專利名稱：用于從入射流產(chǎn)生升力的機翼的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于從入射流產(chǎn)生升力的機翼。
背景技術(shù)：
機翼在本領(lǐng)域中已是眾所周知的，并且為了各種各樣的目的而被用于產(chǎn)生升力。在航空飛行器中，例如飛機，機翼被用于產(chǎn)生升力并且穩(wěn)定和控制航空飛行器。傳統(tǒng)的飛機包括機身，連接到機身上用于提供升力的主機翼，設(shè)置在航空飛行器后部主要用于提供穩(wěn)定性和控制的水平尾翼和垂直尾翼。為控制航空飛行器，這些機翼可包括用于影響從機翼上流過的入射流的控制裝置。傳統(tǒng)的控制裝置是，例如，副翼，襟翼，阻流片或者它們的組合體。這些控制裝置擾動從機翼上流通的氣流，從而改變機翼的升力，導(dǎo)致作用力的改變。升力的這種變化可以導(dǎo)致航空飛行器俯仰、偏航或者滾轉(zhuǎn)。為了有效的俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)，控制裝置必須使升力產(chǎn)生足夠的變化。這就導(dǎo)致控制裝置要具有相對大的表面積。為了致動這些控制裝置，機械裝置相對于機翼質(zhì)量必須是相當(dāng)重的。對于大型飛機，例如在專利文獻RU-2, 2666，233中公開的，控制裝置被設(shè)置于后緣附近，并沿著機翼的翼展延伸。對于小型航空飛行器，尤其是無人機(UAV)，使用了可選擇的控制裝置。專利公開文獻W0-2008/125868展示了無人機具有可調(diào)整的機翼。為了滾轉(zhuǎn)和偏航，主機翼的擺動和翼展是可調(diào)節(jié)的。調(diào)節(jié)機翼的機構(gòu)是復(fù)雜的，并且在機翼上包括各種各樣的翼梁，致動裝置和鉸鏈。這增加了重量，并因此降低了無人機的整體性能。這些機翼的缺點是相對較重和需要精細控制裝置，而這些是為了使機翼產(chǎn)生足夠的升力變化所必須的。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于消除至少一個上述的缺點或者至少提供一種可用的選擇。特別的，本發(fā)明的目的是在保持升力具有足夠的可控性的基礎(chǔ)上減小機翼的重量。根據(jù)本發(fā)明，本發(fā)明的目的通過提供一種用于從入射流產(chǎn)生升力的機翼而被實現(xiàn)，該機翼包括后緣，前緣，內(nèi)端，外端，相應(yīng)于吸力面的頂面，以及相應(yīng)于壓力面的底面。升力可被定義為通過在機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體組成。該流體可以是任何成分的氣體或者液體。例如，氣體可能是空氣，或者液體可能是水，特別是海水。入射流可能是由相對于機翼運動的流體產(chǎn)生的?？蛇x的是，入射流可以由機翼相對于流體的運動而產(chǎn)生的。前緣位于機翼的前端，并將氣流分離為沿頂面流動和沿底面流動的氣流。
后緣位于機翼的后端，在這里，分離的氣流在流經(jīng)頂面和底面之后重新聚集。機翼的內(nèi)端可面對機翼的底端。外端可面對機翼的頂端。前緣，后緣，內(nèi)端和外端圍繞頂面和底面，導(dǎo)致頂面和底面稱為分離的表面。機翼在橫截面內(nèi)更進一步的包括具有弦線的翼剖面，該弦線由在翼剖面的前緣和后緣之間的直線來限定。翼剖面是在橫截面所看到的機翼形狀。翼剖面可以是任何形狀。翼剖面形狀提供的升力分布依賴于翼剖面的形狀。翼剖面是已知的，并且它們的形狀經(jīng)常通過NACA數(shù)據(jù)表
