方式定位在流表面内部且定位在所述至少一个结构部件的上游的歧管、以及具有第一端部和第二端部的至少一个吸入管道，其中，第一端部与歧管流体连通，第二端部布置在流表面的外部、所述至少一个结构部件的下游。所述至少一个吸入管道包括背离第一端部的吸入开口，其中，当流表面在飞行期间暴露于气流时，吸入开口适于在所述至少一个吸入管道中引入一吸入力，从而将空气流从该开口引向吸入开口。
飞行器的流装置是包括流表面的部件，该流表面在飞行器的飞行期间暴露于气流。在本发明的情况下，流装置是影响飞行器的空气动力学特性的外部部件。特别地，流装置可以是沿翼展方向或翼弦方向的机翼、机翼的一部分或部段，可以是尾翼比如垂直尾翼、水平尾翼或其部件的一部分或部段。另外，流装置可以是从飞行器的尾翼比如水平尾翼或垂直尾翼的一部分、机身、整流装置或机翼突出至飞行器周围的附加本体。可以根据飞行器的总体设计考虑其他不同的流装置，并且以下描述不应被解释为将流装置限制为下面提到的任何类型。
所述至少一个结构部件优选地可以是流装置的内部主体结构的一部分，比如翼梁或桁条，以用于提供尺寸稳定性。飞行器及其流装置的常用设计原理基于作为形状确定部分的蒙皮和作为内部部分的支撑结构的组合。支撑结构通常包括一组结构部件，这些结构部件以预定的几何关系布置并且允许形成轻质且刚性的三维本体。
如上所述，流装置包括具有延伸穿过流表面的开口的至少一个穿孔区域。还可以根据边界层控制措施的期望强度而考虑多个分开的穿孔区域。所述至少一个穿孔区域中的每个穿孔区域包括一组开口，所述一组开口可以以规则或不规则的图案或这些图案的组合布置在流表面上。另外，可以在单个穿孔区域中产生不同的图案。开口的直径可以取决于气流条件、流装置的材料和期望的孔隙度，并且开口可以垂直地或以与垂直延伸部分不同的角度延伸穿过流表面。
歧管用作用于接纳经过开口进入到流装置内部的空气流并用于将空气流引导到所述至少一个吸入管道中的接口或收集装置。与歧管联接的所述至少一个吸入管道在所有开口上同时引入一吸入力。尽管歧管可以是增压室或通向增压室，但歧管也可以以管线部段的形式实现，或者换句话说，可以以供给管道的形式实现。在歧管用来作为增压室的情况下，该增压室可以通过简单地提供与所述至少一个穿孔区域相距一定距离的壁以围出与所述至少一个吸入管道以及开口的外部流体连通的限定空间而形成。就这方面而言，可以通过使用主体结构的一部分，比如流装置的所述至少一个结构部件，或通过安装单独的壁来实现壁的提供。
使歧管位于所述至少一个结构部件的上游并且将吸入开口布置在所述至少一个结构部件的下游需要使所述至少一个吸入管道越过所述至少一个结构部件沿着流表面延伸至具有对引入吸入力而言合适的压力及流条件的区域。因此，由于不需要将所述至少一个吸入管道引导穿过所述至少一个结构部件，从而不需要对所述至少一个结构部件进行修改。这样一来，由于流装置的意在用于加入边界层控制的一部分可以由根据本发明的流装置来替换而不需要任何进一步的修改，因此，根据本发明的流装置完全适合于已经存在的飞行器的改进方案。
背离所述至少一个吸入管道的第一端部的吸入开口布置在低压区域中，以在多孔表面与吸入开口之间产生合适的压力梯度，从而首先确保了所需的质量流，其次还补偿了吸入管道中的压力损失。气流围绕或沿着流装置流经吸入开口。可以根据吸入开口的形状和取向对通过第二端部处的低压乘以吸入开口的横截面面积而给出的吸入力进行影响，以匹配穿过开口的期望气流。由于所述至少一个吸入管道布置在流表面外部，因此优选的是使所述至少一个吸入管道从流表面尽可能少地延伸以使不可避免的寄生阻力最小化。然而，通过优化所述至少一个吸入管道的形状，边界层控制的积极效果明显胜过边界层控制的寄生阻力。
