本发明总体上涉及用于减少流体流动所绕表面上的边界层区域中 摩擦损失的实现方案。本发明特别涉及空气动力绕流体，其具有多个喷 嘴，用于以自调节的方式对通过喷嘴抽吸去除的流体流进行节流。本发 明还涉及配置有这种抽吸系统的飞行器。最后，本发明涉及多个上述节 流喷嘴的使用以减少流体流动所绕表面上的摩擦损失。
在本发明的内容中，术语空气动力绕流体本质上是指飞行器的部 件，所述部件由于空气围绕它们流动的原因而分别承受动力提升作用力 和飞行中的抽吸力。该空气动力绕流体尤其包括空气动力绕流体组中的 空气动力绕流体，其包括机身、机翼、升降舵装置、方向舵装置和发动 机整流罩。

当流体围绕一表面流动时，在流体流动所绕表面上的边界层区域中 通常会产生摩擦损失。由流体在硬质基体表面上流动所形成的边界层的 相应类型(层流型或紊流型)会显著影响相关的流动阻力和摩擦损失： 当形成层流边界层时，在流体流动所绕的基体表面上会直接产生较低的 相对速度，其中，如图1a所示，所产生的摩擦力也较低。但是，紊流 边界层的形成在流体流动所绕的基体表面上直接导致较高的相对速度， 其中，这些相对速度大致对应于所述边界层之外的基体表面上流体的速 度，从而产生如图1c中图解显示的相应高摩擦力。
这种类型的摩擦损失自然是人们不希望的，在航空和宇航工程领 域，人们试图通过将边界层稳定在层流范围内而将飞行器表面特别是机 翼上的摩擦损失保持尽量低。例如，根据针对该问题的一种方法，通过 图1b示意性显示的抽吸方式而以平面方式从边界层去除适当的体积流 体流，来将边界层一直保持在层流范围内。在这种情况下，通过抽吸所 去除的流体体积依赖于流动方向中的压力和升力的分布。这种流体流量 可通过抽吸产生，这例如为流体流动所绕的基体提供微穿孔表面实现， 从而借助于图2示意性显示的、布置在微穿孔表面下方的抽吸腔通过抽 吸将适当的体积流量除去。
但是，通过产生一定体积的抽吸流来实现将边界层稳定在层流的范 围内具有多种缺点。例如，使抽吸动力适应随时间而变和/或随在流动 方向中的位置而变的压力状况是不可能的，或者抽吸腔的数量和/或对 抽吸系统的相应控制需要不合理的支出。因此，利用已知的方式借助于 微穿孔表面产生一定体积的抽吸流来将边界层稳定在层流范围内的抽 吸会使除去的空气体积不足或过量。
此外，还会横向于流动方向产生压力和升力状态的变化。但是，迄 今为止的公知方式是通过横向于流动方向延伸的刚性抽吸腔来产生一 定体积抽吸流体而将边界层稳定在层流范围内，但是这种方式难于控制 这些变化。在图3中以图解的方式显示了在流动方向中及在横向于流动 方向中产生的这些压力和升力状态的变化，因此不可避免地会通过抽吸 除去非最佳空气体积或过量空气体积，这样就不必要地增大了系统和装 置成本，例如增大了相应控制成本，这样又导致额外的不理想的重量以 及生产和操作成本。

根据上述与已知方式相关的问题和缺点，本发明的目的为提供一种 用于将边界层稳定在层流范围内的方式。所述已知的方式是通过借助于 微穿孔表面和处于微穿孔表面下面的抽吸腔产生一定体积的抽吸流而 将边界层稳定在层流范围内。本发明是通过将流体流动所围绕的空气动 力绕流体上的适当体积流量抽吸去除而将边界层稳定在层流范围内，其 中，本发明的方式最佳且自动将所除去的体积流量连续调节至流体流动 所绕基体上随位置和时间而变化的压力和升力分布。
该目的可通过特别设计的空气动力绕流体、相应配置的飞行器并利 用多个上述节流喷嘴来实现。
根据本发明的空气动力绕流体包括在其表面上的多个喷嘴，所述多 个喷嘴用于以自调节的方式对通过所述喷嘴进行抽吸而对除去的流体 流进行节流。这些喷嘴分别包括由入口和出口限定的节流部。节流部的 内部构造成使喷嘴的有效流动横截面以自调节的方式减小，同时使节流 部的入口和出口之间的抽吸或压差由于在节流部的内壁上所形成紊流 的原因而增大。