/Jn ο翼剖面被設(shè)計成使頂面相應(yīng)于吸力面，其壓力比底面的壓力小。底面相應(yīng)于壓力面，其壓力比頂面的壓力大。優(yōu)選的，翼剖面是弧線型的，從而使得在頂面上的前緣和后緣之間的距離大于底面上的前緣和后緣之間的距離。這具有機翼可能產(chǎn)生升力的優(yōu)點。更進一步的優(yōu)勢是弧線型翼剖面可在頂面和底面之間提供用于存貯的空間。例如，空間可被用于引導(dǎo)電纜和電線和/或放置控制機構(gòu)，例如，控制伺服機構(gòu)。在橫截面看去，升力可同樣通過機翼相對于入射流的迎角產(chǎn)生。迎角是機翼的弦線和表示機翼與入射流之間的相對運動的飛機航線之間的角度。機翼還包括從內(nèi)端向垂直于弦線的外端延伸的翼展方向弦線。正翼展方向是從內(nèi)端向外直接指向外端的方向。前緣包括在內(nèi)端和外端之間的拐點。優(yōu)選的，所述拐點具有小于180度的角度，并且具有與弦線相平行沿著向前的方向指向的·'形狀。該向前的方向從后緣向前緣延伸。當(dāng)入射流到達在前緣的拐點時，產(chǎn)生沿著機翼的頂面的拐點旋渦。拐點旋渦是旋轉(zhuǎn)的氣流。該旋轉(zhuǎn)氣流可以是紊流或者是層流。由于流經(jīng)面向內(nèi)端的側(cè)面的拐點的氣流壓力與流經(jīng)面向外端的側(cè)面的拐點的氣流壓力不一樣，拐點旋渦可生成。拐點旋渦延遲在氣流和頂面之間的氣流分離。而且，由于氣流的旋轉(zhuǎn)，拐點旋渦包含更多的能量，它會附著在頂面并且朝向后緣移動。拐點旋渦在頂面上形成了附加的表面。這可能會導(dǎo)致在拐點旋渦上的層流。與沒有拐點旋渦出現(xiàn)時相比較，層流從前緣向后緣必須移動更大的距離。這會導(dǎo)致頂面和底面之間更大的壓力差，從而導(dǎo)致附加升力。前緣更進一步的包括在內(nèi)端和拐點之間的朝向該拐點延伸的向前的掃掠部件，具有相對于翼展方向呈0°和90°之間的角度。前緣包括向前的掃掠部件，其向拐點延伸并朝向內(nèi)端。正向的延伸被從內(nèi)端向拐點被限定，與翼展方向在向前的方向形成正角度。向前的方向指向氣流的上游，即，沿著從后緣向前緣的方向。在更進一步的實施例中，向前的掃掠部相對于翼展方向的角度在0°和60°之間，在更進一步的實施例中是0°和45°之間，在進一步的實施例中是0°和30°之間，在進一步的實施中是5°和30°之間。前緣包括在拐點和外端之間從拐點延伸的向后的掃掠部，具有相對于翼展方向呈0°和-90°之間角度。
前緣包括向后的掃掠部件，其從拐點向外端延伸。從拐點向外端被定義為正向延伸，其與翼展方向在向后的方向上形成負角度。向后的方向指向氣流的下游，即，沿著從前緣向后緣的方向。在進一步的實施例中，向后的掃掠部相對于翼展方向的角度在0°和-60°之間，在更進一步的實施例中是O°和-45°之間，在進一步的實施例中是O°和-30°之間，在進一步的實施例中是-5°和-30°之間。頂面包括流動控制裝置，其用于控制至少部分地位于拐點和外端之間的前緣部分以及位于前緣和后緣之間的升力。優(yōu)選的，拐點的角度小于180度，即向前的掃掠部和向后的掃掠部之間的角度小于180度。有利的是拐點渦流可被生成，其導(dǎo)致附加升力。通過在拐點渦流上安裝流動控制裝置，該附加升力可通過流動控制裝置被控制。由于拐點渦流生成附加升力，依靠流動控制裝置擾動拐點渦流在升力的最終改變方面可能是最佳的。由于拐點渦流通過拐點被生成，沿著拐點下游的頂面，其可能的最佳方案是在前緣和后緣之間安裝流動控制裝置，也就是在前緣部的后面。后面被限定為朝向后緣的下游。前緣部從拐點向外端延伸。通過控制氣流，特別是通過依靠流動控制裝置擾動拐點渦流，生成的升力變化可能最為理想。不只是通過機翼生成的升力能夠被控制，而且通過拐點渦流生成的附加升力同樣也能夠被控制。與當(dāng)流動控制裝置被設(shè)置于拐點渦流的外面時相比較，這可能導(dǎo)致生成相同的升力變化所需要的流動控制裝置更小。更小的流動控制裝置可能導(dǎo)致重量的減小，復(fù)雜度的降低和成本降低，同時在升力變化上保持充足的可控性。 更優(yōu)選的，流動控制裝置包括鉸接表面。該鉸接表面在第一位置與頂面形成一光滑的表面。在第一位置，入射流在頂面不被認為不規(guī)則的，并且氣流可沿著頂面流動。鉸接表面可被旋轉(zhuǎn)到第二位置，在這個位置，鉸接表面會擾亂頂面。例如，在第二位置的鉸接表面與頂面形成一個大于0°的角度。拐點渦流經(jīng)歷了頂面的這種不規(guī)則，導(dǎo)致擾動拐點渦流，從而導(dǎo)致在機翼上從拐點渦流處不能提供附加的升力。因此，在第二位置，升力的改變會出現(xiàn)升力減少。這具有的優(yōu)勢是，升力的改變可通過使用鉸接表面而被控制，從而不需要后緣襟翼或者副翼。