專利名稱：減阻設(shè)備、系統(tǒng)和方法
減阻設(shè)備、系統(tǒng)和方法
相關(guān)申請(qǐng)交叉引用
本申請(qǐng)根據(jù)35U.S.C. § 119 ( e )要求2004年12月23日提交的60/638, 351號(hào)美國(guó)臨時(shí)專利申請(qǐng)和2005年6月3日提交的60/686， 932號(hào)美國(guó)臨時(shí)專 利申請(qǐng)的優(yōu)先權(quán)，這兩個(gè)申請(qǐng)的全部?jī)?nèi)容此處通過(guò)引用并入本文。
背景技術(shù)：
壓力推力的一般概念在包括機(jī)翼(airfoils )、航空器和潛艇的流體動(dòng)力設(shè) 計(jì)技術(shù)中是公知的。該現(xiàn)象利用沖過(guò)飛機(jī)機(jī)翼、機(jī)尾表面或機(jī)身的空氣能量來(lái) 向前推動(dòng)機(jī)翼、機(jī)尾表面或機(jī)身。將自由來(lái)流推向航空器所需能量小于使系統(tǒng) 所需總能量減小而從該氣流恢復(fù)的能量。
在二十世紀(jì)四十年代和二十世紀(jì)五十年代中，格里菲斯機(jī)翼(Griffith Aerofoil)得到了發(fā)展。研究者將注意力集中在大負(fù)載的飛翼式運(yùn)輸機(jī)的非常 厚的機(jī)翼上，并且他們證明了這些設(shè)計(jì)能夠有意義地減少所需總能量。在來(lái)自 美國(guó)國(guó)家航空和宇宙航行局(NASA)的Denis Bushnell的幫助下，F(xiàn)abio Goldschmied發(fā)現(xiàn)并證明了該壓力推力現(xiàn)象。在1990年9月的AIAA Paper 卯-3286的Goldschmied, RR. ， "Airfoil Static-Pressure Thrust: Flight-Test Verification"中對(duì)該現(xiàn)象進(jìn)行了解釋，其全部?jī)?nèi)容在此通過(guò)引用并入本文。還 發(fā)現(xiàn)有其他的相關(guān)文獻(xiàn)，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日發(fā)表，和
dPromilsion4,htm, 2005年12月21日發(fā)表，以及"Personal Aircraft Drag
Reduction", by Bruce H. Carmichael ( Capistrano Beach， California: Carmichael, 1995),其全部?jī)?nèi)容通過(guò)引用在此并入本文。
同樣，題目為"AIRSHIP"的5,358， 200號(hào)美國(guó)專利和題目為"BOUNDARY LAYER CONTROL DIFFUSER FOR A WIND TUNNEL OR THE LIKE"的5, 099， 685號(hào)美國(guó)專利也描述了相關(guān)技術(shù)。
而且，圖1示出顯示機(jī)翼的翼型和理論速度分布的可替代結(jié)構(gòu)。同樣，圖 2示顯示了具有吸氣裝置的對(duì)稱機(jī)翼上的理論和實(shí)驗(yàn)速度分布的背景技術(shù)。


本發(fā)明實(shí)施例的優(yōu)點(diǎn)將通過(guò)下述對(duì)其優(yōu)選實(shí)施例的詳細(xì)描述而變得顯而 易見(jiàn)，該描述應(yīng)結(jié)合附圖來(lái)考慮，附圖中
圖1示出顯示機(jī)翼的翼型和理論速度分布的背景技術(shù)；
圖2示出顯示具有吸氣裝置的對(duì)稱翼面上的理論和實(shí)驗(yàn)速度分布的又一
背景技術(shù)：
；
圖3示出根據(jù)本發(fā)明至少一個(gè)實(shí)施例的包覆標(biāo)準(zhǔn)翼面的翼套的示例性實(shí) 施例的側(cè)視圖4示出根據(jù)本發(fā)明至少一個(gè)實(shí)施例的包覆在標(biāo)準(zhǔn)翼面周圍的翼套的另 一個(gè)示例性實(shí)施例的另 一個(gè)側(cè)-現(xiàn)圖5示出顯示Goldschmied的主體幾何結(jié)構(gòu)的又一背景技術(shù)；
