增强飞机的操作的方法和制造机翼的方法与流程

本公开总体涉及飞机机翼效率。更具体地，本公开涉及一种沿着机翼的翼展的固定位置的扰流装置以对层流和湍流边界层流提供控制。

背景技术：

商用运输飞机制造商处于连续的压力下，以提高客机和货机的运行效率。运行费用的主要部分是燃料并且飞机燃料消耗的两个主要因素是气动阻力和飞机重量。制造商已寻求减小阻力同时保持临界载荷并且不增加重量的技术和设备。

一种技术是保持减小阻力的机翼上的层流边界层流。空气动力面上的层流控制通过延迟朝着表面上的边界层中的湍流的转变而减小阻力并且提高燃料效率。可通过对空气动力面进行轮廓成型以促进层流来延迟转变。在机翼的设计过程中，增大层流的程度的改变和导致性能低效的其他因素(诸如，空气动力抗冲强度和飞机/机翼重量)的增加保持平衡。一个设计因素是确保增加层流的程度不会使机翼的重量因必须使机翼更强固以考虑极端载荷条件而增加。

层流的程度与极端载荷条件下(或更广泛地，非巡航条件下)机翼上过载的可能性平衡。设计机翼时考虑到的机翼上过载的可能性要求机翼能够经受住极端或最坏的情形。换言之，机翼要足够强固以足以应对极端载荷条件。使机翼更加强固或增强增加了飞机的重量，这很快地抵消了由层流中的阻力减小得到的任何优点。

因此，需要通过在应对最坏条件的同时保持巡航条件下的层流而不增加机翼的重量来提高空气动力效率。还需要能够在层流机翼的地面风洞试验期间收集更准确的载荷，操纵有效性，以及操作性能数据。该数据可用于在飞机的飞行测试之前的飞机设计。

技术实现要素：

公开的一个实例是一种操作具有机翼的飞机的方法，该机翼在沿着机翼的翼展的固定位置处具有扰流(trip)装置。飞机在飞行中并且机翼移动通过跨音速气流时，流经越过机翼表面的空气形成层流边界层。当气流在扰流装置的下游时，形成湍流边界层。扰流装置前面的层流边界层延伸某一长度并且湍流边界层延伸另一某一长度。扰流装置在跑道位置，即，层流边界层的尾部，因此该跑道位置启用该长度的层流边界层的层流以增加气动效率并且启用该长度的湍流边界层的湍流，从而减少机翼上的载荷并且提供从层流边界层到湍流边界层的转变上的固定后极限。

公开的另一实例是制造具有扰流装置的机翼的方法。沿着翼型件表面的弦向方向识别出在正常巡航条件下自然出现的目标转变位置。预测各种设计条件下的多个目标转变位置。识别出目标转变位置，即，多个目标转变位置的最后部或下游。因而，机翼上发生的冲击在所识别的最下游的目标转变位置沿着机翼的翼弦的下游。在最下游的目标转变位置的尾部处以选择的长度沿着机翼的翼展方向结合扰流装置。

公开的另一实例是具有沿着机翼的翼展的扰流装置的飞机机翼。装置以选择的长度位于目标转变位置沿着机翼的翼型件的翼弦的尾部处。扰流装置防止从层流转变到湍流的下游移动和机翼上的冲击位置的关联移动。机翼的翼型件上的扰流装置位置沿着机翼的翼展变化。

