用于被动清洗微穿孔气动表面的装置和方法 |
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| 申请号 | CN201080003610.7 | 申请日 | 2010-01-18 | 公开(公告)号 | CN102256872B | 公开(公告)日 | 2014-09-10 |
| 申请人 | 波音公司; | 发明人 | A·G·鲍威尔; P·M·威基根; | ||||
| 摘要 | 一种用于 层流 控制系统的清洗系统(70)包含进气口(72)和被 流体 地连接至进气口的扩散器(98)。进气口可布置在外部大气的外部流中。扩散器被配置成将进气口流体地连接至层流控制系统的吸气腔体，其中吸气腔体(38)可布置得邻近机翼的多孔蒙皮(30)，例如邻近机翼(22)的前缘(24)。层流控制系统可被配置成通过 抽取 一部分 边界层 流体通过形成于多孔蒙皮中的多个孔(72)来吸取穿过多孔蒙皮的边界层流体。扩散器将进气口捕获的高压流体管道传送至吸气腔体，用于通过孔(36)放出以减少阻塞孔的可能性。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种用于具有内部吸气腔体的多孔蒙皮(30)的清洗系统(70)，所述多孔蒙皮(30)包括将所述吸气腔体(38)流体地连接至外部大气的多个孔(36)，所述清洗系统(70)包含： |
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| 说明书全文 | 用于被动清洗微穿孔气动表面的装置和方法技术领域背景技术[0002] 众所周知，保持空气层流经过机翼能够提高飞机的空气动力特性和性能。例如，已知延迟气动表面上的边界层流从层流到湍流的转变能够减少表面摩擦并且降低气动阻力。延迟气流从层流至湍流的转变的一个方法是通过在机翼的关键区域安装多孔蒙皮，例如沿机翼的前缘、尾翼面和引擎舱。多孔蒙皮通常包括尺寸比较小的大量孔口或孔。多孔蒙皮也可包括窄狭槽或细长的孔，从而提供孔隙率。机翼前缘的多孔蒙皮中的孔可按多种直径形成，大约小于等于千分之几英寸(例如0.0025″)，并且邻近孔之间的间隔为千分之几十英寸(例如0.035″)。 [0003] 通过向多孔蒙皮施加吸气力，附着到机翼(即沿附着线)的边界层流被抽取穿过孔，从而稳定边界层而抵抗小干扰，小干扰可增大并最终导致过早转变湍流。吸气力的应用使边界层速度剖面(boundary layer velocity profile)变薄且强劲。最终结果是边界层转变延迟、表面摩擦阻力降低以及飞机的空气动力学效率提高。对于长途飞行来说，在巡航高度处空气动力学效率的提高可尤其值得注意，其中由于气动阻力降低可实现明显的燃料节约。 [0004] 阻碍吸气型层流控制系统广泛实施的挑战之一在于在某些情况下可能发生的孔的污染或堵塞。该污染可包括大气污染和/或人为污染，污染能够降低层流控制系统的效力。例如，在装有多孔蒙皮的飞机起飞和爬升期间，低海拔云层中以雨或湿气形式的降水能够用水填充孔，随着飞机爬升进入更冷的空气中，这些水随后将结冰。巡航期间，结冰的湿气堵塞孔，并且降低吸气系统保持飞机上的层流的效力。例如在地面作业期间施加防冻液的人为污染，也可通过用防冻液阻塞孔而降低层流控制系统的效力。 [0005] 通过阻塞孔，飞机上霜的积聚也可通过堵塞孔而降低吸气系统的效力。虽然在多孔蒙皮的外部蒙皮表面上的霜积聚最终可升华，但是多孔蒙皮的内部蒙皮表面上的湿气或液体将被捕集在孔中，并且由于发生升华的比较小的表面区域而残留。此外，孔内部的局部流速相对低，并且因此不足以克服被捕集在孔内的湿气的表面张力阻力。 [0006] 现有技术中防止孔阻塞的尝试包括主动清洗系统，在该系统中通过孔向外部排出或放出增压气体。在预期爬升期间可能遭遇雨或充满湿气的云的情况下，可在起飞之前激活清洗系统。以此方式，该清洗系统保持孔处于不被堵塞的状态，并且防止可能被捕集在孔中的残留液体结冰。