圖6示出顯示Goldschmied的4位置航空器的圖樣的又一背景技術(shù)；
圖7示出顯示Goldschmied的4位置航空器的另一種圖樣的又一背景技
術(shù)；
圖8示出顯示Goldschmied測(cè)試的靜態(tài)壓力分布的又一背景技術(shù)；
圖9示出顯示了可來(lái)自優(yōu)化壓力推力最大效益(benefit)設(shè)計(jì)的效益估計(jì)
的又一背景技術(shù)；
圖10a示出Embraerl35航空器的示例性實(shí)施例的側(cè)視圖10b示出使用本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的Embraer135航空器的示例性實(shí)施例
的側(cè)-見(jiàn)圖10c示出使用本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的Embraer135航空器的示例性實(shí)施例 的側(cè)3見(jiàn)圖11示出一種節(jié)能套管，其具有顯示為"樓梯"狀的、4妻近對(duì)壓力推力 有貢獻(xiàn)的可能的最大截面面積的連續(xù)的凹入臺(tái)階；
圖12示出顯示包覆在標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼周圍的翼套和具有可包覆在本發(fā)明至少一 個(gè)實(shí)施例的機(jī)體周圍的幾個(gè)優(yōu)化的凹入形狀的翼套的另一個(gè)示例性實(shí)施例的 另一個(gè)側(cè):枧圖13示出顯示小型航空器的機(jī)翼和尾翼上的凹入形狀臺(tái)階的另一個(gè)示例 性實(shí)施例的俯視圖14示出顯示進(jìn)一步結(jié)合到小型航空器機(jī)翼和尾翼中的圖13中的改進(jìn)的 另 一個(gè)示例性實(shí)施例的側(cè)^f見(jiàn)圖15示出未改進(jìn)的普通渦輪螺旋槳飛機(jī)機(jī)身；
圖16示出以本發(fā)明示例性實(shí)施例改進(jìn)的普通渦輪螺旋槳飛機(jī)機(jī)身；
圖17a示出在未改進(jìn)的飛艇形狀上的壓力推力的示例性計(jì)算流體動(dòng)力學(xué) 分析；
圖17b示出在改進(jìn)的飛艇形狀上的壓力推力的示例性計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)分析。
具體實(shí)施例方式
本發(fā)明的各方面在下面的旨在說(shuō)明本發(fā)明的特定實(shí)施例的描述和相關(guān)附 圖中公開(kāi)。在不脫離本發(fā)明的精神或范圍的情況下，也可設(shè)計(jì)可替代實(shí)施例。 另夕卜，本發(fā)明示例性實(shí)施例中的公知部件將不再詳細(xì)描述或?qū)⒈皇÷裕允贡?發(fā)明的相關(guān)詳細(xì)描述更清楚。而且，為了便于理解本發(fā)明，下面將討論幾個(gè)本 文中使用的術(shù)語(yǔ)。
本文中使用的用語(yǔ)"示例性，，意思是"用作一個(gè)例子、舉例或示例"。本 文中任何描述為"示例性，，的實(shí)施例沒(méi)有必要被解釋為優(yōu)選或比其他實(shí)施例更 優(yōu)越。同樣，術(shù)語(yǔ)"本發(fā)明的實(shí)施例"不需要使本發(fā)明的所有實(shí)施例包括所討 論的特征、優(yōu)點(diǎn)或操作方式。
壓力推力現(xiàn)象利用沖過(guò)飛機(jī)機(jī)翼、機(jī)尾表面或機(jī)身的空氣的能量向前推動(dòng) 所述機(jī)翼、機(jī)尾表面或機(jī)身。為了產(chǎn)生該結(jié)果，吸氣泵可用來(lái)吸走機(jī)翼邊界層
的 一部分，這4吏得自由來(lái)流(free stream )氣流吹向凹入的流線型端部 (aerospike)形體。外流壓吹向該流線型端部形體，結(jié)果產(chǎn)生足夠的推力來(lái)消 除壓力阻力、抵消表面摩擦阻力的波動(dòng)量并產(chǎn)生低的所需總功率。在一個(gè)實(shí)施 例中，流線型端部可用來(lái)恢復(fù)該能量，但是也可使用包括但不限于當(dāng)前機(jī)翼和 機(jī)尾圓錐的替代形狀。