因此，本发明的基本概念包括：利用在空气动力绕流体表面上产生 的流体流动状态和相关的压力状态与节流喷嘴相结合，也就是说，利用 如下事实：即最低的抽吸力或压力总是作用在产生最高流速的空气动力 绕流体表面位置上(用负号标记抽吸)。当这种节流喷嘴的出口在高流 速区域中承受的所限定的抽吸力低于(不是非常低于)作用在所述表面 上的抽吸力时，则在喷嘴的节流部中形成层流体积流体流。相反，在流 速较低的其他区域中产生更高的抽吸力或压力(用负号标记抽吸)。在 这种情况下，喷嘴出口处的抽吸力显著低于空气动力绕流体表面上的抽 吸力，而使得节流部上的压降更高，并在节流部中产生紊流。
喷嘴的有效喷嘴直径或有效流动截面被减小成在节流部的内壁上 产生紊流，从而减弱流体穿过喷嘴的无障碍流动。尽管通过抽吸穿过喷 嘴而除去的流体流的流速随着节流部的入口和出口之间压差的升高而 增大，但相比较而言，所产生的紊流的效果更显著，从而减小了穿过节 流部的流体体积。
如上所述，节流部入口和出口之间非常小的压力降或抽吸力降会在 其中导致近似层流流动，而使得流动截面大致对应于节流部的有效截 面。但是，如果在节流部的入口和出口之间产生显著的压力降，则在节 流部中产生明显的紊流状态而使节流部的有效流动截面减小。这样就可 能使根据本发明的节流喷嘴通过抽吸而在高流速区域中除去较大体积 的流体流，并因此使紊流边界层产生高摩擦损失，而在低流速区域中通 过抽吸去除小体积的流体流，并因此使层流边界层产生低摩擦损失。因 此，可将通过抽吸所去除的体积流量调整至在不同的操作状态下的边界 层上分别所需的随位置和时间变化的抽吸。
因此，这样就不再需要供应具有不同直径的不同喷嘴结构，就如在 本文开始所描述的已知方式那样，即通过在微穿孔表面上产生一定体积 的抽吸流体流而将边界层稳定在层流范围内。相反，具有专门设计的内 壁的单个喷嘴结构能够在任何升力状态下通过抽吸始终除去最佳体积 流量。与开始所描述的通过产生一定体积的抽吸流体来将边界层稳定在 层流范围内的方式相比较，也不再需要提供多个抽吸腔以恒定地确保最 优体积的抽吸流体。根据本发明的节流喷嘴可确保通过每个节流喷嘴的 抽吸始终将表面上的最佳体积流量除去，所述节流喷嘴只具有布置在流 体流动所绕空气动力绕流体表面下方的单个腔。
所述节流部以迷宫的形式来实现以确保在喷嘴的节流部上产生所 需的紊流。这种结构涉及在节流部上产生所需紊流的内壁的任何结构。
节流部的内壁可为尖缘锯齿部的形式，例如切制或冲压在喷嘴壁材 料中。还可想到的是：选择能导致紊流产生的其他形状来取代所述尖缘 锯齿部的形式以实现节流部的内壁。例如，可使所述内壁的截面具有弧 形凸起，所述弧形凸起可使穿过其流动的流体产生紊流。节流部的内壁 也可由本领域的技术人员根据相应的应用自然地考虑的多种其他方式 来设计。
根据一个具体实施例，上述锯齿部的截面具有连续的、重复的凹形 (凹入波形)，从而在这样形成的凹部中产生相应的紊流。
如上所述，锯齿部可切制在喷嘴壁的材料中。这样就可沿着节流部 的内壁将锯齿部布置成螺旋状。
如上所述，节流部可切制在布置于第一材料层前面的喷嘴壁中。如 果节流部与该第一材料层平行延伸且不完全穿过该第一材料层，第一材 料层的两侧覆布第二材料层，所述第二材料层分别布置有相应的开口或 孔以形成节流部的入口和出口。这些第二材料层可制作得非常薄并由例 如铝合金制成，所述第二材料层用作第一材料层的覆层，并且其中的一 个第二材料层形成空气动力绕流体的表面。相比较而言，包含所述节流 部的第一材料层可由诸如金属、塑料等的任意材料制成。
为实现非常理想的抽吸动力，第一材料层的厚度应大致对应于第二 材料层中的开口或孔的孔径。当然，这些指示只代表大致的指导性意见， 其需要由本领域的技术人员分别适用于相应应用的具体情况。