虽然对于其预期目的有效，但现有技术的清洗系统有几个降低其总体效用的缺点。 [0007] 例如，和吸气类型的层流控制系统一起使用的所有已知清洗系统都是主动清洗系统。主动清洗系统需要以引擎排气(engine bleed air)或泵取机构(pumping machinery)形式的额外的能量输入，从而提供增压空气用于放出穿过层流控制系统的孔。可从引擎压缩机或其他的涡轮机构抽取增压空气。例如，用于清洗系统的增压空气可通过打开高旁通扇涡轮引擎(high-bypass turbofan engine)的旁路流的一部分而提供。 [0008] 可理解，例如从飞机引擎抽取增压空气的主动清洗系统的系统体系可在功能上和结构上复杂。该主动清洗系统要求安装多种组件和机器，而这可增加复杂性并且增加制作和运行成本。更进一步，主动清洗系统的组件可导致飞机重量增加，这可降低可以其他方式通过层流控制系统获得的燃油效率的收益。 [0009] 更进一步，一些飞机，例如商业客机，被日益制造成不明显地从引擎抽取引气(bleed air)。虽然引气抽取已通常用于各种飞机系统，例如用于机舱增压和飞行中除冰，但是很多现代飞机以电力取代传统的引擎产生的气动功率(即引气)，以便限制从引擎抽取的气动功率，使得引擎能够产生最大的推力。因此，传统的引擎引气可能不能为未来飞机上的主动清洗系统提供功率。 [0010] 能够看出，本领域存在对与层流控制系统一起使用的清洗系统的需求，其避免与主动清洗系统相关的复杂性和重量。此外，本领域存在对用于层流控制系统的清洗系统的需求，其要求最小的维护量并且其成本低廉。发明内容 [0011] 与用于层流控制系统的清洗系统有关的这些及其他需求通过在此公开的实施例具体处理和减轻，所述实施例包含用于清理多孔蒙皮中的孔的被动清洗系统。有利地，在此公开的清洗系统提供通过防止污染物保持在形成于多孔蒙皮中的孔中来减少阻塞孔的可能性的系统和方法，所述污染物例如为湿气、冷凝液、雨、雪、防冻液、昆虫残留物、灰尘以及其他碎屑。 [0012] 此外，通过消除对用于提供例如引擎引气的增压气体的辅助系统或与主动清洗系统一样的泵取机器的需要，本公开的实施例避免与该主动清洗系统相关的复杂性和重量缺点。在这点上，在此描述的被动清洗系统提供关于降低成本、重量和复杂性的技术效益。此外，层流控制系统在巡航高度保持其功能，其中由于减少了蒙皮摩擦而实现燃料燃烧效益。 [0013] 在一个实施例中，清洗系统包含进气口(air scoop)，该进气口可朝向前面，并且可布置在外部大气的高压外部流中。清洗系统可进一步包含扩散器(diffuser)，该扩散器流体地将进气口连接至吸气腔体(suction cavity)，吸气腔体位于多孔蒙皮附近，作为层流控制系统的一部分。被管道输送通过扩散器的空气被传送至吸气腔体，随后，为了降低各种污染物引起的潜在阻塞，空气可通过孔释放。 [0014] 进气口可安装在机翼上，并且可展开到开启位置中，在该开启位置中，进气口可延伸超过机翼的直接边界层以便到达高压外部流。进气口可配置成将如大气湿气(即雨、冻雨、小云滴)的污染物抽出捕获的外部流，使得可将干燥的空气传送至吸气腔体。可通过扩散器将该流体传送至吸气腔体，使得该流体可被释放到在多孔蒙皮中形成的孔外，并且因此清除孔的先前存在的液体，例如雨、水、防冻液或其他污染物，不然，该先前存在的液体可能阻碍层流控制系统的运行。 [0015] 在一个实施例中，进气口被配置成可在开启位置和闭合位置之间移动。在开启位置中，可在起飞之前、在爬升期间或飞机可能穿过大气湿气或污染物的其他的飞行操作期间展开进气口。进气口可被配置成在起飞之前展开到开启位置中，并且然后当飞机到达通常温度低于冰点的巡航高度时缩回。一旦处于巡航高度，贯穿剩余的飞行，进气口可保持在与机翼的外模线平齐的闭合位置。 [0016] 进气口优选包括这样的部件，其使清洗系统能够抽取被进气口捕获的水。