專利名稱：機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)、最優(yōu)化機(jī)翼和推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的方法和減少誘導(dǎo)阻力的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本申請(qǐng)涉及航空領(lǐng)域，更具體地說(shuō)，涉及用于減少基本存在于由牽引器結(jié)構(gòu)中的推進(jìn)器或其它轉(zhuǎn)子驅(qū)動(dòng)的飛行器中的機(jī)翼阻力的平面(Planform)。
背景技術(shù)：
本申請(qǐng)涉及用于飛行器的機(jī)翼設(shè)計(jì)，該飛行器由牽引器結(jié)構(gòu)中的推進(jìn)器或其它轉(zhuǎn)子驅(qū)動(dòng)，并且涉及一種方法，該方法用于減小受到流向機(jī)翼上的至少一個(gè)推進(jìn)器滑流的影響的誘導(dǎo)(拖拽)阻力和總阻力和/或其它這種空氣動(dòng)力學(xué)參數(shù)。在推進(jìn)器驅(qū)動(dòng)的飛行器中，在推進(jìn)器滑流和機(jī)翼之間存在空氣動(dòng)力學(xué)的相互作用。尤其是如果推進(jìn)器位于機(jī)翼前方，例如，在牽引器結(jié)構(gòu)中的渦輪推進(jìn)器發(fā)動(dòng)機(jī)飛行器中，這是非常重要的。在工作過(guò)程中，螺旋漿不僅產(chǎn)生推力，還加速并且將漩渦(swirl)傳遞給推進(jìn)器的下游氣流。這產(chǎn)生了推進(jìn)器氣流(在下文中也被稱為“推進(jìn)器滑流”)，所述推進(jìn)器氣流以螺旋或螺線的形狀而沖擊位于其后的翼面。根據(jù)相應(yīng)推進(jìn)器的旋轉(zhuǎn)方向，對(duì)于機(jī)翼的局部攻擊角度增加或減小。因此，機(jī)翼上的升力分布具有相應(yīng)的變形，結(jié)果，其它的事物也是同樣的，機(jī)翼誘導(dǎo)阻力增加。從九十年代早期開(kāi)始，由于廉價(jià)油獲取方面的問(wèn)題，渦輪推進(jìn)器的使用下降了。同時(shí)，優(yōu)先選擇噴氣式推進(jìn)器發(fā)送機(jī)，因?yàn)樗鼈兛韶?fù)擔(dān)得起，更快和更安靜。然而，由于氣候變化方面的顧慮和連通性(connectivity)的需要，現(xiàn)在渦輪推進(jìn)器發(fā)動(dòng)機(jī)再次引起更多的關(guān)注。因此，有必要開(kāi)發(fā)與渦輪推進(jìn)器發(fā)動(dòng)機(jī)和其它轉(zhuǎn)子驅(qū)動(dòng)的飛行器有關(guān)的新技術(shù)并且優(yōu)化它們以得到更好的性能。與推進(jìn)器驅(qū)動(dòng)的飛行器有關(guān)的現(xiàn)有技術(shù)沒(méi)有充分考慮到開(kāi)發(fā)推進(jìn)器滑流的作用以設(shè)計(jì)更好的機(jī)翼的潛力。近年來(lái)，由于不確定的燃料價(jià)格和對(duì)于氣候變化的關(guān)注，提高空氣動(dòng)力學(xué)的效率變得越來(lái)越重要。這是因?yàn)椋七M(jìn)器和轉(zhuǎn)子驅(qū)動(dòng)的飛行器(尤其是渦輪推進(jìn)器發(fā)動(dòng)機(jī))本身具有比渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)更高的能量效率。本申請(qǐng)通過(guò)將升力線理論延伸包括推進(jìn)器作用并將它連接到優(yōu)化器而解決了由推進(jìn)器滑流產(chǎn)生的問(wèn)題，這產(chǎn)生了新穎的機(jī)翼設(shè)計(jì)，通過(guò)最優(yōu)化用于指定扭曲(twist)分布的弦分布或其它約束條件的弦分布，產(chǎn)生更好的空氣動(dòng)力學(xué)性能，例如，更低的阻力。

發(fā)明內(nèi)容