在有利实施方式中，流装置还包括前缘，该前缘在飞行期间面向气流，其中，所述至少一个穿孔区域形成为流表面的延伸越过该前缘的部段。示例性地，垂直或水平尾翼面可以配备有部分穿孔的前缘区域，至少一个吸入管道从该前缘区域在流表面上沿下游方向延伸。因此，由于所述至少一个吸入管道不需要穿过作为流装置的更上游的结构部件的前翼梁，从而不需要对该前翼梁进行修改。
在另一有利实施方式中，所述至少一个吸入管道包括分叉布置的两个吸入管道。这样一来，由于两个单独的吸入管道共同提供吸入力，因此，可以减小两个吸入管道的各自的(有效的)直径。另外，由这两个吸入管道引起的寄生阻力相对于飞行方向对称地产生，从而不会在飞行器上导致(差别非常小)非对称的力。
使用分叉布置的两个吸入管道的另一优点在于，即使在飞行器发生明显侧滑时，都总是能够在歧管中提供足够的吸入效果，在飞行器发生明显侧滑的情况下，飞行器的一个横向侧部上的吸入管道比另一个吸入管道产生了小得多的吸入力。
优选地，歧管由于上述原因而位于流装置的前缘与作为流装置的所述至少一个结构部件的前翼梁之间。
根据流装置的类型而在外表面上产生特定的压力场，该压力场包括具有比所述至少一个结构部件的上游的压力低的局部压力的至少一个部段，其中，吸入开口位于具有较低压力的这些部段的紧邻上游。优选地，在外表面上形成有具有最小压力的部段。通过将吸入开口布置在该低压位置而进一步有助于吸入。
在另一有利实施方式中，歧管基本上平行于前翼梁延伸，并且这两个吸入管道各自包括位于第一端部与完全布置在流表面的外部侧上的部段之间的弯曲部段。该弯曲部段允许从流表面的外部侧延伸到流表面的位于所述至少一个结构部件的紧邻上游的内部。
在优选实施方式中，弯曲部段的横截表面面积大于吸入开口的横截表面面积。示例性地，弯曲部段处的横截表面面积可以比吸入开口处的横截表面面积大至少50％。弯曲部段处的横截表面面积也可以特别大，比如是吸入开口处的横截表面面积的至少两倍。曲形或弯曲管道中的压力损失大于直管道中的压力损失，其中，该曲形或弯曲管道中的压力损失通常取决于流速的平方和某些其他因素。通过减小流速可以显著地减小压力损失，而减小流速通过增大横截表面面积来实现。
增大横截表面面积可以通过加宽吸入管道来实现，这意味着吸入管道的远离流表面的延伸基本上被阻止，而基本上平行于流表面的吸入管道确定尺寸被增大。因此，弯曲部段的横截表面在流表面上以比吸入开口的横截表面更宽的尺寸延伸。这进一步导致减小了由吸入管道的外部尺寸和形状引起的寄生阻力。
在特别有利的实施方式中，所述至少一个吸入管道包括至少部分地为月牙形的横截面。
所述至少一个吸入管道从流装置中的切口到吸入开口连续地渐缩，所述至少一个吸入管道从内侧到外侧延伸穿过该切口。在包括有切口的区域中，所述至少一个吸入管道可以是弯曲的，即，所述至少一个吸入管道包括弯曲部段。
在再一有利实施方式中，流装置包括流量控制装置，该流量控制装置适于选择性地减少歧管与所述至少一个吸入管道之间的流量。减少或消除歧管与所述至少一个吸入管道之间的流量导致边界层控制的开启、减少或关闭。这在除巡航阶段之外的飞行阶段中会是有帮助的，从而减少污染物的危险，即开口被堵塞的危险。流量控制装置可以布置在歧管处或歧管中，并且流量控制装置可以包括孔、孔口、可移动的襟翼或用于影响穿过管道的空气流量的其他常用装置。
