[发明专利]高升力分布式主动气流控制系统和方法

说明书

技术领域

本发明一般涉及飞机升力控制系统，特别是涉及一种动力升力增强分布式主动气流控制系统，不管单个飞机发动机的缺失，该系统都能安全地操作。

背景技术

一直以来，人们希望生产出尽管跑道距离相对短而能够起飞和/或降落的飞机，特别是喷气式飞机。这种飞机通常称为短距起降(“STOL”)飞机，并包括例如波音YC-14、麦克道格拉斯YC-15和USAF C-17运输机。

STOL飞机的主要难题涉及将飞机设计成有效地实现短起飞距离。典型地，这通过增加飞机的推力、通过增加飞机的升力或通过二者的某种组合来实现。增加推力需要使用动力更强大的大型发动机，这样的发动机会增加飞机的重量并会消耗更大量的燃料。结果，STOL飞机的设计者主要集中在增加升力上。目前，存在几种升力增强技术。例如，升力可以通过设置更大的机翼相对简单地得以增加。然而，不利的是，增大了的机翼尺寸意味着在稳定飞行期间阻力和重量增加，导致更大的燃料消耗并减慢巡航速度。本领域公知的其他升力增强技术包括关联空气推进设计、使用升力增强器、偏转翼、升力风扇等。

关联空气推进涉及在起飞期间增加导过机翼的空气的速度。由于升力通常是空气速度的函数—导过飞机机翼的空气速度越大，通常产生的升力越大。图1为关联空气推进系统的示例性图示。术语“关联空气推进”通常指升力增强系统，其中用于推进的飞机装置(即发动机)与其增加升力的能力相关联。关联空气推进系统包括外吹襟翼系统、内吹襟翼系统和上表面吹机翼，如本领域公知的。图1图示根据现有技术的内吹襟翼系统10，其中飞机发动机40与机翼20的前缘相邻设置。辅助气流管道和阀门30设置用来对发动机排气进行引导而在机翼襟翼25上方或下方吹过，如图所示。对于本领域技术人员来说显而易见的是，这种“吹气襟翼”设计允许机翼20和机翼襟翼25流转更多空气，由此产生更大升力。

尽管上述升力改进，关联空气推进系统存在很多缺点，显著地损害其预期性。例如，由于它们需要热排放气体的内部输导和/或将热气体偏转过机翼和襟翼表面，维护问题会困扰许多设计。关联空气推进设计—发动机临近襟翼前沿设置，易于将发动机噪音反射到下方，朝向地面，导致较高的城市噪音级。最后，关联空气推进设计存在很大的安全顾虑。FAA和国防部要求STOL飞机能够安全地短距起飞，而不管飞机发动机之一是否缺失。如图2隐含所示，关联空气推进飞机中发生的发动机缺失，产生很大的不对称摇摆力矩。特别是，FAA规章限制飞机在发动机缺失初期进行手动改变襟翼结构来修正这些不对称力矩。作为替代，为了获得FAA的批准并克服这些不对称问题，采用关联空气推进系统的STOL飞机需要复杂的、高度可靠的飞行控制系统，该系统在发动机缺失初期自动地改变襟翼结构。此外，空气推进系统将大尺寸控制表面纳入尾翼和/或机翼，能承受不对称力矩，但也导致成本、重量以及飞机阻力的增加。

因而，于是希望制造一种高升力飞机系统体系结构，其利用发动机动力来增加升力，然而在一个发动机缺失时又不会产生大的不对称力矩。进而，希望的是，该系统重量轻、易于维护、与其他高升力系统相比能产生相对少的发动机反射噪音、并提供一种在巡航效率和成本方面与传统的非STOL商用飞机相近似的总体飞机设计。

发明内容

本发明涉及一种分布式主动气流控制(“DAFC”)系统，其维持流过飞机或由发动机通过流体来类似地推动的其他物体所采用的大曲度翼型的附着气流。对本领域技术人员来说，主动气流控制与边界层控制是同义的。对非飞机应用的进一步讨论在下文提供且根据以上讨论对本领域技术人员来说是显而易见的。具体参照仅用于例示目的的飞机实施例，DAFC系统包括主动力源，该主动力源由一个或多个飞机发动机组成；一个或多个动力转换单元；和可选择地，一个或多个辅助动力单元。

动力转换单元连接于一个或多个飞机发动机，用于向分配网提供动力。分配网将出自一个或多个动力转换单元的动力分配至主动气流控制单元(本文称为边界层控制单元)，主动气流控制单元设置在一个或多个飞机飞行控制表面内(例如，飞机机翼、尾翼、襟翼、辅助翼面、副翼等)。在一实施例中，包括有辅助动力单元，用于向分配网提供冗余和辅助动力供应。在另一实施例中，备用动力源与分配网连通设置，用于提供额外的冗余动力供应。