專利名稱：延遲大震蕩俯仰力矩的開(kāi)始且增加最大升力的旋翼槳葉的渦流發(fā)生器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種具有旋轉(zhuǎn)旋翼槳葉的航空移動(dòng)平臺(tái)，尤其涉及斜旋翼飛 行器的每個(gè)旋翼槳葉上的渦流發(fā)生器，用于減小不穩(wěn)定亞聲速氣流中的邊界 層分離和動(dòng)態(tài)俯仰力矩的開(kāi)始。
背景技術(shù)：
存在許多種航空移動(dòng)平臺(tái)，利用 一種或多種翼型來(lái)提供升力和/或推力。 在固定翼飛行器中，例如，機(jī)翼(即，翼型)能夠經(jīng)受相對(duì)穩(wěn)定的氣流。在 相對(duì)高的迎角(即，翼型相對(duì)于氣流的定向)和/或相對(duì)高的氣流速度下，邊 界層能夠充分地從機(jī)翼的表面脫離，導(dǎo)致失速狀態(tài)。在失速狀態(tài)下，機(jī)翼會(huì) 經(jīng)受升力的損失。
與固定翼飛行器上的機(jī)翼不同，旋翼飛行器的旋翼槳葉能夠隨著旋翼槳 葉連接所至的旋翼轂進(jìn)行旋轉(zhuǎn)。旋轉(zhuǎn)的旋翼槳葉受制于槳葉俯仰角的周期性 變化，以及不穩(wěn)定的高亞聲速氣流，其可在每個(gè)旋翼槳葉的一個(gè)或多個(gè)區(qū)段 處包括迎角的相對(duì)大幅值變化和相對(duì)高頻率變化以及氣流速度的相對(duì)快速 和周期性變化。旋轉(zhuǎn)通過(guò)不穩(wěn)定氣流的旋翼槳葉能夠由于迎角的不穩(wěn)定變化 而在最大可獲取升力中產(chǎn)生增加(即，翼型橫截面Cim狀的增加)。
雖然在最大可獲得升力中存在增加，但是當(dāng)旋翼槳葉確實(shí)失速(即，升 力停止)，旋翼槳葉會(huì)經(jīng)受相對(duì)大的低頭俯仰力矩。通常在升力停止之前產(chǎn) 生的相對(duì)大的低頭俯仰力矩(即，力矩停止)能夠使得在旋翼槳葉控制器和 旋翼轂中產(chǎn)生大的振蕩載荷。由于這些振蕩載荷，旋翼飛行器的速度、重量、 高度和/或其他性能參數(shù)可能需要受到限制，這樣可避免這些高振蕩載荷。而 且，在這種條件下的飛行時(shí)間可減小旋翼轂和旋翼槳葉控制器的壽命并且會(huì) 增加維護(hù)成本。
一般地，旋翼槳葉的堅(jiān)固性可被增加從而延遲邊界層分離即失速狀態(tài)的 開(kāi)始。增加旋翼旋翼堅(jiān)固性可包括增加旋翼槳葉的弦長(zhǎng)或者增加槳葉的數(shù)
5量。對(duì)于特定的整體重量和/或操作速度，旋翼槳葉的堅(jiān)固性的增加會(huì)將特定 局部旋翼區(qū)段處的局部區(qū)段升力系數(shù)的值(即，降低d)降低至可獲得的升 力的最大值(即，Clmax)。由此，可以延遲失速狀態(tài)的開(kāi)始。雖然失速狀態(tài) 可被延遲，但是旋翼槳葉仍然會(huì)失速。而且，增加旋翼槳葉的堅(jiān)固性會(huì)以弦 長(zhǎng)的平方(即，(俯仰力矩)-(弦長(zhǎng))2)增加旋翼槳葉的俯仰力矩的幅值。
為了應(yīng)對(duì)俯仰力矩幅值的增加，旋翼槳葉翼型可實(shí)現(xiàn)有后緣片和/或相對(duì) 緩和的曲面。后緣片可設(shè)定為處于負(fù)角度，即從后緣向上?？蛇x擇地，旋翼 槳葉翼型可設(shè)計(jì)成在后緣的區(qū)域中具有負(fù)曲面(即，反向曲面)。對(duì)于堅(jiān)固 性和曲面進(jìn)行變化與添加后緣片的各種組合能夠延遲失速的開(kāi)始并且能夠 減小由于失速狀態(tài)造成的俯仰力矩的幅值。
但是，各種組合會(huì)增加旋翼槳葉的復(fù)雜性和重量，尤其會(huì)增加旋翼槳葉 的數(shù)量。增加旋翼槳葉的堅(jiān)固性和^^增加旋翼槳葉的數(shù)量會(huì)需要發(fā)動(dòng)機(jī)提供
更多的動(dòng)力來(lái)克服由旋翼槳葉產(chǎn)生的輪廓阻力的增加，因?yàn)檩喞枇κ桥c槳 葉面積成比例的。增加的旋翼槳葉堅(jiān)固性和/或曲面和/或堅(jiān)固性會(huì)增加旋翼 槳葉、旋翼轂、旋翼槳葉控制器和旋翼飛行器的相關(guān)聯(lián)結(jié)構(gòu)的重量。雖然上 述旋翼槳葉的構(gòu)造對(duì)于它們的特定目的仍然是有用的，但是本領(lǐng)域內(nèi)還存在 改善的空間。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的各個(gè)方面通常包括一種航空移動(dòng)平臺(tái)，該航空移動(dòng)平臺(tái)通常包 括在氣流中操作的多個(gè)旋轉(zhuǎn)旋翼槳葉，其在每個(gè)所述旋翼槳葉上形成邊界 層。至少 一個(gè)所述旋翼槳葉包括與包括不穩(wěn)定亞聲速氣流的氣流相遇的區(qū) 段，具有至少改變的迎角。至少一個(gè)所述旋翼槳葉還包括在所述至少一個(gè)所 .述旋翼槳葉上的 一個(gè)或多個(gè)渦流發(fā)生器，產(chǎn)生渦流從而與所述邊界層相互作 用以至少延遲所述邊界層的分離的開(kāi)始，增加不穩(wěn)定最大升力系數(shù)值并且減 小所述區(qū)段的不穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)值。