更優(yōu)選的是，向前的掃掠部比向后的掃掠部更陡。其導(dǎo)致拐點被設(shè)置為與外端相比更靠近內(nèi)端。這具有的優(yōu)勢是，在拐點生成的拐點渦流可能沿著頂面向后緣和外端移動。向外移動的拐點渦流可能會導(dǎo)致更大的附加升力。在具體實施例中，該流動控制裝置被設(shè)置在后緣的前面。所述前面被限定為相對于后緣向上的氣流，朝向前緣。因此，流動控制裝置被設(shè)置在前緣和后緣之間。流動控制裝置被頂面環(huán)繞。流動控制裝置不是機翼的后緣的一部分。與當(dāng)流動控制裝置被設(shè)置為遠離拐點時相比較，這具有流動控制裝置可能更小和更輕的優(yōu)勢。流動控制裝置更接近于拐點渦流的起始點，將會產(chǎn)生附加的升力的更有效的控制。這可能導(dǎo)致需要更小的流動控制裝置，同時能保持對升力同樣的或者有效的控制性。在具體實施例中，該拐點基本上被設(shè)置在內(nèi)端和外端之間的直線上的三分之一處，其中，該直線與翼展方向平行。使得拐點位于該直線的三分一處導(dǎo)致比向后的掃掠部更陡的向前的掃掠部掃掠。這會導(dǎo)致拐點旋渦，其沿著頂部向外端移動，也就是，朝向更小錐度的向后的掃掠部。其具有的優(yōu)勢是，拐點渦流可能被定向向外端，其中，沿著頂面可提供足夠的空間。沿著頂面的拐點旋渦越長，越多的附加升力可被生成。在這些實施例中，拐點的定位導(dǎo)致由拐點旋渦生成最佳的附加升力，并且具有這樣的優(yōu)勢，升力的最佳改變可通過流動控制裝置來控制。在另一實施例中，向前的掃掠部相對于翼展方向具有在5°到40°之間的向前的角度。該角度的范圍具有的優(yōu)點是，它可導(dǎo)致生成明顯的拐點旋渦，也就是，拐點旋渦可具有足夠的能量沿頂面移動。在另一具體實施例中，向后的掃掠部相對于翼展方向具有在-5°到-40°之間的向后的角度。該角度的范圍具有的優(yōu)點是，它可導(dǎo)致生成明顯的拐點旋渦，也就是，拐點旋渦可具有足夠的能量沿頂面移動。在另一具體實施例中，流動控制裝置完全位于拐點和外端之間的前緣的后部。因此，包含在頂面中的流動控制裝置定位于外面，也就是說，從拐點看朝向外端。這對于向外移動的拐點旋渦是特別有利的。對于這個旋渦，不必設(shè)置部分定位向內(nèi)的流動控制裝置，也就是說，從拐點看朝向內(nèi)端。這樣的優(yōu)點是，流動控制裝置的重量可能會更小，同時能保持對升力足夠的控制性。根據(jù)上述的一個權(quán)利要求所述的機翼，其中，流動控制裝置被設(shè)置在前緣和位于前緣和后緣中途的參考線之間。該參考線劃分在前緣和后緣之間的頂面。使得流動控制裝置定位于參考線和前緣之間，致使流動控制裝置相比于后緣更加接近前緣。這具有的優(yōu)點是，拐點旋渦可相對接近于拐點被擾動。當(dāng)拐點旋渦從前緣下游向后緣移動時，拐點旋渦可通過流動控制裝置相對較早地被擾動。這會減少拐點旋渦沒有經(jīng)過流動控制裝置的風(fēng)險，該風(fēng)險會導(dǎo)致升力的有效控制性的降低。因此，在初期擾動拐點旋渦可增加控制的安全性和確定性。在另一實施例中，流動控制裝置包括鉸接表面。這具有優(yōu)勢是，升力的改變可通過使用鉸接表面來控制，從而不需要后緣襟翼或
者副翼。在進一步的實施例中，鉸接表面小于頂面的十分之一。因此，鉸接表面最大的面積是十分之一的頂面。這具有的優(yōu)點是，不需要大的鉸接表面，因為僅僅擾動拐點旋渦是足夠的。在另一進一步的實施例中，鉸接表面覆蓋超過頂面的二十分之一。因此，鉸接表面的最小面積是頂面的二十分之一。這具有的優(yōu)點是，相比于后緣副翼延伸整個機翼翼展，具有鉸接表面最小的面積，可獲得明顯的重量減小，同時保持升力改變的有效操控性。根據(jù)一個上述權(quán)利要求所述的機翼，其中，在內(nèi)端，翼剖面是弧形的，并且，在外端，翼剖面是半對稱的。翼剖面的形狀沿著翼展方向從內(nèi)端開始朝向外端而變化。翼剖面在內(nèi)端是弧形的?；⌒蔚囊砥拭鎸?dǎo)致彎曲的頂面和彎曲的底面，這兩個面都是以前緣為起點，以后緣為終點。頂面的曲率比底面的曲率大，從而導(dǎo)致頂面是吸力面和底面是壓力面。在外端，翼剖面是半對稱的。