總體上參照?qǐng)D3、 4、 5、 6、 lOa-c和ll，吸氣泵可以<壬<可傳統(tǒng)形式實(shí)現(xiàn)。 在一個(gè)實(shí)施例中，可使用風(fēng)車(windmill),其更像農(nóng)作物噴灑機(jī)上使用的裝 置。另外，現(xiàn)有的發(fā)動(dòng)機(jī)可通過(guò)機(jī)械、電、液壓或任何其他傳統(tǒng)方式連接到吸 氣泵上。在另一個(gè)實(shí)施例中，專用發(fā)動(dòng)機(jī)可直接安裝來(lái)產(chǎn)生所需吸氣。
本發(fā)明的 一個(gè)實(shí)施例可涉及一種結(jié)合兩種減阻機(jī)制來(lái)顯著提高各種航空 器等的上升性能、發(fā)動(dòng)機(jī)停車性能和燃料效率的方法和系統(tǒng)。更具體地，本發(fā) 明可涉及一種結(jié)合被稱為"層流，，現(xiàn)象和被稱為"壓力推力"現(xiàn)象兩者的效益 的系統(tǒng)和方法。
壓力推力現(xiàn)象利用動(dòng)壓力和空速來(lái)向前推動(dòng)系統(tǒng)(例如，機(jī)翼、機(jī)身、船 或穿過(guò)空氣或流體媒介的其他機(jī)體)。在至少一個(gè)示例性實(shí)施例中，吸氣泵等 可用來(lái)去除^/L翼周圍的一部分邊界層(B丄)流體(例如1/2B丄.空氣)。這將 自由來(lái)流氣流或流體流推向機(jī)翼或其他系統(tǒng)的尾部邊緣。在本文所討論的實(shí)施 例中，空氣可用作流體的非限定性示例。而且，本發(fā)明的示例性實(shí)施例包括以 "流線型端部"形狀形成的尾部邊緣，其產(chǎn)生足夠的推力來(lái)消除壓力阻力并抵 消由表面摩擦引起的大量阻力。
圖3示出一種根據(jù)本發(fā)明至少一個(gè)示例性實(shí)施例的流動(dòng)改進(jìn)系統(tǒng)。 一種覆 蓋系統(tǒng)(例如翼套100 )可構(gòu)造來(lái)覆蓋流體移動(dòng)體(例如機(jī)翼130 )。雖然本發(fā) 明可用于任何可從中移動(dòng)的流體和系統(tǒng)，但是為了易于討論，將討論氣流中的 機(jī)翼。機(jī)翼130由翼套100覆蓋，其具有尾部邊緣120，和鉸接控制表面110, 其可選擇地進(jìn)行旋轉(zhuǎn)140。尾部邊緣120可設(shè)計(jì)來(lái)在尾部邊緣上促進(jìn)流動(dòng)沖擊， 以在尾部邊緣處增加壓力，并且因而增加壓力推力。
圖4示出至少另一個(gè)示例性實(shí)施例，其中，流動(dòng)驅(qū)動(dòng)^L構(gòu)210 (例如吸氣 機(jī)構(gòu)、射流器、渦流發(fā)生器)朝向尾部邊緣250驅(qū)動(dòng)自由來(lái)流220的流體部分 240和剩余部分230。流體部分230沖擊尾部邊緣250、施加扭矩和/或增加局
部壓力來(lái)增加壓力4,力。
在進(jìn)一步的實(shí)施例中，流動(dòng)改進(jìn)機(jī)構(gòu)200不需要覆蓋整個(gè)機(jī)翼。例如，可 去除前邊緣部260,并且流動(dòng)改進(jìn)機(jī)構(gòu)200可根據(jù)飛行情況連接在各種位置(例 如位置A和B)?？赏ㄟ^(guò)緊固件(例如螺栓、鎖、銷、粘接劑、焊接或任何本 領(lǐng)域技術(shù)人員公知的其他固定裝置和方法)連接。同樣，覆蓋整個(gè)機(jī)翼的實(shí)施 例可選擇地覆蓋整個(gè)機(jī)翼或機(jī)翼的一部分、機(jī)身或機(jī)身的一部分，并且可通過(guò) 上述相同的方法和裝置固定。
圖5是產(chǎn)生高經(jīng)濟(jì)功率的自動(dòng)推進(jìn)機(jī)身的示例。Goldschmied的這種設(shè)計(jì) 500是圓的，但是其他方面類似于上面所述的格利菲斯翼面，在尾部邊緣包括 凹形體510,有時(shí)也稱為Ringloebcusp。該凹形體類似于氣尖火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的外 噴管，并且可具有類似的功能。該設(shè)計(jì)還包括尾桁530和尾翼540。另外，由 Goldschmied設(shè)計(jì)的該機(jī)身在其長(zhǎng)度的最初10%處具有流動(dòng)啟動(dòng)裝置(flow trip),有助于消除超過(guò)該點(diǎn)的層流。在該示例中，測(cè)試顯示，通過(guò)槽520傳送 的在該情況下與從左向右移動(dòng)的氣流結(jié)合的吸氣可消除大部分阻力或動(dòng)量不 足。但是最有效的吸氣量遺留10%的未改進(jìn)的動(dòng)量不足。這顯示了與其他當(dāng)前 設(shè)計(jì)相對(duì)的將功率結(jié)合到機(jī)身的開(kāi)始。