其他方面的應(yīng)用性將從這里提供的說(shuō)明書(shū)清楚地得知。應(yīng)當(dāng)理解，說(shuō)明 書(shū)和特定實(shí)例僅僅是舉例的目的，并不意在限制本發(fā)明。


這里所述的附圖僅僅是示例性目的的，并不意在以任何方式限制本發(fā)明。
他適當(dāng)航空移動(dòng)平臺(tái)的一部分的俯視圖。
圖2A是根據(jù)本發(fā)明一個(gè)方面的具有機(jī)械類型的渦流發(fā)生器的旋翼槳葉
的一個(gè)區(qū)段的示意圖，渦流發(fā)生器與旋翼槳葉相連接。
圖2B類似于圖2A并且示出根據(jù)本發(fā)明的另一方面的具有一種類型的 流體渦流發(fā)生器的旋翼槳葉的 一 個(gè)區(qū)段。
圖2C類似于圖2B并且示出根據(jù)本發(fā)明的另一方面的另一種類型的流 體渦流發(fā)生器。
圖2D是根據(jù)本發(fā)明另一方面的具有各種類型的渦流發(fā)生器的旋翼槳葉 的一個(gè)區(qū)段的示意圖，渦流發(fā)生器連接至旋翼槳葉。
圖3A是根據(jù)本發(fā)明的具有用于延遲邊界層的分離的開(kāi)始的連接至旋翼 槳葉的上表面的 一個(gè)或多個(gè)渦流發(fā)生器的旋翼槳葉的側(cè)視圖。
圖3B是根據(jù)本發(fā)明的具有用于延遲邊界層的分離的開(kāi)始的連接至旋翼 槳葉的下表面的一個(gè)或多個(gè)渦流發(fā)生器的旋翼槳葉的側(cè)視圖。
圖4是^^艮據(jù)本發(fā)明的具有構(gòu)造為輪葉的渦流發(fā)生器的旋翼槳葉的一個(gè)區(qū) 段的示意圖，其可在延伸狀態(tài)與縮回狀態(tài)之間移動(dòng)和/或可進(jìn)行選擇性地偏 轉(zhuǎn)。
圖5是根據(jù)本發(fā)明的用于一個(gè)或多個(gè)渦流發(fā)生器的示例性控制系統(tǒng)的示 意圖。
圖6是示出根據(jù)本發(fā)明的用于具有渦流發(fā)生器的示例性旋翼槳葉的升力 系數(shù)和迎角的值的示意圖。
圖7是示出根據(jù)本發(fā)明的用于具有渦流發(fā)生器的示例性旋翼槳葉的俯仰 力矩系數(shù)和迎角的值的示意圖。
圖8是示出旋翼槳葉翼型的示意圖，該翼型示出能與一個(gè)或多個(gè)渦流發(fā) 生器相組合的基線鈍度和變更鈍度，使得翼型設(shè)計(jì)上的速度分布圖能夠增加 由根據(jù)本發(fā)明的渦流發(fā)生器提供的益處。
圖9是具有根據(jù)本發(fā)明另 一方面的機(jī)械類型的渦流發(fā)生器的旋翼槳葉的 一個(gè)區(qū)段的示意圖，渦流發(fā)生器連接至旋翼槳葉。
具體實(shí)施例方式
7隨后的說(shuō)明書(shū)本質(zhì)上僅僅是示例性的，并不意在限制本發(fā)明、其應(yīng)用或
使用。應(yīng)當(dāng)理解的是，在整個(gè)附圖中，對(duì)應(yīng)的附圖標(biāo)記表:示類似或?qū)?yīng)的部 件和特征。
本發(fā)明的各個(gè)方面可應(yīng)用至很大范圍的航空移動(dòng)平臺(tái)。本發(fā)明尤其可與 旋翼飛行器共同使用，諸如直升機(jī)、斜旋翼飛行器、旋翼機(jī)等。本發(fā)明也可 應(yīng)用于無(wú)人駕駛和有人駕駛的飛行器，可以是直接控制的，'遠(yuǎn)程控制的，自 動(dòng)控制的，和/或一個(gè)或多個(gè)適當(dāng)?shù)慕M合控制。本發(fā)明的各個(gè)方面可應(yīng)用至4艮 大范圍的升力產(chǎn)生和/或推力產(chǎn)生表面，諸如主旋翼，副主旋翼，后旋翼等。 因此，具體的指代翼型和/或旋翼槳葉不應(yīng)當(dāng)理解為將本發(fā)明的范圍限制為那 些具體的實(shí)施方式。
而且，特定的術(shù)語(yǔ)可僅用于指代的目的并且不需要限制本發(fā)明。例如， 諸如"上""下""上方"和"下方"的術(shù)語(yǔ)可指代所引用的附圖中的方向。 諸如"前部""背部""后部"和"側(cè)部"可描述部件在一致但是隨即的參考
框架中的那部分的定向，參照描述該部件的文本和相關(guān)附圖可以更清楚地理 解。這種術(shù)語(yǔ)可包括上面專門提到的詞語(yǔ)、其派生詞和類似意思的詞語(yǔ)。類 似地，指代結(jié)構(gòu)、系統(tǒng)和/或方法的術(shù)語(yǔ)"第一"、"第二"和其他這種數(shù)字術(shù) 語(yǔ)并不意味著序列或順序，除非上下文清楚地說(shuō)明。
根據(jù)本發(fā)明的各個(gè)方面并且參照?qǐng)D1，諸如飛機(jī)、直升機(jī)、旋翼飛機(jī)、
斜旋翼飛機(jī)等的一個(gè)或多個(gè)航空移動(dòng)平臺(tái)IO可采用旋翼槳葉12產(chǎn)生升力和 /或推力。在一項(xiàng)實(shí)例中，旋翼飛行器14可具有延伸自旋翼轂16的旋翼槳葉 12。每個(gè)旋翼槳葉12可具有弦長(zhǎng)和翼展。每個(gè)旋翼槳葉12可在槳葉根部18 連接至旋翼轂16,該旋翼根部沿翼展方向遠(yuǎn)離槳葉尖端。