本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)，所述系統(tǒng)包括機(jī)翼平面0)，其特征在于，翼弦區(qū)域(3)位于每個(gè)推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)后方，所述翼弦區(qū)域(3)的長(zhǎng)度相對(duì)于翼弦區(qū)域(4)的長(zhǎng)度是相對(duì)可變的，所述翼弦區(qū)域(4)位于所述推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)的朝向翼梢的外側(cè)處和/或位于所述推進(jìn)器( 的朝向機(jī)身的內(nèi)側(cè)處；以及多個(gè)推進(jìn)器(5)，固定在機(jī)翼前緣(6)的前方，使得通過(guò)利用由所述推進(jìn)器( 的滑流產(chǎn)生的速度場(chǎng)來(lái)減小誘導(dǎo)阻力，還提供了一種飛行器，所述飛行器包括機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)，所述系統(tǒng)包括機(jī)翼平面0)，其特征在于，翼弦區(qū)域(3)位于推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)后方，所述翼弦區(qū)域(3)的長(zhǎng)度相對(duì)于翼弦區(qū)域⑷的長(zhǎng)度是相對(duì)可變的，所述翼弦區(qū)域⑷位于所述推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)的朝向翼梢的外側(cè)處和/或位于所述推進(jìn)器(5)的朝向機(jī)身的內(nèi)側(cè)處；以及多個(gè)推進(jìn)器(5)，固定在機(jī)翼前緣(6)的前方，使得通過(guò)利用由所述推進(jìn)器(5)的滑流產(chǎn)生的速度場(chǎng)來(lái)減小誘導(dǎo)阻力，還提供了一種最優(yōu)化機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)的方法，所述方法包括，將機(jī)翼和推進(jìn)器的一個(gè)或多個(gè)指定參數(shù)值輸入到用于產(chǎn)生最優(yōu)化的機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)的相應(yīng)計(jì)算模塊的操作，并且還提供了一種用于減小飛行器的誘導(dǎo)阻力的方法，所述方法包括，使得機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)的弦區(qū)域(3和4)沿著翼展而被特征化的操作，以最優(yōu)化負(fù)荷分布。


結(jié)合附圖，本申請(qǐng)的特征在下文的說(shuō)明和所附權(quán)利要求書(shū)中是更全面的顯而易見(jiàn)的。應(yīng)當(dāng)理解的是，這些附圖僅示出了根據(jù)本發(fā)明的幾個(gè)實(shí)施例，因此不應(yīng)將其理解為是限制本發(fā)明的，通過(guò)使用附圖，利用附加的具體方式和細(xì)節(jié)來(lái)描述本發(fā)明。圖1示出了牽引器-推進(jìn)器結(jié)構(gòu)中的機(jī)翼的示意圖；圖加示出了沿著推進(jìn)器槳葉的切向速度的示意性變化；圖2b示出了沿著推進(jìn)器槳葉的示意性軸向速度；圖3示出了翼型，描繪了從零升力角度開(kāi)始的正逆時(shí)針?lè)较虻玫降慕嵌?；圖4示出了具有配置點(diǎn)的傅里葉模型的變化曲線；圖5示出了用于參考機(jī)翼-推進(jìn)器結(jié)構(gòu)的積分(環(huán)流)曲線；圖6a示出了描繪根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的弦分布的普通機(jī)翼平面的頂視圖；圖6b示出了從根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的飛行器的后緣觀察的普通機(jī)翼平面的后視圖；圖7a示出了根據(jù)本申請(qǐng)的描繪了弦分布的機(jī)翼平面的一個(gè)實(shí)施例的頂視圖；圖7b示出了從飛行器的后緣觀察的根據(jù)本申請(qǐng)的機(jī)翼平面的一個(gè)實(shí)施例的后視圖；圖8a示出了描繪了弦分布的根據(jù)本申請(qǐng)的機(jī)翼平面的另一個(gè)實(shí)施例的頂視圖；圖8b示出了從飛行器的后緣觀察的根據(jù)本申請(qǐng)的機(jī)翼平面的另一個(gè)實(shí)施例的后視圖；圖9a示出了根據(jù)本申請(qǐng)的描繪了弦分布的機(jī)翼平面的又一個(gè)實(shí)施例的頂視圖；圖9b示出了從飛行器的后緣觀察的根據(jù)本申請(qǐng)的機(jī)翼平面的又一個(gè)實(shí)施例的后視圖，圖10示出了根據(jù)本申請(qǐng)的用于產(chǎn)生不同機(jī)翼平面的最優(yōu)化過(guò)程所需的流程圖。