半對稱的翼剖面導(dǎo)致彎曲的頂面和平直的底面，這兩個面都是以前緣為起點，以后緣為終點。這樣也導(dǎo)致吸力面在頂面和壓力面在底面，引起升力。翼剖面從內(nèi)端到外端的變化的優(yōu)點是，當(dāng)機翼加速或者減速時，其可增強性能。例如，當(dāng)機翼由于增加的平移和/或旋轉(zhuǎn)突然加速時，在頂面和底面的氣流可明顯地變化。當(dāng)通過機翼改變加速度時，在內(nèi)端具有弧形的外形且在外端具有半對稱的外形可導(dǎo)致至少一個端部附近處的穩(wěn)定的氣流。在另一具體實施例中，翼剖面厚度沿著翼展方向朝向外端 遞減。在垂直于翼展方向的橫截面上，翼剖面厚度是在頂面和底面之間的最大的距離。通過遞減翼剖面的厚度，機翼的厚度隨之遞減。這具有的優(yōu)點是，拐點旋渦可被迫朝向外端向外移動，S卩，朝向機翼厚度的遞減方向。更有利的是，遞減的機翼厚度可導(dǎo)致機翼重量的減小，同時保持足夠的結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性。本發(fā)明同樣涉及一種航空飛行器，其包括用于從入射流生成升力的機翼。航空飛行器可以是有人駕駛機或者是無人駕駛機(UAV)。航空飛行器是已知的。已經(jīng)有很多的模仿鳥類飛行的嘗試。特別是，有很多的模仿鳥類扇動翅膀飛行的嘗試。鳥類的翅膀具有自由的尖端和可旋轉(zhuǎn)地固定在鳥類的身體上的根部。在鳥類的翅膀扇動的過程中，三個典型的動作可被識別。第一動作是，當(dāng)根部可旋轉(zhuǎn)地固定在鳥類的身體上時，尖端反復(fù)向上和向下的動作。在第一動作過程中，鳥類的翅膀圍繞軸進行旋轉(zhuǎn)，該軸平行于接近根部的弦線。第二動作是，圍繞平行于翼展方向的軸進行反復(fù)的正轉(zhuǎn)和反轉(zhuǎn)。由于根部可旋轉(zhuǎn)地固定到主體上并且尖端是自由的，所以鳥的翅膀上出現(xiàn)扭矩。第三動作是，尖端相對于根部反復(fù)進行向內(nèi)和向外的移動。第三動作看起來像劃船動作。例如，公開號為W0-2008/125868的專利文獻公開了一種模仿鳥類飛行的無人駕駛機(UAV)。該出版物公開了一種可調(diào)節(jié)的機翼，所述機翼能夠模仿所述第三動作，即，調(diào)節(jié)翼展和擺動。機翼的調(diào)節(jié)也用于控制無人駕駛機，即，用于滾轉(zhuǎn)和偏轉(zhuǎn)無人駕駛機。通常，航空飛行器的控制包括滾轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)和俯仰的控制。滾轉(zhuǎn)對應(yīng)于圍繞縱向軸旋轉(zhuǎn)。偏轉(zhuǎn)對應(yīng)于圍繞垂直軸旋轉(zhuǎn)，以及，俯仰對應(yīng)于圍繞相對于垂直軸和水平軸正交的軸旋轉(zhuǎn)。從其它出版物可知，航空飛行器，例如無人駕駛機，其已知能夠模仿第一動作和第二動作。反復(fù)進行的動作的頻率的改變被用于控制航空飛行器，也就是，用于滾轉(zhuǎn)和偏轉(zhuǎn)飛行器。這些航空飛行器的缺點是，由于扇動機翼的動力學(xué)，控制是煞費苦心的。本發(fā)明的目的是消除這種缺陷，或者至少提供可用的選擇。特別的，本發(fā)明的目的是對航空飛行器的滾轉(zhuǎn)和偏轉(zhuǎn)的控制進行簡化。根據(jù)本發(fā)明，本發(fā)明的目的通過提供一種航空飛行器來實現(xiàn)，其中，航空飛行器包括框架，和用于扇動至少一個與框架相關(guān)的機翼的扇動機構(gòu)。該框架可是人造鳥的主體或者任何適合于包括推進裝置、通信裝置、導(dǎo)航和控制裝置，有效載荷或任何其他的飛行必須的裝置的主體。在具體實施例中，該框架是機身，包括機身內(nèi)部飛行所需的裝置。在另一具體實施例中，該框架可是任何裝載飛行所需裝置的機身。該裝置可以裝載在主體外面或里面。這個具體實施例的優(yōu)點是，與飛機或者直升機相比較，通過利用相對較低的能量，人員可通過航空轉(zhuǎn)移。更進一步的優(yōu)點是，根據(jù)本發(fā)明的機翼的噪音可比常規(guī)的固定機翼的航空飛行器小。