該設(shè)計(jì)上的吸氣槽520排出了約一半的邊緣層空氣，將高速自由來(lái)流氣流 推送到Ringloedcusp 510。這恢復(fù)了來(lái)自該流動(dòng)的能量，并將其轉(zhuǎn)化為向前的 推力。另外，吸氣槽520中的吸氣泵可將排出的、緩慢移動(dòng)的邊緣層氣流恢復(fù) 到接近自由來(lái)流的速度。
圖6和7顯示了 Goldschmied設(shè)計(jì)的四位置航空器600的兩種圖樣。從上 述數(shù)據(jù)可以估計(jì)，四位置、2900磅、使用圖5-7中所示的該機(jī)身設(shè)計(jì)(包括流 動(dòng)啟動(dòng)裝置)的專用航空航空器將在120馬力下以200MPH的速度巡航。這 將比在約200馬力下以200MPH的速度下巡航的3100磅的Beech Bonanza v35 或在210馬力下以185MPH的速度巡航的3000磅的Cessna 182更優(yōu)越。
圖8為關(guān)于壓力推力的Goldschmied數(shù)據(jù)的圖示，圖9為可來(lái)自于壓力推 力最大效益優(yōu)化設(shè)計(jì)的效益估計(jì)圖示(對(duì)優(yōu)化的凹形體有貢獻(xiàn)的最大機(jī)身橫截 面面積)。
如在圖8和9中進(jìn)一步所示，盡管存在湍流，通過(guò)使用包括16-25%的機(jī)
身最大橫截面的外噴管形狀，Goldschmied的自動(dòng)推進(jìn)機(jī)身顯示了 40%的功率 增加。因此，現(xiàn)在已經(jīng)確定，如果效益來(lái)自向凹形體施力的自由來(lái)流，則可優(yōu) 化不同的流動(dòng)情況，并且該形體的表面積可增加到最大有效量，由此顯著增加 所產(chǎn)生的效益。產(chǎn)生增加的壓力推力的增加的表面積可由圖17b證明，其顯示 了從左向右移動(dòng)的飛艇形狀的計(jì)算流體動(dòng)力分析，所述飛艇形狀改進(jìn)為具有吸 氣槽520和凹流線型端部形體510。
圖10a-c和11顯示了具有優(yōu)化機(jī)身和協(xié)同的供電裝置的航空器IOOO的示 例。傳統(tǒng)航空器上的標(biāo)準(zhǔn)機(jī)尾圓錐1005以限制壓力推力的斜面形狀形成，如 圖10a、圖10b和圖10c中所示，顯示了本發(fā)明的示例性實(shí)施例，其中臺(tái)階或 連續(xù)臺(tái)階1140可與吸氣槽或多個(gè)吸氣槽1130結(jié)合。圖11中的特寫視圖中顯 示了又一個(gè)實(shí)施例。在圖11中，采用連續(xù)臺(tái)階的流線型節(jié)能機(jī)尾圓錐IOIO可 實(shí)現(xiàn)利用壓力推力效益。圖11中的機(jī)尾圓錐顯示了在機(jī)尾圓錐1010上方并且 終止于尾端1120的翼套1100。翼套1100還采用吸氣槽1130和優(yōu)化的凹形體 或臺(tái)階1140。圖10b顯示了相同的裝置，其中標(biāo)準(zhǔn)機(jī)尾圓錐由只使用一個(gè)吸 氣槽1130和一個(gè)凹形體或臺(tái)階1140的壓力推力機(jī)尾圓錐代替。
臺(tái)階1140中使用的臺(tái)階或樓梯設(shè)計(jì)不只適用于空氣動(dòng)力學(xué)本身。當(dāng)前的 航空器具有優(yōu)化為具有最佳空氣動(dòng)力學(xué)特性的機(jī)尾圓錐。作為替代，樓梯設(shè)計(jì) 旨在出于節(jié)能目的，而不是簡(jiǎn)單的空氣動(dòng)力學(xué)目的。由此圖10a中例如機(jī)尾圓 錐1005的傳統(tǒng)機(jī)尾圓錐的光滑表面可由吸氣槽1130和臺(tái)階1140覆蓋，來(lái)形 成節(jié)能的機(jī)尾圓錐。