例如，进气口可包括弯曲的外部罩(outer cowl)，并且为了允许被进气口捕获的液体从进气口逸出，可包括位于外部罩的后端的排水孔或其他排水洞体。以此方式，进气口防止通过扩散器传送至吸气腔体的空气流中夹带湿气和其他污染物。 [0017] 在另一个实施例中，进气口可配置为可展开，使得进气口的开口朝向即将到来的外部流，用于向吸气腔体提供增压空气。进气口可设置为可配置的，使得进气口的开口朝向与即将到来的外部流相反的方向，使得可产生用于抽吸多孔蒙皮的吸气力以便使边界层变薄和强劲。 [0018] 在另一个实施例中，进气口可配置为门形体组合件，该门形体组合件包含与第二门形体集成的第一门形体。第二门形体可枢轴安装至第一门形体，并且可形成第一门形体的一部分，使得当第一门形体在开启位置和闭合位置之间移动时，第二门形体随着第一门形体移动。第一和第二门形体每一个都可在开启位置和闭合位置之间枢轴转动，并且当移动至开启位置时，可限定一个开口。第一和第二门形体的开口可以互相背离。 [0019] 第一门形体的开口可面向前方(即朝向即将到来的外部流的方向)，而第二门形体的开口可面向后方。第一门形体的开口可配置为捕获后者可被管道传送至吸气腔体以便通过孔释放的外部流，以去除孔中的污染物。第二门形体的开口能够在第二门形体后产生外部区域，其具有小于吸气腔体内的腔体压力的外部压力。该外部压力可在吸气腔体内产生吸气力，其可抽取位于最接近多孔蒙皮处的外部流通过孔并且进入吸气腔体。 [0020] 扩散器可设置在沿其长度至少有一个转折的流量-效率轮廓(flow-efficient contour)中，使得夹带在被进气口捕获的外部流中的污染物可沉积在扩散器的内部表面上，随后，收集的液体能够通过排水机构流出，该排水机构可以可选地包括在扩散器的最低点上。 [0021] 在一个实施例中，清洗系统可安装在机翼上，该机翼具有例如后掠翼的后掠前缘(swept leading edge)或定义前缘后掠角的尾翼面。通过在后掠机翼上安装进气口和清洗系统，腔体压力足以克服液体中的任何表面张力阻力，该液体在其他情况下可沿多孔蒙皮的内部蒙皮表面被捕集在孔中。孔的尺寸(即直径)和构造能够被优化以促进减小吸气腔体与多孔蒙皮的外部蒙皮表面之间所需的压力差的量，该压力差由于局部静压力施加在外部蒙皮表面上而产生。例如，通过提供相对大直径的孔，吸气腔体中克服表面张力阻力所需的压力的量通常被降低。然而，可考虑孔的尺寸和构造可以考虑在其他用于实现层流控制目的的边界层的最佳吸气的设计参数之间。 [0022] 本公开进一步提供一种清洗层流控制系统的方法，该层流控制系统具有带有吸气腔体的多孔蒙皮，该吸气腔体通过在多孔蒙皮中形成的多个孔被流体地连接至外部大气。该方法可包含这样的步骤，即将进气口展开到外部大气的高压外部流中，随后管道传送外部流通过扩散器并且进入吸气腔体。本方法可包括通过经孔将管道传送的流体放出至外部大气来清洗形成于多孔蒙皮中的孔，以便清除孔的碎片或者防止污染物如液体、昆虫、污垢、灰尘或其他污染物进入。 附图说明[0024] 本公开的这些和其他特征将参考附图而更为明显，其中贯穿全文，相同的数字指相同的部件，其中： [0025] 图1是其上安装有清洗系统的飞机的透视图； [0026] 图2是安装在飞机尾部的清洗系统的放大的透视图，并且其进一步图示说明通过扩散器流体地连接至布置在该尾部的前缘上的多孔蒙皮的进气口； [0027] 图3是沿进气口被示为处于闭合位置的实施例中的清洗系统的图2中线3-3截取的截面图； [0028] 图4是沿图2的线4-4截取的截面图，并且其图示说明进气口处于开启位置； [0029] 图5是沿图2的线5-5截取的放大的截面图，并且其图示说明尾部的前缘，其中在前缘进入吸气腔体的流体产生腔体压力(pc)，该腔体压力可足以克服沿多孔蒙皮的内部蒙皮表面留在孔中的液体的表面张力阻力； [0030] 图6是进气口的截面图，该进气口被示为枢轴展开到开启位置中，以将高压外部流转移到扩散器中，以便传送至吸气腔体，并且该截面图进一步图示说明了用于限制表面水回流进入的分流器通道； [0031] 