通過固定機翼的航空飛行器的推進需要螺旋槳或渦輪。在可能相對較低的頻率下，扇動至少一個機翼是可行的。相比螺旋槳或者渦輪的運動，扇動機構(gòu)的運動較小，這樣可導(dǎo)致有效的能量更多和推進的噪音更低。優(yōu)選的，框架是由人穿戴的背包。這具有優(yōu)點是人的較安全的運輸成為可能。背包具有扇動機構(gòu)和機翼，當(dāng)危險情況出現(xiàn)時，能提供故障解決方案。例如，該危險情況包括推進的故障。在這種情況下，包括拐點和流動控制裝置的機翼，為人類的安全飛行提供足夠的升力和控制。在另一具體實施例中，當(dāng)危險情況包括人和機翼之間的接觸時，施加在人身體上的力遠小于通過驅(qū)動航空飛行器的推進器施加在人身上的力。這會降低墜毀的危險。該扇動機構(gòu)至少適于完成第一動作，第二動作，和第三動作中的一個。該航空飛行器進一步包括根據(jù)前述的具體實施例之一得到的至少一個機翼。使得機翼在結(jié)合有適于擾動拐點旋渦的流動控制裝置的前緣上具有拐點，可為航空飛行器提供在滾轉(zhuǎn)和偏轉(zhuǎn)方面的控制性能。更進一步的優(yōu)點是，對于航空飛行器的俯仰僅僅只需要水平尾平面。流動控制裝置與拐點機翼相結(jié)合，從而允許航空飛行器進行組合的滾轉(zhuǎn)和偏航運動。本發(fā)明還涉及一種用于旋翼的葉片。在風(fēng)力渦輪機中旋翼被用于驅(qū)動渦輪機。通常，這些旋翼由兩個或者更多的葉片組成，這些葉片由于入射氣流生成升力。相比于入射氣流較小時，當(dāng)入射氣流較大時，旋翼的旋轉(zhuǎn)可更快。這些風(fēng)力渦輪機的缺陷是制動或者減小轉(zhuǎn)動速度是耗費能量的。本發(fā)明的目的是消除這些缺陷或至少提供可用的選擇。特別的，本發(fā)明的目的是在制動或降低旋轉(zhuǎn)速度時使能量的效率更高。根據(jù)本發(fā)明，本發(fā)明的目的通過提供用于旋翼的葉片而被實現(xiàn)，包括至少一個根據(jù)上述實施例之一的機翼，其中，流動控制裝置包括用于擾動氣流的氣孔。包括拐點和設(shè)置在拐點旋渦中的流動控制裝置的葉片可高效的降低旋轉(zhuǎn)速度。通過擾動拐點旋渦，生成更小的升力，導(dǎo)致旋轉(zhuǎn)速度的制動或降低。本發(fā)明還涉及使用根據(jù)上述的任何一個實施例得到的機翼的用途。依照本發(fā)明的這些和進一步的實施例以及方法在從屬權(quán)利要求中獲得。


本發(fā)明的這些和其他形式、特征和優(yōu)點將會通過下面的機翼的具體實施例的描寫被說明，其中，同樣的附圖標記表示同一元件，以及其中附圖I示出根據(jù)本發(fā)明的機翼的俯視圖。附圖2a示出了機翼的第一橫截面視圖，展示了包括在第一位置的流動控制裝置的機翼的翼剖面。附圖2b示出了機翼的橫截面視圖，展示了包括在第二位置的流動控制裝置的機翼的翼剖面。附圖3示出了本發(fā)明的具體實施例，其中，根據(jù)本發(fā)明的機翼被包括在作為人造鳥的無人駕駛飛機中。附圖4示出了本發(fā)明的另一具體實施例，其中，根據(jù)本發(fā)明的機翼是包括在旋翼中的葉片，所述旋翼例如用于風(fēng)輪機。
具體實施例方式附圖I示出了可從入射流A生成升力的機翼I。該入射流A可以是空氣流，流體流，氣流或者任何流體流。附圖I是俯視圖或者頂視圖。該機翼I包括前緣3,后緣5,內(nèi)端7和外端9。頂面10是被示出的，被前緣3、后緣5、內(nèi)端7和外端9圍住的區(qū)域。注意，內(nèi) 端7和外端9都是前緣3和后緣5之間的邊緣。在附圖I中未示出的是底面12，其與頂面10相對。同樣的，底面12由前緣3，后緣5，內(nèi)端7和外端9包圍。頂面10與機翼I的吸力面相一致，底面12與機翼的壓力面相一致。這意味著施加在吸力面上的壓力小于施加在底面上的壓力，由此產(chǎn)生升力。升力是方向向上的作用力，即從底面12指向頂面10。在圖2a和圖2b中示出的橫截面圖中，被示出的翼剖面14為弧形的形狀。翼剖面14包括弦線16，其是在前緣3和前緣5之間的直線。翼剖面14的前緣3與機翼I的前緣部分的駐點相一致。駐點是氣流的局部的流速為零的位置。前緣3和后緣5分隔頂面10和底面12。