在上述实施例中，所述节流部延伸到所述第一材料层的平面中并完 全穿透第一材料层，使得第一材料层的两侧需要覆布第二材料层以形成 节流部。但是，如果节流部不完全穿透第一材料层而是例如接近垂直地 切制在第一材料层中，即切制在空气动力绕流体中，则可消除覆布费用。
由于专门设计的喷嘴布置在空气动力绕流体表面上，其足以提供只 具有单个抽吸腔的空气动力绕流体，所述单个抽吸腔使多个节流喷嘴的 出口经受抽吸流体。该单个抽吸腔例如可直接布置在空气动力绕流体表 面下方并承受由适当的泵产生的指定的负压力。在这种情况下，抽吸腔 的抽吸力的决定因素是流体流动所绕基体边界层中的最低局部压力，在 该位置处仅需要通过抽吸将指定的体积流量除去。相反，在最初所描述 的产生体积抽吸流体的实现方式中，通常要使其他位置(所述其他位置 的压力超过局部最低压力)承受更强的抽吸而不会产生其他有利的边界 层效果。利用本发明，可将抽吸系统设计得更有目的性且可设计得更小， 这是因为自调节流速可防止通过抽吸将过量体积流量除去。如果压力分 布在飞行过程中产生变化，例如在机翼上和/或在升降舵和方向舵单元 上产生变化，则这种抽吸系统会带来特别有利的效果。
根据本发明的另一个方面，利用飞行器来实现本发明的基本目的， 飞行器的外壳至少部分地以具有上述特征的空气动力绕流体的形式来 实现。当然，飞行器上在飞行中承受变化压力分布的所有部件均可以具 有上述特征的空气动力绕流体的形式来实现。例如，包括机身、机翼、 升降舵装置、方向舵装置和发动机整流罩在内的空气动力绕流体组中的 至少一个空气动力绕流体可至少部分地以上述空气动力绕流体的形式 来实现。
根据本发明的另一个方面，通过在空气动力绕流体的表面中或在飞 行器的外壳中使用具有上述特征的多个节流喷嘴来实现本发明的基本 目的，以通过具有单个抽吸腔的多个节流喷嘴的抽吸而从所述表面上除 去由节流喷嘴自调节的体积流量，从而将流体流动所绕表面上的流体流 的边界层稳定在层流范围内，以此来降低所述表面或外壳上的摩擦损 失。
因此，本发明可根据分别随位置和时间变化的压力和升力状态而提 供所需抽吸力的自调节。由于这样消除了根据相应的主压力状态而提供 多个抽吸腔的需要，本发明抽吸系统的简单结构也可以更易于实现的方 式来实现，从而在一定程度上减小重量并降低设备成本。上述的重量降 低也可降低由所用的材料所满足的要求。由于不再需要具有由钛制作的 微穿孔表面的喷嘴，利用本发明所实现的重量降低可将喷嘴布置在如上 所述的具有更高密度的第一材料层(例如由不同的金属或塑料制成)中。
附图说明
下面参考附图对本发明进行更详细地描述。在附图中：
图1a显示了流体流动所围绕表面上的层流速度分布；
图1b显示了流体流动所围绕表面上的抽吸稳定的层流速度分布；
图1c显示了流体流动所围绕表面上的紊流速度分布；
图2显示了具有常规抽吸系统的机翼的横截面，所述常规抽吸系统 以微孔和多个抽吸腔为特征；
图3显示了机翼横截面以及所述机翼上压力和升力分布的投影；
图4a示意性地显示了根据本发明的空气动力绕流体的节流喷嘴在 低压差下的流动状态；
图4b示意性地显示了根据本发明的空气动力绕流体的节流喷嘴在 高压差下的流动状态；以及
图5显示了优选的喷嘴设计。
在全部附图中，同样或类似的部件采用相同的参考标记来标识。附 图只是示意性显示而非真实的尺寸。

为更好地理解本发明，下面首先参考附图1a-1c和参考附图2描述 本发明的背景和已知的抽吸系统。附图1a-1c显示了在不同的流动状 态下产生的三种不同的速度分布。例如，图1a显示了具有层流边界层 的最佳流动分布。依据该图，流速从边界层之外的最大值下降至过渡到 流体流动所绕机翼8处的接近零的值。如图所示，如果所述速度在过渡 到机翼8处下降至接近为零的值，这就意味着只产生低摩擦损失。