圖11的節(jié)能樓梯設(shè)計(jì)以放大視圖顯示在圖12中，其用于機(jī)翼形狀，代替 航空器的機(jī)尾圓錐。當(dāng)結(jié)合到尾部邊緣設(shè)計(jì)中時(shí)，吸氣槽1130和臺(tái)階1140可 利用其凹形體來(lái)增加現(xiàn)代航空器的實(shí)用性。如上所述，這些特征的結(jié)合可提供 多種優(yōu)點(diǎn)。例如，配備有本發(fā)明實(shí)施例的客機(jī)的有效載荷容量可大大增加。另 外，增加到航空器的任何重量的增加可通過(guò)燃料的節(jié)約來(lái)抵消，所述重量的增 加可能由于將本發(fā)明的實(shí)施例加入航空器而產(chǎn)生，燃料的節(jié)約由本發(fā)明產(chǎn)生有 效載荷增加促成。
本發(fā)明的其他實(shí)施例可包括用于不同飛4亍情況相同雷諾數(shù)的變化的流線 型端部形體。
本發(fā)明的另一實(shí)施例提供了一種在附近帶有足夠光滑的復(fù)合翼套或套管
的機(jī)翼?？諝鈩?dòng)力學(xué)形體的最初的約75%的翼弦為"自然層流"設(shè)計(jì)類型。剩 余的機(jī)翼可具有由于空氣流過(guò)副翼、襟翼或控制表面接點(diǎn)時(shí)產(chǎn)生的湍流?？刂?表面后面的氣流在真空或吸氣泵等的影響下可保持緊靠流線型端部。在另一個(gè) 實(shí)施例中，該設(shè)計(jì)可在吸氣泵發(fā)生故障時(shí)確保安全。
在本發(fā)明又一個(gè)實(shí)施例中，流線型端部形體的尾部邊緣可具有與在風(fēng)道和 飛行測(cè)試中使用的那些具有相同的斜面，來(lái)提供在10M雷諾數(shù)時(shí)節(jié)約達(dá)40。/0 的機(jī)翼。實(shí)施例的該形狀可變化用于其他雷諾數(shù)。
在泵關(guān)閉運(yùn)行過(guò)程中，沒(méi)有另外減少運(yùn)行。當(dāng)由于分流吸氣泵關(guān)閉時(shí)，本 發(fā)明的設(shè)計(jì)可提供更高的阻力。但是，分流不會(huì)損害飛行安全性。例如，當(dāng)在 A-10 Thunderbolt II上的副翼被分離來(lái)用作氣動(dòng)力減速裝置時(shí)，可實(shí)際增加完 全控制力。
圖13和14顯示了兩個(gè)本發(fā)明的示例性實(shí)施例。 一個(gè)這樣的結(jié)合壓力推力 壓力的實(shí)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這樣的設(shè)計(jì)中，存在的航空器可以最小的難度來(lái)優(yōu)化壓力推 力。例如，在圖13中，凹形臺(tái)階1300和1310可允許100%的機(jī)身1320寬度 對(duì)壓力推力有貢獻(xiàn)。在這樣的示例中，改進(jìn)機(jī)翼1330和1340、尾翼1350和 機(jī)身1320可產(chǎn)生顯著的總功率節(jié)約。
圖14顯示了本發(fā)明的另一個(gè)實(shí)施例。在該實(shí)施例中，圖13中所示的改進(jìn) 機(jī)身還可進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)在飛機(jī)1400的機(jī)翼1410和尾翼1420上。機(jī)翼1410可不 需要比標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼更厚，但是機(jī)翼1410的厚度可進(jìn)一步在后部(aft)進(jìn)行。該 設(shè)計(jì)可使最大允許厚度對(duì)壓力推力有貢獻(xiàn)。