如上所述，穿孔区域与所述至少一个结构部件之间的空间可以至少部分地封闭在流装置的内部以形成增压室，所述至少一个歧管可以布置在该增压室中，该增压室连接至歧管或构成歧管。
总体而言，根据本发明的流装置允许在与至少一个穿孔区域的开口流体连通的至少一个吸入管道中引入吸入力，而不需要修改流装置中的主要结构。在外部流表面上引导所述至少一个吸入管道允许利用有助于产生吸入力的最低压力点。
附图说明
在对图中示例性实施方式的以下描述中公开了本发明的其他特征、优点和应用选择。所有描述和/或说明的特征本身以及以任何组合的方式形成本发明的主题，而与这些特征在各个权利要求中的组成或这些特征的相互关系无关。此外，图中相同或相似的部件具有相同的附图标记。
图1示出了呈垂直尾翼形式的具有吸入区域的流装置。
图2示出了具有指示出示例性压力分布场的等压线的流装置。
图3示出了具有歧管和附接至该歧管的吸入管道的同一流装置。
图4示出了具有根据本发明的流装置的飞行器。
图5示出了具有分叉布置的两个吸入管道的流装置的横截面的俯视图。
图6示出了图5的分叉布置的两个吸入管道的细部的三维视图。
具体实施方式
图1中描绘了呈垂直尾翼形式的流装置2。流装置2包括基部4，基部4邻接飞行器的机身8的尾部部段6。流装置2包括面向由箭头“f”表示的气流的前缘10。穿孔区域12从前缘10开始沿下游方向向流装置2的两侧延伸。为了简化起见，穿孔区域12可以被认为是曲形的多边形，例如将前缘10覆盖的具有多个开口14的矩形的或略微渐缩的表面。
开口14可以以规则和/或不规则的图案布置。另外，穿孔区域12可以根据流装置2上的各个位置处的预期体积流量被分割成多个分开的穿孔区域。开口14允许空气穿过作为流装置2的外表面的流表面20，以被吸到流装置2的内部而离开形成在流表面20上的边界层。
用虚线表示的前翼梁16从基部4延伸至流装置2的梢端部分18。可以在流装置2内部布置另外的翼梁，为了简化起见，未示出另外的翼梁。本领域技术人员将能够容易地提供具有一个或更多个结构部件的足够刚性的支撑结构，以在期望的条件下使用流装置2。前翼梁16是结构部件，该结构部件位于流装置2中的最前位置或最上游位置。在更上游位置处设置有穿孔区域12，穿孔区域12基本上在覆盖前翼梁16与前缘10之间的区域的前缘区域上延伸。通过借助于开口14去除空气，该前缘区域上的边界层中的流至少部分地成为层状的。
根据飞行器的预期飞行参数如速度和高度、更上游的其他流装置的影响、以及其他因素，在流表面20上产生特定的压力分布。图2示例性地示出了具有在飞行期间产生的压力场的示意性等压线图的、图1的流装置2。此处，几个示例性等压线各自示出流表面20上的相等或恒定的压力。在压力场中会存在位于前翼梁16下游的最低压力区域22。吸入管道在该最低压力区域22与位于穿孔区域12内部的具有更高压力的位置之间延伸，从而引起了吸入力。这将在下面通过图3进行说明。
图3再次示出了与图1和图2中的流装置2相同的流装置2，并且图3示出了具有吸入管道24的局部截面图，吸入管道24从布置在前翼梁16与前缘10之间的歧管26延伸至最低压力区域22紧邻上游的位置28。吸入管道在流表面20的外部侧上延伸，并由此经过前翼梁16而不是必须穿过前翼梁16。这意味着在流装置内不需要用于包括吸入管道24和吸入管道24的延伸至最低压力区域22的延伸部分的安装空间。尽管仅描绘了流装置2的一个侧部，但流装置2的另一(隐藏的)侧部同样可以以对称方式包括从歧管26延伸的这样的吸入管道24。然而，这不是必须的，如果需要，本领域技术人员可以仅提供单个吸入管道24。