旋翼飛行器14可大體沿著向前的方向行駛。在這一方面，旋翼槳葉l2 其中之一可以處于向前的狀態(tài)22，旋翼槳葉12的另一個(gè)可以處于后退的狀 態(tài)24。每個(gè)旋翼槳葉12經(jīng)受會(huì)受到正好在前面的旋翼槳葉影響的氣流26, 旋翼槳葉12可沿著它們的圓形路徑行進(jìn)，即旋翼盤28。在這一方面，每個(gè) 旋翼槳葉12會(huì)經(jīng)受不穩(wěn)定的氣流狀態(tài)，來(lái)自于將受控的周期變化應(yīng)用在槳 葉槳距(即，周期變化槳距)以及由旋翼飛行器14的其,他槳葉或其他部件 的尾跡導(dǎo)致的大體氣流擾動(dòng)。這些不穩(wěn)定的氣流條件會(huì)導(dǎo)致旋翼槳葉12的 區(qū)段經(jīng)受迎角和/或馬赫數(shù)中相對(duì)大的幅值變化和/或相對(duì)高的頻率。氣流26 的馬赫數(shù)可以是亞聲速的。在一個(gè)實(shí)例中，旋翼飛行器14的操作參數(shù)可包括氣流26的馬赫數(shù)，其在前進(jìn)槳葉(即，旋翼槳葉12其中之一處于前進(jìn)狀 態(tài)22 )上處于從大約0.2至0.8的范圍內(nèi)，！在后退槳葉上處于從0至0.6的 范圍內(nèi)，(即，旋翼槳葉12其中之一處于后退狀態(tài)24)。
一個(gè)或多個(gè)渦流發(fā)生器30可采用各種形式和/或在各種預(yù)定位置處實(shí)施 在一個(gè)或多個(gè)旋翼槳葉12上。 一般地并如圖3A和3B所示，由渦流發(fā)生器 30產(chǎn)生的渦流增加了邊界層32的阻抗從而在翼型迎角的高幅值和/或高頻率 變化的條件下從旋翼槳葉12分離。通過(guò)將邊界層32保持為基本上連接至旋 翼槳葉12，如圖3A和3B所示，旋翼槳葉12會(huì)容忍迎角和馬赫數(shù)的更大變 化，然后旋翼槳葉12進(jìn)入動(dòng)態(tài)力矩停止。對(duì)于后退狀態(tài)24下的旋翼槳葉12 來(lái)說(shuō)，尤其是這樣。在這一方面，可通過(guò)減小和/或避免失速的開(kāi)始而減小或 避免相對(duì)大和動(dòng)態(tài)的俯仰力矩。
更具體地說(shuō)，由旋翼槳葉12經(jīng)受的不穩(wěn)定氣流會(huì)在旋翼槳葉12的一個(gè) 或多個(gè)區(qū)段上建立迎角和/或馬赫數(shù)的高頻率變化，這可導(dǎo)致旋翼槳葉12的 區(qū)段經(jīng)受局部升力系數(shù)(即，C,)的變化值。但是，來(lái)自于渦流發(fā)生器30 的渦流會(huì)增加最大升力系數(shù)(即，Clmax)的局部值并且延遲相應(yīng)于那一區(qū)段 的旋翼槳葉12的區(qū)段俯仰力矩的突然變化。在這一方面，升力系數(shù)值可被 保持在最大升力系數(shù)以下。在另一情況中，升力系數(shù)的值可增加至邊界層32 可從旋翼槳葉12分離的點(diǎn)，換句話說(shuō)，遇到失速狀態(tài)。當(dāng)旋翼槳葉12確實(shí) 經(jīng)受失速狀態(tài)時(shí)，由于失速狀態(tài)的俯仰力矩會(huì)相對(duì)于旋翼槳葉12上的俯仰 力矩降低，在該旋翼槳葉上，已經(jīng)改進(jìn)堅(jiān)固性和/或曲面從而延遲邊界層32 分離的開(kāi)始，而且還沒(méi)有實(shí)施根據(jù)本發(fā)明的渦流發(fā)生器30。
如圖2D所示，渦流發(fā)生器30可以是機(jī)械式和/或流體裝置，可采用特 定的預(yù)定構(gòu)造布置在旋翼槳葉12上。如圖2A和4所示，機(jī)械渦流發(fā)生器 34可以是以物理方式延伸入氣流的裝置，諸如片，葉片等。如圖2B和2C 所示，流體渦流發(fā)生器36可以是能夠?qū)姎饬鲊娙雵姎饬鞯难b置和/或從氣 流26抽出噴氣流的裝置，諸如壓電脈沖氣流，零凈質(zhì)量氣流等。在圖2B中， 流體渦流發(fā)生器36可以是橢圓形或圓形流體渦流發(fā)生器36a (例如，與流體 渦流發(fā)生器36其中之一相關(guān)聯(lián)的孔是橢圓形或圓形)。在圖2C中，流體渦 流發(fā)生器36可以是矩形流體渦流發(fā)生器36a (例如，與流體渦流發(fā)生器36 其中的一個(gè)相關(guān)聯(lián)的孔是矩形)。渦流發(fā)生器30都可以采用單一類型的渦流 發(fā)生器30(例如，如圖2A所示的所有機(jī)械式渦流發(fā)生器34)?？蛇x擇地，
9如圖2D所示， 一個(gè)或多個(gè)類型的渦流發(fā)生器30可布置在每個(gè)或所有旋翼槳 葉12上和/或一個(gè)或多個(gè)適當(dāng)?shù)慕M合上。
機(jī)械式渦流發(fā)生器34可以固定(即，不可以相對(duì)于旋翼槳葉12移動(dòng)) 或者可以進(jìn)行調(diào)整。在一項(xiàng)實(shí)例中并且參照?qǐng)D4，渦流發(fā)生器30可包括一個(gè) 或多個(gè)沿著旋翼槳葉12a設(shè)置在特定弦長(zhǎng)和翼展位置處的葉片38。葉片38 可以是固定的，葉片38可相'對(duì)于旋翼槳葉12a以及其組合進(jìn)行移動(dòng)。葉片 38的移動(dòng)可包括相對(duì)于初始位置的俯仰、滾轉(zhuǎn)和/或偏轉(zhuǎn)的各種偏移。在一 項(xiàng)實(shí)例中，葉片38可沿俯仰和滾轉(zhuǎn)的方向固定，但是也可偏轉(zhuǎn)(即，大體 圍繞z軸線40旋轉(zhuǎn)，該軸線大體法向于地線槳葉橫截面弦線42)。每個(gè)葉片 38的偏轉(zhuǎn)可以基于旋翼槳葉12a的迎角，氣流速度，可使得渦流發(fā)生器30 附接在旋翼盤28中的旋翼槳葉12a的位置(圖1 )(例如，槳葉處于后退狀 態(tài)24，相反于前進(jìn)狀態(tài)22 )和/或一種或多種的組合。