圖15和16示出示例性的在未改進(jìn)的普通渦輪螺旋槳飛機(jī)機(jī)身和改進(jìn)的普 通渦輪螺旋槳飛機(jī)機(jī)身上的壓力推力的計(jì)算流體動(dòng)力分析。圖15中未改進(jìn)和 標(biāo)準(zhǔn)設(shè)計(jì)機(jī)身1500具有3.68的阻力系數(shù)(Cd)。這是期望的結(jié)果，因?yàn)闄C(jī)身 的前部1520通向傳統(tǒng)的凸彎設(shè)計(jì)的端部1510。圖16中所示的結(jié)合前述臺(tái)階 和吸氣裝置的改進(jìn)機(jī)身可具有-15.9的計(jì)算Cd。由于壓力推力作用在機(jī)身上， 因而該數(shù)字顯示為負(fù)值。實(shí)際的阻力不會(huì)是負(fù)的，因?yàn)槿詺埩舯砻婺Σ磷枇Γ?但是改進(jìn)機(jī)身上的阻力由于壓力推力量可低估或甚至完全不計(jì)。 在才幾身1600的前部或前端1605產(chǎn)生的高壓的相對(duì)小的面積可由后部1610 上的有利壓力或壓力推力更平衡。
由于壓力的作用包括在阻力中，因此總阻力可視為負(fù)數(shù)。 一旦壓力的作用
被從阻力計(jì)算去除，并且和與吸氣相關(guān)的燃料流一起被包括在單位推力燃料消 耗量(TSFC )中時(shí)，可看出，具體通過(guò)使用壓力推力，分段值域方程(class range equation)的改進(jìn)"開(kāi)放熱動(dòng)力學(xué)"顯示出獲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"為流動(dòng)距離，"v"為速度，"TSFC"為單位推力燃料消耗量， "L/D"為上升-阻力比，"Winitial"為巡^^開(kāi)始時(shí)的航空器初始總重，"Wfinal" 為巡航結(jié)束時(shí)的總重，"g"為重力加速度(9.81m/s2)。
因而，在上述方程中，為了校正壓力推力，壓力阻力系數(shù)(Cdp)可從阻 力計(jì)算去除，并且可顯示為負(fù)壓力阻力的壓力推力和所需吸氣燃料消耗可增加 到TSFC計(jì)算中。TSFC為每小時(shí)產(chǎn)生1磅推力的以磅為單位的燃料量。
(空氣動(dòng)力)壓力阻力產(chǎn)生的附加推力怎樣結(jié)合到綜合的"開(kāi)放熱動(dòng)力學(xué)"范 圍方程中。航空器性能的提高可以是空氣動(dòng)力學(xué)和熱動(dòng)力學(xué)共同作用的結(jié)果。 圖17a-b示出在圖17a的未改進(jìn)飛艇形狀的壓力推力和在圖17b的改進(jìn)的 相同飛艇形狀上的壓力推力的又一計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)分析示例。在其每一幅圖 中，最高正壓區(qū)域由最黑的亮度色標(biāo)層表示。圖17a中顯示了標(biāo)準(zhǔn)的飛艇。如 該圖中所示，/人左向右看，飛艇1700具有凸起的前端1720。前端1720的變 黑部分表示高壓區(qū)域。尾端1710沒(méi)有例如在前端1720處存在的相當(dāng)量壓力的 區(qū)域。
圖17b顯示了根據(jù)另一個(gè)示例性實(shí)施例的改進(jìn)飛艇。在該圖中，飛艇1700 還是從左向右看。因而在圖17b中可顯示出前部凸起端1720產(chǎn)生了高壓區(qū)域。 通過(guò)在槽520上應(yīng)用吸氣，尾端1710的壓力可超過(guò)前端1720上的壓力。因此， 可以看到更大范圍的壓力推力位置，所述壓力推力為結(jié)合例如圖11中凹臺(tái)階 1140的結(jié)果。
前面的描述和附圖示出了本發(fā)明的原理、優(yōu)選實(shí)施例和操作方式。但是， 本發(fā)明不應(yīng)被解釋為限制為上述的具體實(shí)施例。上述實(shí)施例的其他改變對(duì)本領(lǐng) 域技術(shù)人員來(lái)說(shuō)應(yīng)可理解。
因此，上述實(shí)施例應(yīng)被視為示例性的而不是限制性的。因此，應(yīng)意識(shí)到， 本領(lǐng)域技術(shù)人員可對(duì)這些實(shí)施例進(jìn)行改變而不會(huì)偏離由下述權(quán)利要求限定的 本發(fā)明的范圍。
權(quán)利要求
1.一種流動(dòng)改進(jìn)系統(tǒng)，包括罩，用于覆蓋流體從其上流過(guò)的主體；所述罩上的形體，促進(jìn)尾部邊緣上的流動(dòng)沖擊；和所述罩上的控制表面。
2. 如權(quán)利要求1所述的流動(dòng)改進(jìn)系統(tǒng)，其中所述尾部邊緣上的流動(dòng)沖擊 增加所述尾部邊緣處的壓力。