在附圖I中同樣也示出了翼展方向20，其從內(nèi)端7向外端9延伸。翼展方向20垂直于弦線16。附圖I示出了拐點21，其在內(nèi)端7和外端9之間的前緣3上。因為機翼I上方的氣流A，拐點21生成拐點旋渦B。拐點21的產(chǎn)生是由于前緣3具有向前的掃掠部分23和向后的掃掠部分25。向前的掃掠部分23被設(shè)置在內(nèi)端7和拐點21之間，以及向后的掃掠部分25被設(shè)置在拐點21和外端9之間。所述向前被限定為從后緣5指向前緣3的方向。前緣3的向前的掃掠部分23相對于翼展方向20具有向前角度α。該向前角度α優(yōu)選的值在0°和90°之間。前緣3的向后的掃掠部分25相對于翼展方向20具有向后角度β。向后角度β優(yōu)選的值在O°和-90°之間。向前的掃掠部分23和向后的掃掠部分25形成了面向拐點渦流B和后緣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的絕對值等于180°。優(yōu)選的，拐角Y小于180°。附圖I更進一步的示出了包括流動控制裝置30的頂面10。該流動控制裝置30是鉸接表面31，該鉸接表面同樣也在附圖2a和2b中示處。鉸接表面31可包括鉸接鏈33，其允許鉸接表面31從第一位置被旋轉(zhuǎn)到第二位置。該第一位置對應(yīng)于附圖2a中示出的與頂面10光滑對齊的鉸接表面31。該第二位置對應(yīng)于附圖2b中示出的處于相對頂面10向上的位置處的鉸接表面31。在第二位置，鉸接表面31擾動流經(jīng)頂面10的氣流A。在附圖I中，鉸接鏈33包括線路或者長條鉸鏈。鉸接表面31可是任意的形狀。在附圖I中，鉸接表面31是正方形，但是，其他形狀同樣也是可行的和預(yù)料的，例如，三角形或者圓形。當(dāng)流動控制裝置30被放置在至少部分在位于拐點21和外端9之間的前緣部35的后面時，該流動控制裝置30可用于影響拐點旋渦B。這具有優(yōu)點是，拐點旋渦B可被擾動從而引起升力的變化。當(dāng)拐點旋渦B被擾動時，升力可被降低。當(dāng)拐點旋渦B用于改變機翼I的升力時，就沒有必要使用常規(guī)的副翼去控制機翼I。附圖3示出了本發(fā)明的具體實施例，其中，兩個按照本發(fā)明的機翼101a，IOlb被包括在作為人造鳥的無人駕駛飛機100中。值得注意的是，在這個具體實施例中描寫的元件可與在先的具體實施例中描寫的對應(yīng)元件相結(jié)合。此外，在附圖3中，第一機翼IOla和第二機翼IOlb可旋轉(zhuǎn)地連接到機身102上。機身102可具有鳥的主體的外形。第一機翼IOla與第二機翼IOlb是相對稱的,其中，對稱線平行于第一機翼IOla的內(nèi)端107a和第二機翼IOlb的內(nèi)端107b。機翼101a, IOlb 包括前緣 103a, 103b,后緣 105a, 105b,內(nèi)端 107a, 107b 和外端190a, 109b。頂面 IlOa 由前緣 103a, 103b,后緣 105a, 105b,內(nèi)端 107a, 107b 和外端 109a,109b包圍。前緣103a，103b包括拐點121a，121b，向前的掃掠部分123a，123b，和向后的掃掠部分 125a, 125b。當(dāng)無人駕駛機100在大氣層中飛行時，拐點121a，121b可生成拐點旋渦，該拐點旋渦在頂面110a, IlOb上向后緣105a, 105b移動。通過在前緣部的后面設(shè)置流動控制裝置130a，130b,流動控制裝置130a，130b可擾動拐點旋渦。前緣部位于拐點121a，121b和外端109a，109b之間。兩個機翼101a，IOlb可相對于機身102扇動，機身是鳥的主體的形狀。扇動可通過三個動作被定義。第一動作是，當(dāng)外端109a，109b可旋轉(zhuǎn)地固定到機身102上時，內(nèi)端107a，107b反復(fù)進行向上和向下的運動。在第一動作過程中，機翼101a，IOlb圍繞平行于內(nèi)端107a，107b附近的弦線的軸轉(zhuǎn)動。第二動作是，圍繞平行于翼展方向的軸反復(fù)進行正向旋轉(zhuǎn)和反向旋轉(zhuǎn)。當(dāng)內(nèi)端107a, 107b可旋轉(zhuǎn)地固定在機身102上，且外端109a，109b是自由的時，無人駕駛機100的機翼101a，IOlb上出現(xiàn)扭轉(zhuǎn)。第三動作是，內(nèi)端107a，107b相對于外端109a，109b反復(fù)進行向內(nèi)和向外的移動。