相反，图1c显示了在机翼8上方的紊流的速度分布。尽管过渡到机 翼8处的速度在这种情况下也下降至接近零的值，但这种下降只发生在 非常靠近机翼8的位置处，从而在边界层4的区域中产生显著的摩擦损 失。
为解决该问题，如图1b所示，人们经常尝试通过借助于微孔9的 抽吸以平面方式除去适当的体积流量，从而将边界层稳定在层流范围 内。
图2中显示了这种类型的常规抽吸系统。人们可确定机翼8包括具 有微穿孔表面的部分，所述微穿孔表面含有多个微孔9。但是，该抽吸 系统的缺陷在于需要布置多个抽吸腔11以除去围绕机翼8流动的适当 体积流量，其中每个独立的抽吸腔取决于图3所显示的主要升力状态。 不管所述多个所需抽吸腔11如何，所述微孔9的直径需要改变以利用 图2所示的常规抽吸系统来实现最佳的效果。
但是，例如图3所示机翼8的流体流动所绕基体上的升力分布不仅 在机翼8的流动方向上变化，而且在图3的底部视图中所示的机翼8的 伸展范围上变化。这种空间上的分布自然也随时间变化，因此，利用图 2所示的常规抽吸系统几乎不能进行控制。
下面将参考其他附图对本发明进行更详细的描述。根据附图4a、4b， 节流喷嘴1延伸穿过机翼8的表面。该喷嘴包括节流部5，该节流部5 基本垂直地延伸穿过入口2和出口3之间的第一材料层6。在这种情况 下，该节流部5的特征在于其内壁是以尖缘锯齿部4的形式实现的。该 锯齿部4例如以螺旋形式切制在第一材料层6中，从而产生三维螺纹。 但是，也可想到：锯齿部4只在如图5所示的第一材料层6的平面内穿 过第一材料层6，在这种情况下，一侧的锯齿与另一侧的凹部相对布置。
在图4a所示的情况下，升力Pa和抽吸力Pi之间的压差较低。在图 3所示的升力分布中，这种情况大致发生在升力以最大值被施加的位置 处。升力Pa和抽吸力Pi之间较低的压差导致通过节流喷嘴1抽吸而除 去的层流体积流量。在这种情况下，节流喷嘴1的有效流动截面Aw大 致对应于节流部5的有效截面，使得较大量的流体流通过抽吸除去。但 是，这种强烈的去除正是所需要的结果，这是因为在最大升力区域中产 生了最高的流速，在该区域中产生紊流边界层的危险最大。
在图4b所示的情况下，升力Pa和抽吸力Pi之间的压差显著高于图 4a所示的情况。在图3所示的升力分布中，这种情况大致发生在升力非 常低的位置处。升力Pa和抽吸力Pi之间较高的压差在锯齿部4的凹部 中产生紊流，使得节流部5的有效流动截面Aw减小且通过抽吸除去较 少的流体流。但是，在具有低升力的区域中满足这种通过抽吸产生的减 少的去除，这是因为流速总是在这些位置较低而形成相当程度的层流边 界层。因此，在不同的操作状态下，通过抽吸去除的总流量以类似自调 节的方式最佳地调节到边界层地抽吸要求。
参照图5，节流喷嘴1包括三个材料层6、7、7′，其中，最外层7′ 同时形成根据本发明的机翼8的表面。节流部5与第一材料层6基本平 行延伸并完全穿过第一材料层6。所述外层7′包括形成节流部5的入口 2的适当孔，且该外层7′可由例如铝合金的极薄材料制成。内层7可类 似地制成，且以形成节流喷嘴的出口3的孔为特征。由例如金属或塑料 的任意材料制成的层6位于所述两个层7、7′之间且包含以如图所示的 尖缘锯齿部的形式切制在该层中的节流部5。所述第一材料层6的厚度 大致对应于第二层7、7′的孔径且不应超过0.5mm。
除所示的节流部5之外，第一材料层6还可被制作成通过该层在特 定的辅助空气通道中输送用于加热飞行器外壳的热空气。可选地是：还 可想到以形式为具有电热电阻导线的热垫实现该层。该实施例的优点在 于：可以这种方式减少或者甚至防止在表面上形成冰。
附图标记列表
1节流喷嘴
2入口
3出口
4锯齿部
5节流部
6第一材料层
7、7′第二材料层
8机翼
9微孔
10飞行器机身
11抽吸腔