吸入管道包括第一端部23和第二端部25。在第一端部23连接至歧管26时，第二端部25包括分别背离第一端部23和前缘10的吸入开口28。基本上平行于前缘10布置的歧管26在此处类似于吸入管道24与两个入口30和32之间的接口，其中，入口30和32将穿过穿孔区域12的空气供给到歧管26中。两个入口30和32均设计为管线部段，两个管线部段示例性地平行于前缘10延伸并且各自向背离歧管26的一侧敞开。由穿孔区域12包围并由前翼梁16限制的空间可以被封闭以形成接纳穿过开口14的空气的增压室，这些空气随后被吸到吸入管道24中。整个布置允许提供前缘区域中的开口14与吸入管道24之间的流体联接。
图4示出了飞行器33，图4以更具说明性的方式描绘了机身8的尾部部段6处的呈垂直尾翼形式的流装置2的布置以及吸入管道24的示例性位置和尺寸延伸部分。
图5示出了示例性实施方式中的流装置34的一部分的更详细且不太示意性的设计。此处，示出了流装置34的横截面的俯视图，该俯视图包括位于前翼梁38与前缘40之间的歧管36，歧管36连接有分叉布置的两个吸入管道42和44。两个吸入管道42和44分别包括第一端部41和45并且分别包括第二端部43和47。非常明显的是，流装置34的流表面46需要使吸入管道42和44延伸穿过的两个切口48和50。吸入管道42和44从设置在前翼梁38紧邻上游的切口48和50进一步向下游延伸并且沿靠流表面46的外部延伸。
吸入管道42和44在最小压力点52和54的紧邻上游的位置处分别具有背离前缘40和歧管36的吸入开口56和58。示例性地，开口56和58的横截表面各自与周围空气流的流线围出小于90°的角α和β。开口56和58的横截表面的角度还显然可以更大，如由α1和β1所表示的，这取决于流装置34的总体设计的优化。由围绕流装置的空气流引起的低静态压力是用最低压力区域52和54与歧管36之间的压力差来帮助吸入的主要驱动因素。
图6示出了图5的流装置34的一部分的三维图，以示出吸入管道42和44的横截表面的可行形状。为了减小对于添加至流表面46的任何外部部件而言不可避免的寄生阻力，通过提供月牙形形状而使远离流表面46的延伸部分最小化。此外，由于围绕前翼梁38进行绕行或转向，两个吸入管道42和44需要弯曲部段60和62。在弯曲部段60和62中，气流方向改变了约90度，这将导致额外的压力损失，该压力损失取决于流速。通过加宽围绕弯曲部段60和62的横截表面可以使流速最小化，从而使得弯曲部段60和62中的额外压力损失可以最小化。这需要一些优化，是因为更宽的管道更多地干扰外部流，因此产生更大的寄生阻力。
歧管36可以如所描绘的那样来实现，即，通过简单地提供向两侧敞开的相当短的管道部段来实现，其中，歧管36的纵向轴线64平行于前翼梁38延伸。两个吸入管道42和44均以基本上垂直于纵向轴线64的方式连接至歧管36。此外，两个吸入管道42和44的局部横截表面面积可以沿着从弯曲区域60或62到吸入开口56或58的路线连续地减小，例如这可通过使流表面46上的延伸部分变窄来实现。如前所述，必须基于相应飞行器的边界条件在寄生阻力与边界层控制的积极效果之间进行权衡以提供吸入管道42和44的详细设计。
此外，应当指出的是“包括”不排除其他元件或步骤，并且“一”或“一个”不排除多个。还应当指出的是，已经参照以上示例性实施方式中的一个示例性实施方式描述的特征或步骤也可以结合上述其他示例性实施方式的其他特征或步骤使用。权利要求中的附图标记不应当被解释为限制性的。