图7是沿图6的线7-7截取的进气口的截面图，并且其图示说明了优选地形成于进气口的后端中的一个或更多个排水孔，该排水孔用于排出包含在被进气口捕获的外部流中的液体； [0032] 图8是清洗系统的分解透视图，其图示说明进气口至扩散器的相互连接，并且进一步图示说明安装在扩散器中用于排出扩散器中收集的液体的排水机构； [0033] 图9是可替换实施例中的清洗系统的截面图，其图示说明以与机翼的外模线成横向间隔的关系布置的皮托管类型的进气口； [0034] 图10是清洗系统的透视图，其中进气口被配置为门形体组合件，该门形体组合件具有枢轴安装至面向前方的第一门形体的面向后方的第二门形体； [0035] 图11是门形体组合件的截面图，其中第一门形体处于开启位置而第二门形体处于闭合位置； [0036] 图12是门形体组合件的截面图，其中第二门形体处于开启位置而第一门形体处于闭合位置；以及 [0037] 图13是使用进气口和扩散器清洗层流控制系统的方法。 具体实施方式[0038] 现在参考附图，其中所示的目的仅为图解本公开的优选和不同实施例，而不是出于限制的目的，图中所示的用于被动清洗形成于多孔蒙皮30中的孔36的清洗系统70和方法，清洗系统可为层流控制系统的一部分。被动清洗系统70包含可布置到外部大气48的高压外部流50中的进气口72。外部流50可被管道传送至吸气腔体38，吸气腔体也可形成层流控制系统的一部分。管道传送的流体通过孔36放出以便降低孔36的潜在阻塞，例如湿气、冷凝物、雨、雪、防冻剂、碎片、昆虫残留物以及其他污染物的阻塞。 [0039] 虽然图1中示出清洗系统安装在飞机10上，但是应明白，可考虑在此公开的清洗系统70安装在任何类型的交通工具上，包括但不限于任何航空器、地面交通工具或在其上可期望层流的其他类型的交通工具。另外，清洗系统70可被安装用于清洗具有除了实现层流之外的其他功能的多孔表面。此外，虽然图1示出清洗系统70安装在尾部上，例如安装在联接至机身12的垂直尾翼18上，但是清洗系统70也可安装在飞机10上的任何位置，包括但不限于机翼16、水平尾部20或其他任何空气动力学表面，包括机身12、机翼/主体以及其他各种空气动力学构件，例如喷气引擎14的引擎舱。 [0040] 在一个实施例中，清洗系统可安装在航空器上，作为清洗用于机翼22的关键区域的层流控制系统中的孔36的装置，该关键区域例如机翼16的前缘24或后缘26或者尾翼面，或者引擎14进气道(engine inlet)的前缘。清洗系统70可安装在这样的交通工具上，在此交通工具中期望沿从多孔蒙皮30的内部蒙皮表面32朝着外部蒙皮表面34的方向的流动以便清洗被捕集在其中的物体或液体54。通过孔36的流动还可以防止各种类型的污染物阻挡或堵塞孔36。 [0041] 参考图2，其示出安装在机翼(例如图1所示的垂直尾翼18)上的清洗系统70的放大视图。广义上说，清洗系统70包含可面向前方的进气口72和扩散器98，扩散器98可配置成将被进气口72捕获的流体管道传送或引导至多孔蒙皮30的内部蒙皮表面32。如图2中可见，在一个实施例中，进气口72具有前末端82和后末端84，开口78展开到进气口72的前末端82上的开启位置74中。进气口72可在后末端84上具有引导湿气、降水或其他污染物的锥形构造，这些污染物撞击进气口72的内部以朝着进气口72的后末端84移动，其中形成于进气口72的后末端84中的排水孔88可将该撞击污染物排出至外部大气48。 在这点上，进气口72可配置成由于污染物在进气口72内撞击而将污染物与进气口72捕获的外部流分离。进气口72、排水孔88可以设在多种构造中，包括但不限于圆孔、狭槽、穿孔或便于从进气口72的清除污染物的任何其他适当的构造。 [0042] 扩散器98可以配置成流体地将进气口72连接至多孔蒙皮30的内部蒙皮表面32。在一个实施例中，扩散器98可具有扩散器进口100和扩散器出口102以流体地将进气口72连接至吸气腔体38，吸气腔体可位于机翼22的前缘24，例如图2所示的垂直尾翼18的前缘24。