在以下列举的段落中描述了根据本公开的创造性特征的示意性的非排他性的实例：

a1.一种操作飞机100的方法500，该方法包括：

使具有沿着机翼102的翼展的固定位置的扰流装置108的机翼102移动通过气流使得流经越过机翼表面的空气形成层流边界层302；以及

当气流在固定位置的扰流装置108的下游时，形成湍流边界层308，其中，层流边界层302延伸第一长度并且湍流边界层延伸第二长度，其中，固定位置的扰流装置108在扰流装置位置，即，层流边界层的尾部，因此扰流装置位置使得第一长度的层流能够增加空气动力效率并且使得第二长度的湍流能够减小机翼102上的载荷，从而对从层流边界层302到湍流边界层308的转变提供固定的后极限。

a2.根据段落a1所述的方法500，其中，扰流装置位置在目标转变位置106的尾部。

a3.根据段落a1所述的方法500，其中，扰流装置位置在目标转变位置106。

a4.根据段落a1所述的方法500，其中，扰流装置位置在目标转变位置106的上游。

a5.根据段落a1所述的方法500，508还包括：

减少机翼102上的冲击移动，其中，固定位置的扰流装置108减少转变的下游移动和跨音速气流期间机翼102上的冲击位置的关联移动。

a6.根据段落a1所述的方法500，其中，扰流装置位置减少特定飞行参数和参见中的一个的空气动力的变化。

a7.根据段落a1所述的方法500，其中，固定位置的扰流装置108是沿着机翼102的翼展的连续扰流带。

a8.根据段落a1所述的方法500，其中，固定位置的扰流装置108是沿着机翼102的翼展的多个分离元件。

a9.根据段落a1所述的方法500，其中，扰流装置尺寸沿着机翼102的翼展变化。

a10.根据段落a1所述的方法500，其中，机翼102的翼型件104上的扰流装置位置沿着机翼102的翼展变化。

a11.根据段落a1所述的方法500，其中，固定位置的扰流装置108沿着机翼102的上表面。

a12.根据段落a11所述的方法500，其中，固定位置的扰流装置108沿着垂直取向的机翼表面的两侧。

a13.一种制造机翼102的方法400，包括：

在巡航条件下，沿着翼型件104表面的弦向方向识别第一目标转变位置；预测多个设计条件404下的多个目标转变位置；从多个目标转变位置中识别最下游的目标转变位置106，使得在沿着翼型件104表面的翼弦的的所识别的最下游的目标转变位置106的下游出现冲击110；以及

在最下游的目标转变位置106的尾部处以选择的长度沿着机翼102的翼展方向结合扰流装置108。

a14.根据段落a13所述的方法400，其中，扰流装置位置减少飞行条件之间的空气动力的变化。

a15.根据段落a13所述的方法400，其中，扰流装置位置108是连续扰流带。

a16.根据段落a13所述的方法400，其中，扰流装置108是多个分离元件。

a17.根据段落a13所述的方法400，其中，扰流装置108尺寸和扰流装置位置沿着机翼102的翼展方向变化。

a18.一种飞机100机翼102，包括：

沿着机翼102的翼展的扰流装置108，其中，扰流装置位置是目标转变位置106沿着机翼102的翼型件104的翼弦的尾部，其中，扰流装置108防止从层流到湍流的下游移动和机翼102上的冲击位置的关联移动，并且其中机翼的翼型件104上的扰流装置位置沿着机翼102的翼展变化。

a19.根据段落a18所述的飞机100机翼102，其中，扰流装置(108)是沿着机翼102的翼展的连续扰流带。

a20.根据段落a18所述的飞机100机翼102，其中，扰流装置108是沿着机翼102的翼展的多个分离元件。

a21.根据段落a18所述的飞机100机翼102，其中，机翼102的翼型件104上的扰流装置位置沿着机翼102的翼展变化。

附图说明

图1a和图1b是根据一个实例的飞机、飞机机翼、以及具有扰流装置的翼型件的示图；

图2是示出根据一个实例的两个机翼上的扰流装置的飞机的立体图；

图3是示出根据一个实例的层流和湍流边界层的翼型件或机翼截面的示图；

图4是示出根据一个实例的确定扰流的最佳位置和收集试验数据的过程的流程图；

图5是示出根据一个实例的用于操作具有机翼的飞机的过程的流程图，该机翼具有位于机翼的上表面上的扰流装置；

图6是根据一个实例的飞机制造和保养方法的流程图；以及

图7是示出根据一个实例的飞机的部件的框图。

具体实施方式

在以下描述中，为了提供对所提出的构思的透彻理解，阐述了大量具体细节。所提出的构思可以在没有这些具体细节中的一些的情况下实践。在其他情况下，未对公知的处理操作进行详细描述，以免不必要地混淆所述构思。尽管将结合具体示例描述一些构思，但是应当理解，这些实例并非旨在进行限制。其目的在于，覆盖在由所附技术方案限定的所描述的实例的精神和范围内可以包含的替换物、修改以及等同物。