具體實(shí)施例方式在下面的具體描述中，參照構(gòu)成說(shuō)明書(shū)一部分的附圖。在附圖中，相似的符號(hào)通常標(biāo)識(shí)相似的部件，除非上下文表示了其他含義。在具體描述中所述的描述性實(shí)施例、附圖和權(quán)利要求書(shū)不應(yīng)理解為是限制性的。在不脫離本申請(qǐng)所表現(xiàn)的主題的精神和范圍的條件下，可使用其它實(shí)施例，和進(jìn)行其它修改。應(yīng)當(dāng)容易理解，如本文大體所述和附圖中所示出的，本申請(qǐng)的各個(gè)方面可在各種各樣不同的結(jié)構(gòu)中被布置、替換、組合和設(shè)計(jì)，所有這些都被明確考慮并且構(gòu)成本申請(qǐng)的一部分。
本申請(qǐng)尤其涉及一種機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)以及一種方法，該方法用于最優(yōu)化機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)并且減少由滑流影響的誘導(dǎo)阻力和總阻力和/或任何其它這種空氣動(dòng)力學(xué)參數(shù)。附圖標(biāo)記1 機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)2 機(jī)翼平面3和4 機(jī)翼弦區(qū)域5 推進(jìn)器6:機(jī)翼前緣本申請(qǐng)的主要實(shí)施例提供了一種機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)，所述系統(tǒng)包括機(jī)翼平面 O)，其特征在于，翼弦區(qū)域⑶位于每個(gè)推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)后方，所述翼弦區(qū)域(3)的長(zhǎng)度相對(duì)于翼弦區(qū)域(4)的長(zhǎng)度是相對(duì)可變的，所述翼弦區(qū)域(4)位于所述推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)的朝向翼梢的外側(cè)處和/或位于所述推進(jìn)器(5)的朝向機(jī)身的內(nèi)側(cè)處；以及多個(gè)推進(jìn)器(5)， 固定在機(jī)翼前緣(6)的前方，使得通過(guò)利用由所述推進(jìn)器(5)的滑流產(chǎn)生的速度場(chǎng)來(lái)減小誘導(dǎo)阻力。在本申請(qǐng)的另一個(gè)實(shí)施例中，剛好在所述推進(jìn)器(5)后方的弦區(qū)域(3)的長(zhǎng)度和弦區(qū)域的長(zhǎng)度的投影(projected)變化的比例是大約0.觀。在本發(fā)明的又一實(shí)施例中，提供了一種機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)，所述系統(tǒng)包括機(jī)翼平面O)，其特征在于，翼弦區(qū)域(3)位于每個(gè)推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)后方，所述翼弦區(qū)域(3)的長(zhǎng)度相對(duì)于翼弦區(qū)域(4)的長(zhǎng)度是相對(duì)可變的，所述翼弦區(qū)域(4)位于所述推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子 (5)的朝向翼梢的外側(cè)處和/或位于所述推進(jìn)器(5)的朝向機(jī)身的內(nèi)側(cè)處，并且，如果在每側(cè)上存在多于一個(gè)的所述推進(jìn)器(5)固定于機(jī)翼前緣(6)前方，則所述翼弦區(qū)域(4)位于兩個(gè)推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)之間，以便通過(guò)由所述推進(jìn)器(5)的滑流產(chǎn)生的速度場(chǎng)來(lái)減小誘導(dǎo)阻力。在本申請(qǐng)的又一個(gè)實(shí)施例中，所述機(jī)翼和平面系統(tǒng)(1)減少約30%的誘導(dǎo)阻力， 并且具有約13%的總阻力減少量。