葉片38不論是固定的和/或可調(diào)節(jié)的，都可從旋翼槳葉12d的表面44 延伸并且縮回至該表面。而且，葉片38和/或一個(gè)或多個(gè)其他適當(dāng)?shù)臏u流發(fā) 生器30可實(shí)現(xiàn)在旋翼槳葉12、 12a和.或其組合的上表面46 (圖3A)和/或 下表面(圖3B)上。 一個(gè)或多個(gè)葉片38的偏轉(zhuǎn)、延伸、縮回和/或一種或多 種的組合可以基于旋翼槳葉12的迎角、氣流26的速度、可使得渦流發(fā)生器 30附接在旋翼盤28中的旋翼槳葉12a的位置(圖1 )和/或一種或多種的組 合。
在實(shí)現(xiàn)流體渦流發(fā)生器36的一項(xiàng)實(shí)例中， 一個(gè)或多個(gè)流體渦流發(fā)生器 36可設(shè)置在特定的弦長(zhǎng)和翼展位置。在一項(xiàng)實(shí)例中并且參照?qǐng)D5,渦流發(fā)生 器30可布置成使得旋翼槳葉12上的多個(gè)渦流發(fā)生器30可分成第一組100、 第二組102等，其為緊密間隔的流體渦流發(fā)生器陣列的一部分。組IOO、 102 的每個(gè)可以處于活動(dòng)狀態(tài)(例如在噴射和抽取噴射流之間震蕩)或處于不活 動(dòng)狀態(tài)(例如，既不噴射也不抽取)。當(dāng)組IOO、 102的每個(gè)等處于活動(dòng)狀態(tài) 時(shí)，每個(gè)流體渦流發(fā)生器36以類似或不類似的方式相對(duì)于相同組中的其他 流體渦流發(fā)生器36噴射和/或抽取噴射流。例如并且如可應(yīng)用的那樣，第一 組100都可以處于活動(dòng)狀態(tài)，但是第一組100中的特定流體渦流發(fā)生器36 可不同于第一組100中的其他流體渦流發(fā)生器36噴射和/或抽取噴氣流。
流體渦流發(fā)生器36的第一組100和第二組102等可與特定弦長(zhǎng)位置和/ 或翼展位置相關(guān)聯(lián)，使得激活和停止特定流體渦流發(fā)生器36可對(duì)應(yīng)于旋翼槳葉12上的特定位置。另外，隨著飛行狀態(tài)和/或旋翼槳葉12的定向的改變 (即，A^j"角的改變)，話動(dòng)或非活動(dòng)流體渦流發(fā)生器36的數(shù)量可以政變。^ 此外，每個(gè)渦流發(fā)生器36可噴射和/或抽取噴氣流的方式(例如，幅值、頻 率、脈沖寬度等的改變)可隨著飛行狀態(tài)和/或旋翼槳葉12定向的改變而發(fā) 生改變。
在一項(xiàng)實(shí)例中，流體渦流發(fā)生器36可包括一個(gè)或多個(gè)震蕩噴射，類似 于下面共同轉(zhuǎn)讓的美國(guó)專利所公開(kāi)的內(nèi)容美國(guó)專利No. 6，899，302，名稱為 Method and Device for Altering the Separation Characteristics of Flow over an Aerodynamic Surface via Hybrid Intermittent Blowing and Suction,授權(quán)于2005 年5月31日；美國(guó)專利No. 6,866,234,名稱為Method and Device for Altering the Separation Characteristics of Air-flow over an Aerodynamic Surface via Intermittent Suction,授權(quán)于2005年3月15日；美國(guó)專利No. 6,713，卯1，名 稱為L(zhǎng)inear Electromagnetic Zero Net Mass Jet Actuator,授4又于2004年3月 30曰；以及美國(guó)專利No. 6,471,477, Jet Actuators for Aerodynamic Surfaces, 授權(quán)于2002年10月29日。
機(jī)械渦流發(fā)生器34和/或流體渦流發(fā)生器36可由控制器104控制，其可 整合于或者額外添加至現(xiàn)有的航空電子系統(tǒng)106或者旋翼飛行器14中的其 他適當(dāng)?shù)膶?dǎo)航、飛行控制、飛行通信等系統(tǒng)(圖1)。如此，飛行員(不論是 人類和/或電腦)都可直接地和/或非直接地控制每個(gè)流體渦流發(fā)生器36在活 動(dòng)狀態(tài)與非活動(dòng)狀態(tài)之間切換和/或可控制每個(gè)流體渦流發(fā)生器36操作的方 式，流體和/或機(jī)械渦流發(fā)生器34、 36的部署和/或定位渦流發(fā)生器(例如， 偏轉(zhuǎn)該機(jī)械渦流發(fā)生器34)從而進(jìn)一步有利于旋翼槳葉12的失速的開(kāi)始的 延遲。
為了討論的目的，每個(gè)旋翼槳葉12可分為多個(gè)區(qū)段，使得每個(gè)區(qū)段的 載荷和航空動(dòng)力特性可進(jìn)行討論和/或建模并且每個(gè)和所有區(qū)段的作用可被 評(píng)價(jià)從而提供相應(yīng)于完整(即，有限)旋翼槳葉12的高效設(shè)計(jì)。旋翼槳葉 12的每個(gè)區(qū)段可經(jīng)受不同的載荷和/或空氣動(dòng)態(tài)特征，這是由于很多的原因， 諸如氣流26不穩(wěn)定，旋翼槳葉12在旋翼槳葉12的葉尖20處經(jīng)受增加的航 速(圖1 )，旋翼槳葉12的扭動(dòng)和/或氣動(dòng)彈性等。