第三動作看起來像劃船動作。在附圖3中示出的具體實施例，僅僅包括了第一動作和第二動作。第一動作通過扇動機構(gòu)實現(xiàn)，該裝置包括第一樞軸106b和第二樞軸108b。第一樞軸106b可旋轉(zhuǎn)的被連接到第一飛機翼梁111b，并且第二樞軸108b可旋轉(zhuǎn)的被連接到第二飛機翼梁113b。第一樞軸106b和第二樞軸108b可通過單獨的伺服系統(tǒng)獨立地被致動。當(dāng)?shù)谝粯休S106b被周期性的與第二樞軸108b異相致動，第一動作和第二動作產(chǎn)生。致動第一樞軸106b向上導(dǎo)致第一飛機翼梁Illb向上移動。同時，第二樞軸108b向下運動引起第二飛機翼梁113b向下移動。當(dāng)?shù)谝伙w機翼梁Illb和第二飛機翼梁113b被提供給機翼IOlb時，機翼IOlb產(chǎn)生第一動作和第二動作。值得注意的是，機翼101a，IOlb包括撓性的材料。特別地，在動力扇動機翼結(jié)構(gòu)中，控制無人駕駛機可能是困難的。因此，通過使用流動控制裝置130a，130b控制無人駕駛機100是具有優(yōu)勢的。即使當(dāng)無人駕駛機100的機翼101a，IOlb扇動時，拐點121a，121b上生成的拐點旋渦也是可操控的。通過使用設(shè)置在后緣的副翼去控制扇動的無人駕駛機100，在控制性和穩(wěn)定性方面可能是更不可靠的。無人駕駛機更進一步的包括了用于穩(wěn)定無人駕駛機100的俯仰轉(zhuǎn)動的水平尾翼140。附圖4示出了本發(fā)明的另一具體實施例，其中，根據(jù)本發(fā)明的機翼是葉片201，葉片201被包括在例如用于風(fēng)力渦輪機中的旋翼200中。值得注意的是，在這個具體實施例中描寫的元件可與在先的具體實施例中描寫的對應(yīng)元件相結(jié)合。葉片201包括前緣203，后緣205，內(nèi)端207和外端209。而且，前緣203包括拐點221，向前的掃掠部分223，和向后的掃掠部分225。流動控制裝置230被包括在頂面210中，用于擾動拐點旋渦，該拐點旋渦因為入射流通過拐點221被生成。旋翼包括葉片201和驅(qū)動渦輪機的轉(zhuǎn)子250。流動控制裝置230包括氣孔231，其可以吸入空氣或者吹出空氣到大氣中。這種方式，拐點旋渦可被擾動，通過葉片201生成的升力可由可控的方式被影響。通過葉片201生成的升力代表了旋翼200的轉(zhuǎn)動速度。該旋翼可包括至少一個葉片201。通過在葉片201上提供氣孔231，旋翼200的旋轉(zhuǎn)速度是可被控制的，提供旋翼200的能量效率控制。本發(fā)明并不僅限于描寫的實施例。實施例中描寫的任何組合都是可能的和可預(yù)見的。根據(jù)本發(fā)明的機翼，可被用于各種設(shè)備中，例如，阻流板，船用螺旋槳和帆。本發(fā)明同樣涉及于這些包括根據(jù)上述的實施例中任意一個的機翼的裝置。可選擇的，如前述的任何一個實施例中的機翼，其被包括在阻流板中，該阻流板用于擾亂移動車輛的入射流。根據(jù)本發(fā)明的阻流板具有的優(yōu)點是，入射流可更加精確地被破壞或者擾動。流動控制裝置可允許阻流板控制由拐點旋渦生成的附加升力。通過阻流板生成的升力的更精確地控制導(dǎo)致移動車輛更有效的控制。例如，移動車輛要求在第一位置在公路上更多的抓地。通過控制流動控制裝置，在公路上的抓地是可被調(diào)節(jié)到第二位置。更進一步的選擇，如前述的任何一個實施例中的機翼，被包括在用于推進海上運輸工具的船用螺旋槳中。根據(jù)本發(fā)明的船用螺旋槳具有的優(yōu)勢是，推進海上交通工具在能量方面可更有效。通過機翼生成的升力被用作推進力。由拐點產(chǎn)生的附加升力與附加的推進力相等。附加的推進力可通過流動控制裝置被控制。可選擇的，如前述的任何一個實施例中的機翼被包括在用于生成航行力的帆中。根據(jù)本發(fā)明的帆具有的優(yōu)勢是，附加的航行力可被生成，其可通過流動控制裝置控制。