在本申請(qǐng)的又一個(gè)實(shí)施例中，所述機(jī)翼平面(2)具有從約-2°至約3°的扭曲的投影變化。本申請(qǐng)的另一個(gè)主要實(shí)施例是飛行器，所述飛行器包括機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)，所述系統(tǒng)包括機(jī)翼平面O)，其特征在于，翼弦區(qū)域(3)位于每個(gè)推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)后方，所述翼弦區(qū)域(3)的長(zhǎng)度相對(duì)于翼弦區(qū)域的長(zhǎng)度是相對(duì)可變的，所述翼弦區(qū)域(4)位于所述推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)的朝向翼梢的外側(cè)處和/或位于所述推進(jìn)器(5)的朝向機(jī)身的內(nèi)側(cè)處；以及多個(gè)推進(jìn)器(5)，固定在機(jī)翼前緣(6)的前方，使得通過(guò)利用由所述推進(jìn)器(5)的滑流產(chǎn)生的速度場(chǎng)來(lái)減小誘導(dǎo)阻力。本申請(qǐng)的另一個(gè)主要實(shí)施例提供了一種最優(yōu)化機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)的方法，所述方法包括，將機(jī)翼和推進(jìn)器的一個(gè)或多個(gè)參數(shù)值輸入到用于產(chǎn)生最優(yōu)化的機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)的相應(yīng)計(jì)算模塊的操作。在本發(fā)明的又一實(shí)施例中，提供了一種飛行器，所述飛行器包括機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)，所述系統(tǒng)包括機(jī)翼平面O)，其特征在于，翼弦區(qū)域(3)位于每個(gè)推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)后方，所述翼弦區(qū)域(3)的長(zhǎng)度相對(duì)于翼弦區(qū)域的長(zhǎng)度是相對(duì)可變的，所述翼弦區(qū)域
(4)位于所述推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)的朝向翼梢的外側(cè)處和/或位于所述推進(jìn)器(5)的朝向機(jī)身的內(nèi)側(cè)處；并且，如果在每側(cè)上存在多于一個(gè)的所述推進(jìn)器(5)固定于機(jī)翼前緣(6)前方，則所述翼弦區(qū)域(4)位于兩個(gè)推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)之間，以便通過(guò)利用由所述推進(jìn)器(5) 的滑流產(chǎn)生的速度場(chǎng)來(lái)減小誘導(dǎo)阻力。在本發(fā)明的又一實(shí)施例中，機(jī)翼和推進(jìn)器的參數(shù)值包括初始機(jī)翼數(shù)據(jù)、翼型數(shù)據(jù)、 數(shù)值數(shù)據(jù)、推進(jìn)器數(shù)據(jù)、損失(cost)函數(shù)和約束條件。在本申請(qǐng)的另一個(gè)實(shí)施例中，所述初始機(jī)翼數(shù)據(jù)包括機(jī)翼幾何特性，所述機(jī)翼幾何特性包括根弦、梢弦、扭曲分布、縱橫比、機(jī)翼平面面積和升力系數(shù)。在本發(fā)明的有一個(gè)實(shí)施例中，所述損失函數(shù)的值包括升力的誘導(dǎo)阻力和/或寄生阻力。在本發(fā)明的有一個(gè)實(shí)施例中，所述約束條件包括根梢弦(root tip)、梢弦(tip chord)、機(jī)翼平面面積、升力系數(shù)、扭曲和弦的邊界條件。在本發(fā)明的有一個(gè)實(shí)施例中，所述計(jì)算模塊是Matlab的fmincon，提供了，諸如， 形狀參數(shù)化、Non 1 con、滑流速度、下降氣流場(chǎng)和FUN。本申請(qǐng)的另一個(gè)主要實(shí)施例提供了一種用于減小飛行器的誘導(dǎo)阻力的方法，所述方法包括，使得機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)的弦區(qū)域(3和4)沿著翼展而被特征化的操作，以最優(yōu)化負(fù)荷分布。