應(yīng)當(dāng)理解的是，在本發(fā)明的教導(dǎo)下， 一些區(qū)段中的渦流發(fā)生器30能夠 延遲失速的開(kāi)始，但是在其他區(qū)段中，渦流發(fā)生器30可以較低的程度延遲
ii失速的開(kāi)始或者一點(diǎn)也不延遲。在這一方面，邊界層32的分離并不總是在 整個(gè)旋翼槳葉12中快速出現(xiàn)的事件。邊界層32可以局部地在S走翼槳葉12 的一些區(qū)段中分離，同時(shí)保持整體地連接在其他區(qū)段。因此，整體的作用可 以是在失速完全開(kāi)始時(shí)進(jìn)行延遲，即使旋翼槳葉12的一些區(qū)段上的氣流26 可以最佳地具有處于失速狀態(tài)的特征。
圖6的示意圖200示出由渦流發(fā)生器30產(chǎn)生的渦流對(duì)旋翼槳葉12的升 力系數(shù)值相對(duì)于迎角值的影響(圖1)。迎角的值可以以周期的方式改變不同 于迎角202的額定值。隨著旋翼槳葉的迎角以周期性方式改變，最大迎角204 的值和最小迎角206的值如圖所示。第一數(shù)據(jù)序列208示出對(duì)于其上沒(méi)有設(shè) 置任何渦流發(fā)生器30的旋翼槳葉的相對(duì)于迎角值的升力系數(shù)值。第二數(shù)據(jù) 序列210示出對(duì)于其上設(shè)置有根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)或多個(gè)渦流發(fā)生器30的旋 翼槳葉的相對(duì)于迎角值的升力系數(shù)值?？梢允境?，隨著迎角值以一般由旋轉(zhuǎn) 旋翼槳葉12經(jīng)受的周期性方式波動(dòng)，渦流發(fā)生器30的渦流的效果能夠提供 相對(duì)更高的升力系數(shù)值。
圖7中的示意圖300示出由渦流發(fā)生器30產(chǎn)生的渦流對(duì)旋翼槳葉12的 俯仰力矩系數(shù)值相對(duì)于迎角值的作用(圖1 )。迎角值可以按照周期的方式在 最大迎角302與最小迎角304之間發(fā)生變化。第一組數(shù)據(jù)序列306示出對(duì)于 其上沒(méi)有設(shè)置任何渦流發(fā)生器30的旋翼槳葉的俯仰力矩系數(shù)值相對(duì)于迎角 值。第二數(shù)據(jù)序列308示出對(duì)于其上設(shè)置有根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)或多個(gè)渦流發(fā) 生器30的旋翼槳葉的俯仰力矩系數(shù)值相對(duì)于迎角值。隨著迎角值以一般由 旋轉(zhuǎn)旋翼槳葉12經(jīng)受的周期性方式波動(dòng)，渦流發(fā)生器30的渦流的效果能夠 提供相對(duì)更低的俯仰力矩系數(shù)值。
根據(jù)本發(fā)明的渦流發(fā)生器30可實(shí)現(xiàn)在初始時(shí)就構(gòu)造為不具有渦流發(fā)生 器30的旋翼槳葉12上，諸如翻新過(guò)程。在低馬赫數(shù)(即，接近或低于M=0.4 ) 以及高迎角下，尤其在旋翼槳葉的不穩(wěn)定流動(dòng)環(huán)境下，渦流發(fā)生器30可使 得邊界層32保持附接在后緣區(qū)域50上(圖3A)，同時(shí)增加前緣區(qū)域52上 的吸力(圖3A)。這可以示出為與不具有渦流發(fā)生器30的翼型相比，產(chǎn)生 更高的升力，更低阻力，并且降低局部俯仰力矩。但是，根據(jù)馬赫數(shù)，旋翼 槳葉的俯仰率和前緣區(qū)域52上的增加的氣流速度可以示出為產(chǎn)生在旋翼槳 葉12的一個(gè)區(qū)段上的高的并且可能損害的速度梯度。在一些情況下，超聲 速流的氣孔(pocket)可示出為在渦流發(fā)生器30之前產(chǎn)生。超聲速流的高速度梯度和/或氣孔可使得氣流的分離更接近前緣，而不是后緣，這會(huì)使渦流發(fā) 生器30無(wú)法產(chǎn)生益處。
渦流發(fā)生器30也可實(shí)現(xiàn)在初始時(shí)已經(jīng)構(gòu)建有渦流發(fā)生器30的旋翼槳葉
12上，使得旋翼槳葉12的其他特征可被改進(jìn)和/或調(diào)整>^人而進(jìn)一步得益于渦
流發(fā)生器30的實(shí)施。在一項(xiàng)實(shí)例中，旋翼槳葉的前緣可被改變(例如，調(diào) 整曲面、鈍度等)，從而沿著旋翼槳片12的這一區(qū)段使得氣流減慢。各種形 狀的旋翼槳葉12可實(shí)現(xiàn)有渦流發(fā)生器30。旋翼槳葉12的構(gòu)造和渦流發(fā)生器 30的設(shè)置是基于許多影響或限定旋翼飛行器14的參數(shù)的。在特定情況下， 旋翼槳葉12上的比較理想的速度分布與渦流發(fā)生器30的特定設(shè)置相結(jié)合能 夠通過(guò)調(diào)整旋翼槳葉12的厚度、曲面、前緣半徑以及一種或多種組合而實(shí) 現(xiàn)。
特定實(shí)施方式可通過(guò)初始化迭代設(shè)計(jì)過(guò)程而確定，從而提供渦流槳葉 12、翼型和渦流發(fā)生器的優(yōu)化構(gòu)造。旋翼槳葉上的改善速度分布與渦流發(fā)生 器30的特定設(shè)置相結(jié)合可增加邊界層32的磁阻從而從旋翼槳葉12分離。