在各图中描述了操作具有机翼的飞机的方法和系统，该机翼具有固定位置的扰流装置。还在这些图中描述了确定将沿着机翼的翼展的扰流装置放置在何处。还描述了限制潜在载荷增加和与层流机翼相关联的飞行性能的不确定性。

在一个实例中，最好机翼上的冲击地点或位置处于这样一个位置，该位置与其没有扰流装置的传统机翼上将所处的位置相一致并且在该位置处大多数机翼在极端载荷条件下具有湍流边界层。

附带问题是边界层中层流的区域扩大。简而言之，优选地，通过将扰流装置沿着机翼弦放置在固定位置而设置层流程度的下游限制。在一个实例中，根据机翼上的翼展方向的位置规定转变的下游限制简而言之，扰流装置的翼弦位置可随着扰流沿着机翼的翼展延伸而变化。除了限制由于扩大的层流而可能出现的载荷增加之外，其还提供指示飞机设计结构或临界处理条件的极端载荷条件的极限值。

在一个实例中，确定感兴趣的特定飞行参数或设计条件。这些包括马赫数、海拔高度、重量、及其他条件。这些条件被指为在巡航期间阻力标称地最小化的低阻力设计条件。对于识别的低阻力设计条件中的每一个，在这些条件下预测预期的转变位置。

对于每个低阻力设计条件，都存在沿着机翼的翼展的一个转变线。大多为下游的考虑到设计条件的沿着机翼弦的位置为目标转变点。目标转变点的紧后方为扰流装置的位置。这提供了转变位置的固定后极限。

冲击线为当压力中存在不连续时，上游侧上的压力低，下游侧上的压力高。越靠向冲击线的下游，机翼上引起更多升力或载荷的低压区越大。冲击是压力显著增加并且非常突然。

在一个实例中，通过将载荷(更具体地，冲击地点或位置)纳入考虑来确定扰流位置或转变点。目标是控制极端载荷条件下的空气动力。在这种条件下，层流边界层可能会不利地影响冲击地点或位置，因此限制层流边界层将会有助于限制这些情况下的彩盒。

在一个实例中，确定扰流装置位置使得能够进行更有规则的且更确定性的风洞试验以预测飞机的操纵有效性和操作性能。在地面上收集的关于空气动力控制的有效性、载荷等的数据变成通过所确定的扰流减少可变性时飞行中这些量值的更可靠的预测因子。机翼被设计成经受住高载荷，因此试验中已知转变位置或指定扰流位置的不确定性的减小使得能够更加有信心在构建和测试飞机之前预测层流翼的结构响应。在一个实例中，通过扰流限制由于层流而引起的冲击移动或冲击线，从而限制机翼上载荷的量。

如上所述，空气动力面上的层流控制通过延迟朝着表面上的边界层中的湍流的转变而减小阻力并且提高燃料效率。在设计期间，增加层流的程度的改变和产生阻力的其他因素的潜在增加保持平衡。对于远离目标巡航条件的操作条件，可预期转变以根据特定流条件(例如，海拔高度、马赫数、重量)向前或向后移动。通常，越靠近下游(即，大翼弦位置)出现转变，层流益处越多。

图1a是飞机100的立体图，示出了机翼102和机翼102的截面或如图1b所示的翼型件。图1b是根据一个实例的机翼102的翼型件104。翼型件104的上表面是目标转变点106。目标转变点106还可以在翼型件104的下表面上。该目标转变点是已确定层流气流被预测以转变为湍流气流以得到机翼的空气动力效率之间的有益平衡并且能够恰当地处理极端载荷条件(而不用使得机翼更重)的翼型件104上的点。图4示出了确定该目标转变点106所在何处的过程。