在本申請(qǐng)的又一個(gè)實(shí)施例中，所述機(jī)翼平面(2)的特征在于，翼弦區(qū)域(3)位于推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)后方，所述翼弦區(qū)域(3)的長(zhǎng)度相對(duì)于翼弦區(qū)域(4)的長(zhǎng)度是相對(duì)可變的， 所述翼弦區(qū)域⑷位于所述推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)的朝向翼梢的外側(cè)處和/或位于所述推進(jìn)器
(5)的朝向機(jī)身的內(nèi)側(cè)處。在本申請(qǐng)的又一個(gè)實(shí)施例中，所述機(jī)翼平面可選地具有沿著所述翼展設(shè)置的指定的扭曲分布，以最優(yōu)化升力分布。術(shù)語(yǔ)“推進(jìn)器”包括使用槳葉的任何開(kāi)口推進(jìn)系統(tǒng)，包括安裝在飛行器的機(jī)翼的上游或下游的開(kāi)口轉(zhuǎn)子系統(tǒng)。術(shù)語(yǔ)“滑流(slipstream)”類似地表示由任何這種推進(jìn)器引起的和與其有關(guān)的速度場(chǎng)。由于推進(jìn)器的原因，暴露于推進(jìn)器滑流的機(jī)翼區(qū)域承受更高的流速。因此，在任何給定沖擊角度下，升力增加了。升力線理論提供了，當(dāng)沿著翼展(span)的負(fù)荷分布是橢圓形時(shí)，給定升力的誘導(dǎo)阻力是處于其最小值。其它事物是同樣的，由于更高的流速的原因，浸在推進(jìn)器滑流中的機(jī)翼區(qū)域承受更高的負(fù)荷， 并且沿著翼展的負(fù)荷分布的偏離，形成了最佳情況。通過(guò)結(jié)合減小阻力的其它方式(例如， 沿著機(jī)翼的恰當(dāng)?shù)呐で植?，合適地設(shè)置機(jī)翼平面的形狀，最小化在給定升力時(shí)的阻力。 考慮推進(jìn)器滑流作用，已經(jīng)發(fā)展了升力線理論的擴(kuò)展。使用該理論，也已經(jīng)發(fā)展了最優(yōu)化技術(shù)，以得到用于更低阻力的最優(yōu)化機(jī)翼設(shè)計(jì)。用于計(jì)算機(jī)翼設(shè)計(jì)的輸入是機(jī)翼數(shù)據(jù)，例如， 機(jī)翼面積、縱橫比、根弦、梢弦，扭曲分布、沖擊角度和滑流數(shù)據(jù)。使用名為prowing的軟件計(jì)算滑流數(shù)據(jù)。所述技術(shù)的輸出是最優(yōu)化的弦和用于機(jī)翼設(shè)計(jì)的可選的扭曲分布，其產(chǎn)生了受規(guī)定約束條件限制的最小阻力。提供了一種用于產(chǎn)生機(jī)翼家族的設(shè)備和方法，所述機(jī)翼具有用于減小在由牽引器結(jié)構(gòu)中的推進(jìn)器或其它轉(zhuǎn)子驅(qū)動(dòng)的飛行器上的機(jī)翼的阻力的新穎的平面或機(jī)翼設(shè)計(jì)或輪廓的機(jī)翼家族。通過(guò)恰當(dāng)?shù)爻尚螜C(jī)翼平面(其選擇性結(jié)合例如小翼(winglet)的其它裝置、沿著翼展的機(jī)翼扭曲分布等)，所述機(jī)翼利用由于推進(jìn)器或轉(zhuǎn)子的存在而產(chǎn)生的滑流， 減小阻力系數(shù)。使用基于擴(kuò)展的升力線理論的prowing的最優(yōu)化技術(shù)以及使用貝賽爾多項(xiàng)式(Bezier polynomials)的權(quán)重(Ref [1])三次樣條函數(shù)和其它相似的數(shù)學(xué)基礎(chǔ)作為控制參數(shù)、最優(yōu)化弦分布并結(jié)合需要考慮的任何扭曲分布的最優(yōu)化函數(shù)，通過(guò)所述的方法產(chǎn)生機(jī)翼平面，產(chǎn)生給定約束條件的最小阻力系數(shù)。該約束條件包括但不限制于總升力系數(shù)、機(jī)翼平面面積和弦的上和下邊界、梢和根弦和可選的機(jī)翼扭曲。所述prowing包括用于設(shè)計(jì)機(jī)翼平面的計(jì)算的優(yōu)化器代碼。