在一項(xiàng)實(shí)例中并且參照翼型400可具有基線鈍度402和改變的鈍度404。 翼型400的前緣406的鈍度可通過(guò)調(diào)節(jié)前緣406的曲率半徑而進(jìn)行調(diào)節(jié)。具 有在前緣406上的改變的鈍度404的旋翼槳葉12也可包括一個(gè)或多個(gè)渦流 發(fā)生器30并因此限定翼型的實(shí)例已經(jīng)被改進(jìn)從而相對(duì)于具有渦流發(fā)生器30 所簡(jiǎn)單連接的具有基線鈍度402的翼型適應(yīng)并且得益于渦流發(fā)生器30。
在本發(fā)明的各種實(shí)例中，渦流發(fā)生器30可形成一系列的渦流?？梢源?在給定數(shù)量的物流，而且，其間隔、方向、相位、強(qiáng)度和一個(gè)或多個(gè)組合可 被控制從而i風(fēng)整渦流發(fā)生器30為適當(dāng)?shù)目諝鈩?dòng)力環(huán)境或一般由旋翼飛行器 14遇到的多個(gè)環(huán)境。至少，上述參數(shù)可在各種航空移動(dòng)平臺(tái)上被模擬和/或 ^換照經(jīng)^^進(jìn)行測(cè)試從而產(chǎn)生一個(gè)或多個(gè)適當(dāng)構(gòu)造的渦流發(fā)生器30以使航空 移動(dòng)平臺(tái)受益。
渦流發(fā)生器30的各個(gè)方面可實(shí)現(xiàn)為至少降低旋翼飛行器14的旋翼控制 器、轂和結(jié)構(gòu)上的震蕩性載荷。這可有助于降^^部件的磨損并且增加旋翼飛 行器14的壽命。渦流發(fā)生器30也可用于大體地保持旋翼飛行器14的旋翼 控制器、轂和結(jié)構(gòu)上的震蕩性載荷，但是可用于擴(kuò)展旋翼飛行器14的性能 范圍。這樣，使用渦流發(fā)生器30使得能夠得到更高的推力等級(jí)而不超過(guò)旋 翼控制載荷的限制。而且，渦流發(fā)生器30可擴(kuò)展旋翼飛行器14的當(dāng)前飛行
13范圍，由此實(shí)現(xiàn)增加的速度、高度、垂直升力、操控能力以及它們的組合。
在本發(fā)明的一個(gè)方面中，渦流發(fā)生器30可施加至包括在適當(dāng)旋翼飛刊-器的尾部旋翼中的旋翼槳葉12。通過(guò)將渦流發(fā)生器30實(shí)現(xiàn)在尾部旋翼上， 由尾部旋翼產(chǎn)生的最大推力可被增加，由此增加旋翼飛行器14的低速偏轉(zhuǎn) 操控能力。而且，已經(jīng)在主旋翼的旋翼槳片12上實(shí)施渦流發(fā)生器30的旋翼 飛行器14也可使用尾部旋翼上的渦流發(fā)生器30，從而消除與主旋翼的性能 增加相關(guān)聯(lián)的偏轉(zhuǎn)力矩。
在本發(fā)明的一個(gè)方面中，渦流發(fā)生器30可實(shí)現(xiàn)在旋翼飛行器14的旋翼 槳葉12的每個(gè)上(圖1 )。如圖9所示，渦流發(fā)生器30可限定機(jī)械渦流發(fā)生 器34，該渦流發(fā)生器沿著旋翼槳葉12的前緣區(qū)域52布置。具體地說(shuō)，渦流 發(fā)生器30可以是在前緣區(qū)域52中成對(duì)502布置的葉片500,使得渦流發(fā)生 器30的對(duì)502的每個(gè)設(shè)置的位置為旋翼槳葉2其中之一的弦線504的大約 10%，由此限定在前緣附近的位置505。單獨(dú)對(duì)502中的每個(gè)葉片500可在 旋翼槳葉12上定向使得對(duì)502中的葉片500的每個(gè)的前緣506彼此指向， 因此形成角度508,在一項(xiàng)實(shí)例中為偏離旋翼槳葉12的弦線504大約15度。 另一種方式說(shuō)，平行于渦流發(fā)生器弦線510的方向可形成角度508,其方向 平行于^j走翼槳葉12的弦線504。
在一項(xiàng)實(shí)例中，對(duì)502的葉片500的每個(gè)彼此間隔，距離為512，從每 個(gè)葉片500的大約四分之一弦測(cè)量大約0.25英寸(大約6.35毫米)。每個(gè)對(duì) 502可與旋翼槳葉12上的另一對(duì)葉片500間隔距離514,大約1英寸(大約 25.4毫米)。每個(gè)葉片500可以是大約0.2英寸(大約5.08毫米)長(zhǎng)(即， 沿著渦流發(fā)生器弦線510)并且可以是大約0.1英寸(大約2.54毫米)高(即， 法向于旋翼槳葉12的表面516的尺寸)。葉片500的厚度可以是大約0.025 英寸(大約0.635毫米)。
在另一實(shí)例中，葉片500可構(gòu)造相應(yīng)于特定應(yīng)用，其中之一包括旋翼飛 行器14，具有類似于Boeing Chinook CH-47的兩個(gè)主旋翼。在這種應(yīng)用中， 對(duì)502的葉片500的每個(gè)可彼此間隔大約0.75英寸的距離(大約19.1毫米)， 從每個(gè)葉片500的大約四分之一弦長(zhǎng)進(jìn)行測(cè)量。旋翼槳葉12上的每個(gè)對(duì)502 可以間隔其他對(duì)葉片500大約3英寸的距離(大約76.2亳米)。每個(gè)葉片500 可以是大約0.6英寸(大約15.2毫米)長(zhǎng)(即，沿著葉片弦線)，并且可以 是大約0.3英寸(大約7.62毫米)高(即，法向于旋翼槳葉的表面516的尺寸)。葉片500的厚度可以是大約0.075英寸(大約1.91毫米)。應(yīng)當(dāng)理解， 在本發(fā)明的教導(dǎo)下，渦流發(fā)生器30的其他構(gòu)造可基于航空移動(dòng)平臺(tái)以及相 應(yīng)于該航空移動(dòng)平臺(tái)的任務(wù)而實(shí)現(xiàn)。