可選擇的，流動控制裝置可被用于控制機翼的升力的變化和/或頂面的壓力分布的變化，和/或相對于入射流削弱機翼，和/或相對于慣性坐標系削弱機翼。慣性坐標系可以是，例如，地球。該削弱被定義為減小相對于慣性坐標系的相對速度。
權(quán)利要求
1.一種用于從入射流生成升力的機翼，其包括 -后緣，前緣，內(nèi)端，外端，與吸力面相應(yīng)的頂面和與壓力面相應(yīng)的底面； -在橫截面上，翼剖面具有弦線，該弦線由翼剖面的前緣和后緣之間的直線來限定； -從所述內(nèi)端向所述外端延伸的翼展方向，其垂直于所述弦線； 其中，所述前緣更進一步包括 -在所述內(nèi)端和所述外端之間的拐點； -在所述內(nèi)端和所述拐點之間朝向所述拐點的向前的掃掠部分，其相對于所述翼展方向的角度在0°到90。之間； -在所述拐點和所述外端之間從所述拐點開始延伸的向后的掃掠部分，其相對于所述翼展方向的角度在0°到-90°之間； 其特征在于，該頂面包括用于控制升力的流動控制裝置，其至少部分位于在所述拐點和所述外端之間的前緣部之間，并且位于所述前緣和所述后緣之間。
2.如權(quán)利要求I所述的機翼，其中，所述拐點的角度小于180°。
3.如上述任一權(quán)利要求所述的機翼，其中，所述拐點位于在所述內(nèi)端和所述外端之間的直線的基本上三分之一處，其中，該直線平行于所述翼展方向。
4.如上述任一權(quán)利要求所述的機翼，其中，所述向前的掃掠部分相對于所述翼展方向具有的向前的角度在5°到40°之間。
5.如上述任一權(quán)利要求所述的機翼，其中，所述向后的掃掠部分相對于所述翼展方向具有的向后的角度在-5°到-40°之間。
6.如上述任一權(quán)利要求所述的機翼，其中，所述流動控制裝置完全在所述拐點和所述外端之間的前緣部的后面。
7.如上述任一權(quán)利要求所述的機翼，其中，該流動控制裝置位于所述前緣和在所述前緣和所述后緣中途的參考線之間。
8.如上述任一權(quán)利要求所述的機翼，其中，該流動控制裝置包括鉸接表面。
9.如權(quán)利要求8所述的機翼，其中，所述鉸接表面小于所述頂面的五分之一。
10.如權(quán)利要求8-9中一個所述的機翼，其中，所述鉸接表面覆蓋多于所述頂面的十分之一 O
11.如上述任一權(quán)利要求所述的機翼，其中，在所述內(nèi)端，所述翼剖面是弧形的，并且，在所述外端，所述翼剖面是半對稱的。
12.—種航空器，其包括至少一個根據(jù)上述任一權(quán)利要求所述的機翼，其中，所述空中飛行器進一步包括 -框架； -扇動機構(gòu)，其用于相對于所述框架扇動所述至少一個機翼。
13.如權(quán)利要求12所述的航空器，其中，該機翼進一步包括設(shè)置在所述頂面和所述底面之間的流動控制致動器。
14.一種用于旋翼的葉片，其包括至少一個根據(jù)權(quán)利要求I到11中的任意一個所述的機翼，其中，所述流動控制裝置包括用于擾動氣流的氣孔。
15.一種根據(jù)權(quán)利要求I到11中的任意一個所述的機翼的用途。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于生成升力的機翼(1)，包括后緣(5)，前緣(3)，內(nèi)端(7)，外端(9)，頂面(10)和底面(12)。該機翼包括具有弦線和翼展方向的翼剖面。該前緣包括在內(nèi)端(7)和外端(9)之間的拐點(21)。該前緣包括向前的掃掠部分，在內(nèi)端和拐點之間朝向拐點延伸，相對翼展方向形成角度(α)。該前緣包括向后的掃掠部分(35)，在拐點和外端之間從拐點延伸，相對翼展方向形成角度(β)。該頂面包括流動控制裝置(30)，用于控制升力，其至少部分位于在拐點和外端之間的前緣部分之間，并且位于前緣和后緣之間。
文檔編號B64C3/10GK102985320SQ201180019060
公開日2013年3月20日 申請日期2011年4月14日 優(yōu)先權(quán)日2010年4月15日
發(fā)明者羅伯特·揚·穆斯特斯 申請人:格林X有限責(zé)任公司