已經(jīng)得到了用于推進(jìn)器驅(qū)動(dòng)的飛行器的機(jī)翼平面的等級(jí)(class)，大體特征在于， 下機(jī)翼弦位于每個(gè)推進(jìn)器后方，并且其他地方的較高的機(jī)翼弦包括以下區(qū)域中的一個(gè)或多個(gè)推進(jìn)器的朝向機(jī)翼梢的外側(cè)、推進(jìn)器的朝向機(jī)身的內(nèi)側(cè)、以及在機(jī)翼的每側(cè)上存在多于一個(gè)的所述推進(jìn)器時(shí)的兩個(gè)推進(jìn)器之間的區(qū)域，具有平滑的彎曲的前緣和/或后緣，以便通過(guò)利用由推進(jìn)器的滑流產(chǎn)生的速度場(chǎng)來(lái)減小誘導(dǎo)阻力。所披露的機(jī)翼平面用于尤其是在牽引器結(jié)構(gòu)中和其它轉(zhuǎn)子-推進(jìn)裝置(例如開(kāi)口轉(zhuǎn)子系統(tǒng))中的推進(jìn)器所驅(qū)動(dòng)的所有飛行器。設(shè)計(jì)機(jī)翼平面的方法包括考慮了推進(jìn)器滑流作用的擴(kuò)展升力線理論以及將貝塞爾多項(xiàng)式的權(quán)重用作控制參數(shù)的優(yōu)化過(guò)程。使用prowing產(chǎn)生機(jī)翼設(shè)計(jì)，并且機(jī)翼設(shè)計(jì)產(chǎn)生了受空氣動(dòng)力約束條件(例如給定的總升力和幾何約束條件，例如，給定的根弦、梢弦、 機(jī)翼面積和機(jī)翼扭曲邊界)約束的更低的誘導(dǎo)阻力和總阻力。圖1示出了牽引器-推進(jìn)器結(jié)構(gòu)中的機(jī)翼的示意圖。機(jī)翼具有‘S’的半翼展和弦分布c(y)，其中，y是順翼展(spanwise)坐標(biāo)。由于機(jī)翼的后漩渦ww(y)，浸在推進(jìn)器滑流中的機(jī)翼的部分承受了軸向流速V(y)的增加和沿下降氣流的附加下降氣流wp(y)。圖加和2b分別描繪了沿著推進(jìn)器槳葉的切向速度的示意性變化和沿著推進(jìn)器槳葉的示意性軸向流速。為了考慮推進(jìn)器滑流作用，研發(fā)了擴(kuò)展升力線理論。數(shù)學(xué)公式如下給定V(y) = V0+Vp(y)(1)wp (y)(2)其中，Vp (y)和％(》分別是時(shí)間平均軸向速度和下降氣流，并且Vtl是自由氣流流速?？偟南陆禋饬鱳(y)是由于機(jī)翼和推進(jìn)器引起的下降氣流的和。如果Γ (y’)是 y’處的線積分(circulation)并且y是需要總下降氣流的位置，那么
權(quán)利要求
1.一種機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)，所述系統(tǒng)包括a.機(jī)翼平面O)，其特征在于，翼弦區(qū)域(3)位于每個(gè)推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)后方，所述翼弦區(qū)域⑶的長(zhǎng)度相對(duì)于翼弦區(qū)域⑷的長(zhǎng)度是相對(duì)可變的，所述翼弦區(qū)域⑷位于所述推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)的朝向翼梢的外側(cè)處和/或位于所述推進(jìn)器(5)的朝向機(jī)身的內(nèi)側(cè)處； 以及b.多個(gè)推進(jìn)器(5)，固定在機(jī)翼前緣(6)的前方，使得通過(guò)利用由所述推進(jìn)器( 的滑流產(chǎn)生的速度場(chǎng)來(lái)減小誘導(dǎo)阻力。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其中，剛好在所述推進(jìn)器(5)后方的弦區(qū)域(3)的長(zhǎng)度和弦區(qū)域的長(zhǎng)度的投影變化的比例是大約0^8。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其中，所述機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)包括機(jī)翼平面0)， 其特征在于，翼弦區(qū)域(3)位于每個(gè)推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)后方，所述翼弦區(qū)域(3)的長(zhǎng)度相對(duì)于翼弦區(qū)域⑷的長(zhǎng)度是相對(duì)可變的，所述翼弦區(qū)域⑷位于所述推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)的朝向翼梢的外側(cè)處和/或位于所述推進(jìn)器( 的朝向機(jī)身的內(nèi)側(cè)處，并且，如果在每側(cè)上存在多于一個(gè)的所述推進(jìn)器(5)固定于機(jī)翼前緣(6)前方，則所述翼弦區(qū)域(4)位于兩個(gè)推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子( 之間，以便通過(guò)利用由所述推進(jìn)器( 的滑流產(chǎn)生的速度場(chǎng)來(lái)減小誘導(dǎo)阻力。