紧接着目标转变点106的后面就是扰流108。目标转变点106与扰流108之间的距离可以变化，但通常变化并不大。确定预测或预期目标转变点106在何处进而预测或预期扰流108的位置的一个因素是冲击线位置110。冲击线位置110较大地影响或指示机翼102是否可以满足处理极端载荷条件的要求。如上更详细地描述的，作为一般原理，进一步靠后的冲击线位置110为机翼的上表面上的低压区更大，其通常在极端载荷条件下向机翼施加应力(例如，从海拔高度急剧下降或者机翼的上表面可能存在非常低的压力的急转中恢复)。

图2是示出根据一个实例的两个机翼上的扰流装置108的飞机100的立体图。用虚线表示的扰流装置108沿每个机翼上的翼展方向从机体或机身延伸至机翼的扰流。如上所述，在机翼的每个翼型件上，扰流108的位置可以发生变化。即，扰流108的首部或尾部沿机翼的翼展的机翼表面的量可以是不同的。

图3是示出根据一个实例的层流和湍流边界层的翼型件或机翼截面104的示图。边界层、扰流装置尺寸、以及机翼截面尺寸均不是按比例绘制，为了便于图示将它们都予以放大。

示出的是翼型件或机翼截面104和扰流装置108的截面。机翼截面104的首部在左侧。这是空气先冲击具有层流控制的机翼的地方。层流边界层302由机翼的首部形成至扰流108的位置。紧接着扰流108位置的后面，气流转变为湍流边界层306。如果不存在扰流装置，气流将在更靠近下游的不同的极端载荷条件下自然地转变至湍流边界层位置304。在图3中，示出了三个潜在自然湍流边界层转变。图3中未示出不同的潜在冲击位置。通常，利用扰流装置，与没有扰流装置时其将所处的位置相比，冲击线在机翼上将更靠近上游。

图4是示出根据一个实例的用于确定扰流装置的估计的最佳位置和用于收集试验数据的方法的过程流程图。在步骤402中，针对目标是层流的飞机，识别出使阻力最小化的低阻力设计条件。识别出巡航期间低阻力情形的这些条件。这些的实例包括马赫数、海拔高度、重量、及其他条件。在步骤404中，针对每个设计条件，预测从层流到湍流的转变位置。这将会导致气流将从层流自然转变为湍流的翼型件的翼弦方向的长度上的两个或更多个位置。在步骤406中，系统识别或确定包封皮转变位置，即，沿着考虑到低阻力设计条件的翼型件的翼展的最下游。参考图2，确定哪个设计条件形成最大下游路径，与类似于图2中的扰流装置的连续的或分离的线108的扰流装置路径相似。

在步骤408中，将扰流装置结合到机翼中，其中，扰流装置(是否以分离元件或连续扰流带或边缘的形式，单独或结合旋涡发生器或其他装置)紧接在如在步骤406中确定的最下游的位置的后面。可使用传统方法确定步骤406中的最大下游位置与扰流装置路径之间的距离。如上所述，对于组成机翼的每个翼型件，扰流装置在机翼的一翼型件的翼弦方向的长度上的位置(或转变位置)都是不同的。即，对于每个机翼，翼弦(扰流装置的尾部)的下游长度与上游长度的比例都是不同的，导致路径可能看起来像图2中的扰流108。

在步骤410中，系统收集如在步骤408中确定的扰流装置处于最佳估计或预测位置时机翼的风洞和其他计算数据。这些数据可以用于确定扰流装置是否已位于从临界或极端载荷条件来看最佳的位置。可对扰流位置进行相应调节并且进行细微的调整以考虑临界载荷条件和进行实际飞行试验之前的空气动力效率。