雖然具體的方面已經(jīng)記載在該說(shuō)明書(shū)中并且示出在附圖中，但是本領(lǐng)域
技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解，可在不脫離本發(fā)明教導(dǎo)的范圍內(nèi)作出各種改變和等同內(nèi) 容代替各個(gè)元件，本發(fā)明的范圍由權(quán)利要求限定。此外，本發(fā)明的教導(dǎo)的各 個(gè)方面之間的特征、元件和/或功能的混合和匹配可以明確地在此進(jìn)行考慮， 使得本領(lǐng)域技術(shù)人員從本教導(dǎo)內(nèi)容得知，本教導(dǎo)的一個(gè)方面的特征、元件和 /或功能可按照適當(dāng)?shù)姆绞浇Y(jié)合入另一方面，除非另行說(shuō)明。而且，可以在不 脫離本發(fā)明的精髓范圍的情況下進(jìn)行許多改進(jìn)從而調(diào)整具體的情況、結(jié)構(gòu)或 材料適應(yīng)于本發(fā)明。因此，本發(fā)明并不局限于由附圖所示的以及說(shuō)明書(shū)所述 的作為實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的最佳模式的具體方面，但是本發(fā)明的范圍將包括按照前 述說(shuō)明書(shū)和所附權(quán)利要求的許多方面和實(shí)例。
權(quán)利要求
1、一種航空移動(dòng)平臺(tái)，包括在氣流中操作的多個(gè)旋轉(zhuǎn)旋翼槳葉，其在每個(gè)所述旋翼槳葉上形成邊界層，至少一個(gè)所述旋翼槳葉包括與包括不穩(wěn)定亞聲速氣流的氣流相遇的區(qū)段，具有至少改變的迎角；以及在所述至少一個(gè)所述旋翼槳葉上的一個(gè)或多個(gè)渦流發(fā)生器，產(chǎn)生渦流從而與所述邊界層相互作用以至少延遲所述邊界層的分離的開(kāi)始，增加不穩(wěn)定最大升力系數(shù)值并且減小所述區(qū)段的不穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)值。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空移動(dòng)平臺(tái)，其中，根據(jù)所述一個(gè)或多個(gè) 渦流發(fā)生器的設(shè)置的作用，至少所述區(qū)段的形狀經(jīng)過(guò)變化從而改變所述至少 一個(gè)所述旋翼槳葉上的速度分布，其中，所述區(qū)段的形狀產(chǎn)生變化從而改變 厚度、鈍度、前緣半徑、曲面以及上述因素的一個(gè)或多個(gè)組合的其中至少一 個(gè)。
3、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空移動(dòng)平臺(tái)，其中，所述渦流發(fā)生器其中 的一個(gè)包括從所述區(qū)段的表面延伸的葉片。
4、 根據(jù)權(quán)利要求3所迷的航空移動(dòng)平臺(tái)，其中，所述葉片可沿偏轉(zhuǎn)方 向相對(duì)于所述氣流進(jìn)行調(diào)節(jié)。
5、 根據(jù)權(quán)利要求3所述的航空移動(dòng)平臺(tái)，其中，所述葉片可用于縮回 至所述區(qū)段的所述表面下方。
6、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空移動(dòng)平臺(tái)，其中，所述一個(gè)或多個(gè)渦流 發(fā)生器包括所述區(qū)段中的噴口 ，能夠進(jìn)行抽出和噴射氣流進(jìn)入所述邊界層其 中的至少一種操作。
7、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空移動(dòng)平臺(tái)，其中，所述一個(gè)或多個(gè)渦流 發(fā)生器位于所述旋翼槳葉其中一個(gè)上，其位置對(duì)應(yīng)于所述至少一個(gè)所述旋翼 槳葉的大約百分之十弦長(zhǎng)。
8、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空移動(dòng)平臺(tái)，其中，所述一個(gè)或多個(gè)渦流 發(fā)生器包括限定渦流發(fā)生器弦線的至少第一機(jī)械式渦流發(fā)生器，其中，平行 于所述渦流發(fā)生器弦線的方向與平行于連接有第一機(jī)械式渦流發(fā)生器的至 少一個(gè)所述旋翼槳葉的弦線的方向形成第一角度，所述角度為大約15度。
9、 根據(jù)權(quán)利要求8所述的航空移動(dòng)平臺(tái)，其中，所述一個(gè)或多個(gè)渦流 發(fā)生器包括限定渦流發(fā)生器弦線的第二機(jī)械式渴流發(fā)生器，其中，平行于所 述第二機(jī)械式渦流發(fā)生器的所述渦流發(fā)生器弦線的方向與平行于連接有所 述第二機(jī)械式渦流發(fā)生器的至少一個(gè)所述旋翼槳葉的弦線的方向形成第二角度，所述第二角度為大約15度，其中，所述第一機(jī)械式渦流發(fā)生器的前 緣和所述第二機(jī)械式渦流發(fā)生器的前緣朝向彼此傾斜。