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其中，所述機(jī)翼和平面系統(tǒng)(1)減少約30%的誘導(dǎo)阻力，并且具有約13%的總阻力減少量。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其中，所述機(jī)翼平面(2)具有從約-2至約3的扭曲的投影變化。
6.一種飛行器，所述飛行器包括機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)，所述系統(tǒng)包括a.機(jī)翼平面O)，其特征在于，翼弦區(qū)域(3)位于每個(gè)推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)后方，所述翼弦區(qū)域⑶的長(zhǎng)度相對(duì)于翼弦區(qū)域⑷的長(zhǎng)度是相對(duì)可變的，所述翼弦區(qū)域⑷位于所述推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)的朝向翼梢的外側(cè)處和/或位于所述推進(jìn)器(5)的朝向機(jī)身的內(nèi)側(cè)處； 以及b.多個(gè)推進(jìn)器(5)，固定在機(jī)翼前緣(6)的前方，使得通過(guò)利用由所述推進(jìn)器( 的滑流產(chǎn)生的速度場(chǎng)來(lái)減小誘導(dǎo)阻力。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛行器，其中，剛好在所述推進(jìn)器(5)后方的弦區(qū)域(3)的長(zhǎng)度和弦區(qū)域的長(zhǎng)度的投影變化的比例是大約0.觀。
8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛行器，其中，所述飛行器包括所述機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)， 所述系統(tǒng)包括機(jī)翼平面O)，其特征在于，翼弦區(qū)域(3)位于每個(gè)推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)后方，所述翼弦區(qū)域(3)的長(zhǎng)度相對(duì)于翼弦區(qū)域的長(zhǎng)度是相對(duì)可變的，所述翼弦區(qū)域(4)位于所述推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)的朝向翼梢的外側(cè)處和/或位于所述推進(jìn)器(5)的朝向機(jī)身的內(nèi)側(cè)處，并且，如果在每側(cè)上存在多于一個(gè)的所述推進(jìn)器(5)固定于機(jī)翼前緣(6)前方，則所述翼弦區(qū)域(4)位于兩個(gè)推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)之間，以便通過(guò)利用由所述推進(jìn)器(5)的滑流產(chǎn)生的速度場(chǎng)來(lái)減小誘導(dǎo)阻力。
9.根據(jù)權(quán)利要求6中所述的飛行器，其中，所述機(jī)翼和平面系統(tǒng)(1)減少約30%的誘導(dǎo)阻力，并且具有約13%的投影的總阻力減少量。
10.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛行器，其中，所述機(jī)翼平面(2)具有從約-2°至約3°的扭曲的投影變化。