优选存在载荷(截面升力)的高保真预测，飞行试验的先验。在一个实例中，确定在如通过图4描述的过程确定的最佳估计位置已存在扰流装置的机翼上的载荷。可以通过更好地了解扰流装置定位在何处限制飞机操纵有效性和操作性能。

图5是根据一个实例的根据图4描述的过程操作具有机翼的飞机的过程的流程图，该机翼具有位于机翼的上表面上的扰流装置。在步骤502中，飞机在飞行中并且其机翼穿过空气移动。更具体地，机翼移动通过跨音速气流。在步骤504中，机翼穿过空气的移动在机翼起始于机翼的机翼前缘的上表面或下表面上形成层流边界层。在另一实例中，层流边界层可以沿着垂直面。在步骤506中，由于机翼的表面上的扰流装置，层流气流转变为湍流边界层。当注视机翼弦时，层流边界层的长度是第一长度并且湍流边界层的长度是第二长度。翼型件的总弦长是第一长度和第二长度的总和。在步骤508中，机翼上可能发生冲击。与就在通过图4描述的过程确定的位置处没有将扰流装置结合到机翼中而言将出现的移动相比，该冲击在改变飞行条件时具有更少的移动。如上所述，冲击线在机翼上减小机翼的上表面上的低压的量的位置(即，延伸上表面上的高压区的量)。这减少了极端条件下机翼上的载荷。相似的特征还可以应用于机翼的下表面或垂直取向的机翼的两侧。

如上所述，在飞机100的机翼上使用本文中公开的固定位置的扰流装置108。因此，可以在如图6所示的飞机制造和保养方法600和如图所示的飞机100的背景下描述这种器具的制造。在预生产过程中，方法600可包括飞机100的规格和设计604以及材料采购606。在生产过程中，进行飞机100的部件和子组件制造608以及系统集成610。此后，飞机100可以通过认证和交付612，以便投入使用614。当由用户使用时，飞机602被安排用于日常维护和保养616(其同样可以包括改造、重构、翻新等)。

方法600的每一个处理可以通过系统集成商、第三方、和/或运营商执行或进行。为了该描述的目的，系统集成商可包括但不限于任意数量的飞机制造商和主系统分包商；第三方可包括但不限于任意数量的承包商、分包商以及供应商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事企业、服务机构等

如图7所示，通过方法600制造的飞机100可包括具有高级系统620和内部622的机身618。高级系统620的实例包括推进系统624、电力系统626、液压系统628和/或环境系统630中的一个或多个。虽然示出了航空航天的实例，但是本文描述的实例的原理可以应用于其他行业。

本文中实施的设备和方法可以在方法600的任何一个或多个阶段期间采用。例如，对应于阶段608和610的部件或子组件可以以类似于在飞机100投入使用时生产的部件或子组件的方式来制成或制造。而且，在阶段608和610期间，可以利用一个或多个设备实例、方法实例或其组合，例如通过大幅加速飞机100的组装或降低其成本。类似地，在飞机100在投入使用时，例如但不限于维护和保养616，可以使用一个或多个设备实例、方法实例或其组合。

本公开包括在下面的项中描述的主题：

项1.一种增强飞机(100)的操作的方法，该方法包括：

使具有沿着机翼(102)的翼展的固定位置的扰流装置(108)的机翼(102)移动通过气流使得流经越过机翼(102)表面的空气形成层流边界层(302)；以及

当气流在固定位置的扰流装置(108)的下游时，形成湍流边界层(306、308)，其中，层流边界层(302)延伸第一长度并且湍流边界层(306、308)延伸第二长度，其中，固定位置的扰流装置(108)在扰流装置(108)位置，即，层流边界层(302)的尾部，因此扰流装置(108)位置使得第一长度的层流能够增加空气动力效率并且使得第二长度的湍流能够减小机翼(102)上的载荷，从而对从层流边界层(302)到湍流边界层(306、308)的转变提供固定的后极限。