吸气腔体38可由机翼22的前缘24上的多孔蒙皮30和前梁(forward spar)或其他构件共同限定，以提供密封的腔体，可通过作为层流控制系统的一部分的吸气系统向该腔体施加吸力。 [0043] 虽然图2示出其包含暴露于外部大气48的外部流50的单个多孔蒙皮30，但考虑该多孔蒙皮30可包含具有孔36的蒙皮的外部层和蒙皮的内部层(未示出)，蒙皮的内部层没有孔36，并且可关于外部层间隔布置。双层蒙皮(即内部和外部层)布置能够提高机翼22的前缘24的刚度。进一步在这点上，内部层可包含一系列间隔的帽形体段(hat section)，其附接至多孔蒙皮30的内部蒙皮表面32，以为前缘24提供刚度。 [0044] 无论蒙皮30是设置成单层还是多层构造，扩散器出口102都可流体地与多孔蒙皮30的内部蒙皮表面32连接。扩散器出口102可被装进吸气腔体38，吸气腔体也可称为由机翼16的前缘24和机翼22的最向前的梁限定的D管。 [0045] 虽然多孔蒙皮30中的孔36被示为通常包含近似相等间隔的圆形孔体，但孔36可以形成于各种形状和构造中，例如狭槽、非圆形穿孔和其他几何形状或其组合，并且在连续的孔之间的不相等的间隔处。无论孔36的具体构造如何，多孔蒙皮30都流体地将吸气腔体38连接至外部大气48，用于稳定沿附着线42将边界层40流稳定在优选层流状态。如上所述，在与吸气的方向相反的方向上通过孔36放出空气促进清洗孔36，以清除孔36的污染物。 [0046] 虽然可应用任何间距，并且孔36可为任何尺寸，但在优选实施例中，孔36可具有0.0015英寸至0.0030英寸之间的孔体尺寸，并且可以间隔大约0.020英寸至0.050英寸的间距。孔36的优选构造是具有大约0.0015英寸的直径的圆形横截面形状。虽然从提高吸气的功能性角度看，优选小直径的孔体，但该孔体尺寸可能引入制造问题，并且可能需要相对更高的压力以克服被捕集在多孔蒙皮30的内部蒙皮表面32上的液体54中的表面张力阻力，相比之下，需要较低的压力以放出或冲开被捕集在较大直径的孔36中的表面张力液体54。在这点上，相对于大约0.0015英寸尺寸的孔，大约0.0025英寸尺寸的孔36可能更容易制造，并且可能需要较低的压力以克服表面张力。 [0047] 为了克服表面张力阻力，孔36优选地具有沿轴线方向的剖面，以便内部蒙皮表面32上的孔36的横截面面积比多孔蒙皮30的外部蒙皮表面34上的孔36的横截面面积大。 在这点上，当沿轴向横截面观察时，孔36可优选地具有倒圆锥形状，或者更优选，具有高斯形状剖面(即钟形)。在任何一点上，孔36都优选地形成使得孔在内部蒙皮表面32上比在多孔蒙皮30的外部蒙皮表面34上更大。 [0048] 孔36的间隔可变化或一致或两者结合。例如，孔36之间的间隔沿前缘24的最向前点可相对一致。另外，孔36可具有这样的间隔，即沿从前缘24的最向前点向后延伸的长度逐渐增大。同样地，孔36可具有这样的间隔，即沿前缘24的纵向长度变化，或者该间隔可沿前缘24的长度一致。 [0049] 参考图2至图4，其示出一个实施例中的清洗系统70，其具有布置在机翼22一侧上的进气口72。一个例子示出其安装在飞机10的垂直尾翼18上。然而应明白，清洗系统70的本实施例也可应用在交通工具的其他位置，包括但不限于机翼16的前缘24和引擎14进气道的前缘。进气口72可安装在这样的位置，即该位置将沿机翼22的边界层流的干扰或中断最小化。例如，进气口72可安装在飞机10的垂直尾翼18或水平尾翼20的尖端上，或者朝向飞机10的机身12的后端安装。在示出的实施例中，进气口72可配置成被安装在机翼22上，清洗系统70提供至多孔蒙皮30的放出流56到机翼22。然而，如上文指出，进气口72可安装在不破坏机翼22上的层流的位置中。在这点上，考虑进气口72可安装在飞机10的与多孔蒙皮30的位置不共有的几个部分上。