10、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空移動(dòng)平臺(tái)，其中，所述一個(gè)或多個(gè)渦流 發(fā)生器包括第一機(jī)械式渦流發(fā)生器和第二機(jī)械式渦流發(fā)生器，每個(gè)渦流發(fā)生 器都限定相對(duì)于連接有所述第一和第二機(jī)械式渦流發(fā)生器的至少一個(gè)所述 旋翼槳葉的弦線傾斜的渦流發(fā)生器弦線。
11、 根據(jù)權(quán)利要求10所述的航空移動(dòng)平臺(tái)，其中，所述第一機(jī)械式渦 流發(fā)生器的前緣和所述第二機(jī)械式渦流發(fā)生器的前緣朝向彼此傾斜。
12、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空移動(dòng)平臺(tái)，還包括根據(jù)至少一個(gè)所述旋 翼槳葉的至少旋轉(zhuǎn)位置調(diào)節(jié)所述一個(gè)或多個(gè)渦流發(fā)生器的控制器。
13、 根據(jù)權(quán)利要求12所述的航空移動(dòng)平臺(tái)，其中，對(duì)所述一個(gè)或多個(gè) 渦流發(fā)生器進(jìn)行的所述調(diào)節(jié)包括在延伸狀態(tài)與縮回狀態(tài)之間移動(dòng)葉片，其 中，處于所述縮回狀態(tài)的所述葉片設(shè)置在所述至少一個(gè)所述旋翼槳葉的所述 區(qū)段的表面下方。
14、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的航空移動(dòng)平臺(tái)，其中，所述一個(gè)或多個(gè)渦流 發(fā)生器包括緊密間隔的流體渦流發(fā)生器的陣列。
15、 根據(jù)權(quán)利要求14所述的航空移動(dòng)平臺(tái)，還包括用于調(diào)節(jié)所述緊密間隔的流體渦流發(fā)生器陣列的控制器，其中所述緊密間隔的流體渦流發(fā)生器陣列形成第一組流體渦流發(fā)生器和第二組流體渦流發(fā)生器，其中，所述緊密間隔的流體渦流發(fā)生器陣列的所述調(diào)節(jié)包括啟動(dòng)所述第 一組，停止所述第一組，改變所述第一組的噴氣流幅值，改變所述第一組的噴氣流的頻率，改變所述第一組的噴氣流的脈沖寬度以及上述操作的一個(gè)或多個(gè)的組合其中的 至少一個(gè)。
16、 一種用于改善具有旋轉(zhuǎn)旋翼槳葉的航空移動(dòng)平臺(tái)的性能的方法，該 方法包括旋轉(zhuǎn)具有至少一個(gè)變化迎角的旋翼槳葉通過(guò)不穩(wěn)定亞聲速氣流，所述旋 翼槳葉的每個(gè)具有所述氣流中的最大升力系數(shù)的第一值；在每個(gè)所述旋翼槳葉上產(chǎn)生渦流；以及由于所述渦流，在所述氣流中形成大于所述最大升力系數(shù)的所述第一值 的所述最大升力系數(shù)的第二值。
17、 根據(jù)權(quán)利要求16所述的方法，其中，在每個(gè)所述旋翼槳葉上產(chǎn)生 渦流包括將葉片從縮回狀態(tài)移動(dòng)至延伸狀態(tài)。
18、 根據(jù)權(quán)利要求16所述的方法，其中，在每個(gè)所述旋翼槳葉上產(chǎn)生 渦流包括噴射和抽耳又噴氣流。
19、 根據(jù)權(quán)利要求16所述的方法，其中，所述渦流產(chǎn)生在每個(gè)所述旋 翼槳葉的前緣附近。
20、 根據(jù)權(quán)利要求16所述的方法，其中，在每個(gè)所述旋翼槳葉上產(chǎn)生 渦流包括根據(jù)一個(gè)或多個(gè)渦流發(fā)生器在所述旋翼槳葉上的設(shè)置，改變所述旋 翼槳葉的形狀從而改變?cè)谒鲂順~上的速度分布。
21、 根據(jù)權(quán)利要求16所述的方法，其中，在每個(gè)所述旋翼槳葉上產(chǎn)生 渦流包括將第 一機(jī)械式渦流發(fā)生器和第二機(jī)械式渦流發(fā)生器設(shè)置在每個(gè)所 述旋翼槳葉的前緣附近，其中所述第一機(jī)械式渦流發(fā)生器的前緣和所述第二 機(jī)械式渦流發(fā)生器的前緣朝向彼此傾斜。
全文摘要
一種航空移動(dòng)平臺(tái)(10)通常包括在氣流中操作的多個(gè)旋轉(zhuǎn)旋翼槳葉(12)，其在每個(gè)所述旋翼槳葉上形成邊界層。至少一個(gè)所述旋翼槳葉包括與包括不穩(wěn)定亞聲速氣流的氣流相遇的區(qū)段，具有至少改變的迎角。至少一個(gè)所述旋翼槳葉還包括在所述至少一個(gè)所述旋翼槳葉上的一個(gè)或多個(gè)渦流發(fā)生器(30)，產(chǎn)生渦流從而與所述邊界層相互作用以至少延遲所述邊界層的分離的開(kāi)始，增加不穩(wěn)定最大升力系數(shù)值并且減小所述區(qū)段的不穩(wěn)定俯仰力矩系數(shù)值。
文檔編號(hào)B64C27/467GK101557981SQ200780046264
公開(kāi)日2009年10月14日 申請(qǐng)日期2007年12月13日 優(yōu)先權(quán)日2006年12月13日
發(fā)明者羅伯特·F·麥喬利克, 邁克爾·A·麥克維 申請(qǐng)人:波音公司