3. 如權(quán)利要求2所述的流動(dòng)改進(jìn)系統(tǒng)，其中在所述尾部邊緣處的所述增 加的壓力增加了壓力推力。
4. 如權(quán)利要求1所述的流動(dòng)改進(jìn)系統(tǒng)，其中所述控制表面可旋轉(zhuǎn)。
5. 如權(quán)利要求1所述的流動(dòng)改進(jìn)系統(tǒng)，其中流體從其上流過(guò)的所述主體 為機(jī)翼。
6. 如權(quán)利要求1所述的流動(dòng)改進(jìn)系統(tǒng)，其中所述罩只覆蓋流體從其上流 過(guò)的所述主體的一部分。
7. 如權(quán)利要求1所述的流動(dòng)改進(jìn)系統(tǒng)，其中流動(dòng)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)置在所述尾 部邊緣上。
8. 如權(quán)利要求7所述的流動(dòng)改進(jìn)系統(tǒng)，其中所述流動(dòng)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)增加所述 尾部邊緣上的壓力。
9. 如權(quán)利要求7所述的流動(dòng)改進(jìn)系統(tǒng)，其中所述流動(dòng)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)排除一部 分在所述主體上方流動(dòng)的邊緣層氣流。
10. 如權(quán)利要求7所述的流動(dòng)改進(jìn)系統(tǒng)，其中所述流動(dòng)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)為吸氣機(jī)構(gòu)。
11. 如權(quán)利要求7所述的流動(dòng)改進(jìn)系統(tǒng)，其中所述流動(dòng)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)為湍流發(fā) 生器。
12. 如權(quán)利要求1所述的流動(dòng)改進(jìn)系統(tǒng)，其中所述罩只覆蓋流體從其上流 過(guò)的所述主體的一部分，并且可連接到不同的位置中。
13. 如權(quán)利要求1所述的流動(dòng)改進(jìn)系統(tǒng)，其中所述罩通過(guò)緊固件連接到流 體從其上流過(guò)的所述主體上。
14. 一種提高壓力的方法，包括 覆蓋流體從其上流過(guò)的主體； 在所述覆蓋的主體上傳送流體；和 在所述覆蓋的主體尾部邊緣上方增加壓力。
15. 如權(quán)利要求14所述的方法，其中流體從其上流過(guò)的所述主體為機(jī)翼。
16. 如權(quán)利要求14所述的方法，其中流體從其上流過(guò)的所述主體為機(jī)身。
17. 如權(quán)利要求14所述的方法，其中所述覆蓋的主體的所述尾部邊緣上 方增加的壓力產(chǎn)生壓力推力。
18. 如權(quán)利要求14所述的方法，其中可覆蓋流體從其上流過(guò)的所述主體 的不同部分。
19. 如權(quán)利要求14所述的方法，還包括 通過(guò)流動(dòng)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)所述尾部邊緣上方的流動(dòng)。
20. 如權(quán)利要求19所述的方法，其中所述流動(dòng)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)為所述尾部邊緣 上的開(kāi)口。
全文摘要
一種用于各種航空器等、結(jié)合氣動(dòng)設(shè)計(jì)和發(fā)動(dòng)機(jī)功率來(lái)增加兩者之間的協(xié)同作用、并提高上升性能、發(fā)動(dòng)機(jī)停車性能和燃料效率的設(shè)備、方法和系統(tǒng)。
文檔編號(hào)B64C1/38GK101180208SQ200580047823
公開(kāi)日2008年5月14日 申請(qǐng)日期2005年12月23日 優(yōu)先權(quán)日2004年12月23日
發(fā)明者大衛(wèi)·比肯施托克 申請(qǐng)人:大衛(wèi)·比肯施托克