例如，进气口72可安装在飞机10的机身12上，而扩散器98将来自进气口72的高压外部流50用管道传送至吸气腔体38，该吸气腔体在尾部和/或机翼16上，或者在飞机10的其他空气动力学表面上。 [0050] 在优选实施例中，进气口72被配置成当进气口72处于如图3所示的闭合位置76时，进气口72被安装得基本与机翼22的外模线28表面平齐。进气口72可以被配置为被展开到开启位置74中，例如通过绕朝着图4所示的进气口72的后末端84布置的旋转轴92枢轴旋转。理想地，进气口72被配置为允许简单的展开和装载。将进气口72装载成图3所示的平齐构造促进了降低巡航阻力。在优选实施例中，进气口72可相对于外部流50的局部流线方向取向以将进气口72的开口78处的入口压力最大化。 [0051] 可通过许多不同的形式提供进气口72的展开，所述形式包括但不限于例如起飞前飞行员激活。在这点上，当启程之前为起飞而设置襟翼(flap)时，进气口72可以展开到开启位置74中。另外，或者结合飞行员激活，例如一旦感测出特定的环境条件或其他大气参数时，进气口72可自主展开到开启位置74中。例如，在降水事件下，例如雨或雪，传感器可探测多孔蒙皮30的外部蒙皮表面34上的湿气，并且可将代表湿气的信号传送至致动机构96，该致动机构96可自主地将进气口72展开到开启位置中。同样地，可沿多孔蒙皮30的内部蒙皮表面使用传感器以探测湿气的存在，该湿气可能由于降水事件后外部蒙皮表面34干燥的结果而被表面张力保留，但是在降水事件中湿气被保留在内部蒙皮表面32上。 [0052] 此外，进气口72可通过致动机构96展开，致动机构96被配置成探测其他碎片的出现，包括昆虫残留物、灰尘和其他形式的污染物，其存在堵塞或阻塞孔36的可能性。在昆虫的环境中，一旦探测到预定的水平的昆虫残留物累积在多孔蒙皮30的外部蒙皮表面34上时，进气口72就可被展开到开启位置74中。进气口72也可被配置成在已知的昆虫密度高的区域由飞行员展开。 [0053] 不考虑进气口72被展开到开启位置中的事件或条件的类型，进气口72优选具有便于将进气口72展开至外部大气48的几何形状和构造。为了允许高压外部流50被捕获以用于管道传送进吸气腔体38，进气口72的开口78可横向向外延伸至超过边界层40的厚度的某一位置。在一个实施例中，考虑进气口72被配置成被展开到开启位置74中，其中进气口72的外部罩86的最向外的表面与机翼22的外模线28间隔至少大约6英寸。然而，进气口72展开到外部流50中的程度取决于不同飞行参数下的局部边界层40的条件。理想地，进气口72可展开至限制相对低动量的边界层40进入的程度，使得进气口72可捕获用于传送至吸气腔体38的最大量的高压流。在这点上，进气口72可展开在介于开启位置74和闭合位置76中间的位置。 [0054] 参考图6，其示出进气口72的横截面，其图示说明位于进气口72的后末端84处的旋转轴92。可以看出，进气口72包含布置在前末端82处的开口78和进气出口80，进气出口80在后末端84处与扩散器进口100处于同一位置。在一个实施例中，进气口72可包含具有从其向里延伸的一对侧壁的外部罩86。外部罩86可至少在其内部表面上弯曲，或者外部罩86优选地具有便于排出来自进气口72的水或其他污染物的构造。 [0055] 简要参考图7，其示出进气口72的后末端84，其具有一个或更多形成于其中的排水孔88(例如圆形孔、细长狭槽等等)，从而促进排出可能被包含在外部流50内和可能被处于开启位置的进气口72捕获的液体54和/或其他污染物。排水孔88可以偏向进气口72的下部末端，以便于在重力作用下放出液体54和/或污染物。然而，排水孔88也可形成于沿进气口72的后末端84的间隔区间，以便于沿后末端84的长度排出液体54。当飞机10穿过暴风雨或云层时该液体可被进气口72捕获。 [0056] 参考图6，转向通道90可选地布置在进气口72的前末端82上，转向通道90可形成为楔形形状或C形状或其他任何适当的构造，为了使表面水52转向回流并且由此防止表面水进入进气口72和/或扩散器98。