项2.根据项1中所述的方法，其中，扰流装置(108)位置在目标转变位置(106)的尾部。

项3.根据项1或项2中所述的方法，其中，扰流装置(108)位置处于目标转变位置(106)。

项4.根据任一前述项中所述的方法，其中，扰流装置(108)位置在目标转变位置(106)的上游。

项5.根据任一前述项中所述的方法还包括：

减少机翼(102)上的冲击移动，其中，固定位置的扰流装置(108)减少转变的下游移动和跨音速气流期间机翼(102)上的冲击位置(110)的关联移动。

项6.根据任一前述项中所述的方法，其中，扰流装置(108)位置减少飞行条件之间的空气动力的变化。

项7.根据任一前述项中所述的方法，其中，固定位置的扰流装置(108)是沿着机翼(102)的翼展的连续扰流带。

项8.根据任一前述项中所述的方法，其中，固定位置的扰流装置(108)是沿着机翼(102)的翼展的多个分离元件。

项9.根据任一前述项中所述的方法，其中，扰流装置(108)尺寸沿着机翼(102)的翼展变化。

项10.根据任一前述项中所述的方法，其中，机翼(102)的翼型件(104)上的扰流装置(108)位置沿着机翼(102)的翼展变化。

项11.根据任一前述项中所述的方法，其中，固定位置的扰流装置(108)沿着机翼(102)的上表面。

项12.根据任一前述项中所述的方法，其中，固定位置的扰流装置(108)沿着机翼(102)的垂直面的两侧中的任一侧。

项13.一种制造机翼(102)的方法，包括：

在巡航条件下，沿着翼型件(104)表面的弦向方向识别第一目标转变位置(106)；

预测多个设计条件下的多个目标转变位置(106)；

从多个目标转变位置(106)中识别最下游的目标转变位置(106)，使得在沿着翼型件(104)表面的翼弦的所识别的最下游的目标转变位置(106)的下游出现冲击；以及

在最下游的目标转变位置(106)的尾部处以选择的长度沿着机翼(102)的翼展方向结合扰流装置(108)。

项14.根据项13中所述的方法，其中，扰流装置(108)位置减少飞行条件之间空气动力的变化。

项15.根据项13或项14中所述的方法，其中，扰流装置(108)是连续扰流带。

项16.根据项13至15中任一项所述的方法，其中，扰流装置(108)是多个分离元件。

项17.根据项13至16中任一项所述的方法，其中，扰流装置(108)尺寸和扰流装置(108)位置沿着机翼(102)的翼展方向变化。

项18.一种飞机(100)机翼(102)，包括：

沿着机翼(102)的翼展的扰流装置(108)，其中，扰流装置(108)位置是目标转变位置(106)沿着机翼(102)的翼型件(104)的翼弦的尾部，其中，扰流装置(108)防止从层流到湍流的下游移动和机翼(102)上的冲击位置(110)的关联移动，并且其中机翼(102)的翼型件(104)上的扰流装置(108)位置沿着机翼(102)的翼展变化。

项19.根据项18中所述的飞机(100)机翼(102)，其中，扰流装置(108)是沿着机翼(102)的翼展的连续扰流带。

项20.根据项18或项19中所述的飞机(100)机翼(102)，其中，扰流装置(108)是沿着机翼(102)的翼展的多个分离元件。

项21.根据项18至20中任一项所述的飞机(100)机翼(102)，其中，机翼(102)的翼型件(104)上的扰流装置(108)位置沿着机翼(102)的翼展变化。

因此，应当理解，本公开不限于所示的具体示例，并且修改和其他示例旨在包括在所附技术方案的范围内。此外，尽管前面的描述和相关附图在元件和/或功能的某些说明性组合的上下文中描述了本公开的示例，但是应当理解，在不脱离所附技术方案的范围的情况下，元件和/或功能的不同组合可通过替代实现方式来提供。因此，所附技术方案中的括号内的附图标记仅仅是为了说明的目的而提供，而并非旨在将所要求保护的主题的范围限制于本公开中提供的具体实例。

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