11.一種優(yōu)化機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)的方法，所述方法包括，將機(jī)翼和推進(jìn)器的一個(gè)或多個(gè)參數(shù)值輸入到用于產(chǎn)生最優(yōu)化的機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)的相應(yīng)計(jì)算模塊中的操作。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，其中，機(jī)翼和推進(jìn)器的參數(shù)值包括初始機(jī)翼數(shù)據(jù)、翼型數(shù)據(jù)、數(shù)值數(shù)據(jù)、推進(jìn)器數(shù)據(jù)、損失函數(shù)和約束條件。
13.根據(jù)權(quán)利要求12所述的方法，其中，所述初始機(jī)翼數(shù)據(jù)包括機(jī)翼幾何特性，所述機(jī)翼幾何特性包括根弦、梢弦、扭曲分布、縱橫比、機(jī)翼平面面積和升力系數(shù)。
14.根據(jù)權(quán)利要求12所述的方法，其中，所述損失函數(shù)的值包括升力的誘導(dǎo)阻力和/或寄生阻力。
15.根據(jù)權(quán)利要求12所述的方法，其中，所述約束條件包括根梢弦、梢弦、機(jī)翼平面面積、升力系數(shù)、扭曲和弦的邊界條件。
16.根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，其中，所述計(jì)算模塊是Matlab軟件的fmincon，提供了機(jī)翼平面形狀參數(shù)化、Nonlcon、滑流速度、下降氣流場(chǎng)和FUN。
17.一種用于減小飛行器的誘導(dǎo)阻力的方法，所述方法包括，使得機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng) (1)的弦區(qū)域(3和4)沿著翼展而被特征化的操作，以最優(yōu)化負(fù)荷分布。
18.根據(jù)權(quán)利要求17所述的方法，其中，所述機(jī)翼平面O)的特征在于，翼弦區(qū)域(3) 位于每個(gè)推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)后方，所述翼弦區(qū)域(3)的長(zhǎng)度相對(duì)于翼弦區(qū)域的長(zhǎng)度是相對(duì)可變的，所述翼弦區(qū)域(4)位于所述推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)的朝向翼梢的外側(cè)處和/或位于所述推進(jìn)器(5)的朝向機(jī)身的內(nèi)側(cè)處。
19.根據(jù)權(quán)利要求17所述的方法，其中，所述機(jī)翼平面可選地具有沿著所述翼展設(shè)置的指定的扭曲分布，以最優(yōu)化升力分布。
全文摘要
本申請(qǐng)涉及航空領(lǐng)域，更具體地說(shuō)，涉及減少基本存在于由牽引器結(jié)構(gòu)中的推進(jìn)器或其它轉(zhuǎn)子驅(qū)動(dòng)的飛行器中的機(jī)翼阻力的機(jī)翼平面。一種飛行器包括機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)(1)，所述系統(tǒng)包括機(jī)翼平面(2)，其特征在于，翼弦區(qū)域(3)位于每個(gè)推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)后方，翼弦區(qū)域(3)的長(zhǎng)度相對(duì)于翼弦區(qū)域(4)的長(zhǎng)度是相對(duì)可變的，翼弦區(qū)域(4)位于推進(jìn)器/轉(zhuǎn)子(5)的朝向翼梢的外側(cè)和/或推進(jìn)器(5)的朝向機(jī)身的內(nèi)側(cè)；以及多個(gè)推進(jìn)器(5)，所述多個(gè)推進(jìn)器(5)固定在機(jī)翼前緣(6)前方，以便通過(guò)利用由推進(jìn)器(5)的滑流產(chǎn)生的速度場(chǎng)減小誘導(dǎo)阻力。此外，還提供了一種最優(yōu)化機(jī)翼和推進(jìn)器系統(tǒng)的方法和用于減少誘導(dǎo)阻力以及其它可能感興趣的參數(shù)的方法。
文檔編號(hào)G06Q99/00GK102470931SQ201080030144
公開(kāi)日2012年5月23日 申請(qǐng)日期2010年7月5日 優(yōu)先權(quán)日2009年7月3日
發(fā)明者羅達(dá)姆·納拉?，? 蘇雷什·馬杜蘇丹·德什潘德, 貝勒爾·拉格哈范·拉克希思, 錢(qián)德拉謝卡拉帕·普拉韋恩 申請(qǐng)人:賈瓦哈拉爾尼赫魯高級(jí)科學(xué)研究中心