当飞机10飞行通过降水事件时，表面水52回流可沿着机翼22向后流动。除了图6所示的位置，转向通道90可安装在多种可替换的位置中。理想地，转向通道90可配置成使得其从机翼22的外模线28的突出最小，并且在这点上，其可在大约0.020英寸至大约0.200英寸之间以最小化气动阻力。 [0057] 在可替换实施例中，转向通道90可包含形成于外模线28中的凹槽。凹槽可沿外模线28绕进气口72的开口78的周边至少部分地延伸，并且可以被造型成提供通道，表面水52回流沿该通道可绕进气口72排出，从而避免进入扩散器98。可意识到，考虑转向通道90的多种不同尺寸、形状和构造，用于限制表面水52回流进入进气口72。在另一个实施例中，可致动转向器通道90，使得当进气口72缩回或置于闭合位置76时，通道90基本与机翼 22的外部表面46或飞机10的其他部分平齐。 [0058] 参考图5，其示出机翼22的放大截面图，机翼22具有相对于吸气腔体38可连通地安装的扩散器出口102。虽然示出吸气腔体38邻近机翼22的前缘24布置，但吸气腔体38可在沿机翼22的任何位置布置，并且不限于前缘24。如图5所示，扩散器98优选地具有扩展横截面区域，其用于将来自进气口72的流体扩展至吸气腔体38。 [0059] 如图3-4最佳示出，与吸气腔体38处的扩散器出口102相比，扩散器98在邻近进气口72的扩散器进口100具有相对小的尺寸。在这点上，扩散器98优选地具有沿从扩散器进口100到扩散器出口102的方向的扩展横截面。扩展横截面可足以引起通过扩散器98的流速降低。在这点上，扩散器98可配置成扩散由于进气口72光滑的内部表面和弯曲构造而捕获的外部流50。以此方式，扩散器98可有效地管道传送该流体，将由于流动方向上的蒙皮摩擦阻力或急剧变化而导致的能量损失最小化。 [0060] 简要参考图6，示出扩散器进口100例如通过垫片106安装至机翼22的内部蒙皮表面32，该垫片106具有可变的厚度，该可变的厚度协调安装在扩散器进口100上的凸缘94上和机翼22的内部表面之间的间隔的差异。如图8中所示，可使用垫片106和在形成于机翼22蒙皮中的开口78周围延伸的多个紧固件而安装清洗系统70。 [0061] 开口78可以按尺寸定制并被配置成与进气口72的形状协调。虽然示出具有与进气口72的通常矩形或正方形形状协调的矩形构造，但是考虑垫片106以及开口78或形成于机翼22中用于进气口72的切口的各种可替换的尺寸和构造。扩散器98可直接安装至机翼22或可以安装至垫片106上，垫片106进而可通过多个紧固件、粘接或通过各方法或其结合安装至机翼22。 [0062] 参考图4和图8，一个实施例中的扩散器98可包括至少一个沿其长度的转弯，从而促进抽取污染物，例如来自进气口72捕获的外部流50的湿气或其他碎片。在这点上，扩散器98可以被造型成由于抽取由于流径转向的污染物。扩散器98被配置成使得捕获的污染物在离开排水机构104之前可在重力影响下沿扩散器98的内部表面向下流，如最好从图8所示的。 [0063] 扩散器98可包含至少一个排水机构104，排水机构104位于扩散器98的最低点，用于排出收集在扩散器98中的液体或其他污染物。简要参考图2，其示出进气口72安装在高于扩散器进口102的高度的高度。排水机构104可处于低于扩散器出口102或进气口72中任一个的水平，使得进气口72捕获的任何液体54或污染物都可收集在排水机构104处，排水机构104可处于扩散器98中的最低点处。清洗系统70可配置成使得进气口72位于低于扩散器出口102的水平的水平，从而将例如液体的污染物进入吸气腔体38的可能性最小化。 [0064] 简要参考图8，其示出扩散器98与进气口72关于机翼22的互相连接。能够看出，扩散器98可设置在经机械紧固件通过形成于扩散器98的邻接边缘上的匹配凸缘94连接的一个或多个段中。扩散器98的相对末端也可包括用于匹配进气口72以及匹配吸气腔体38的凸缘94。虽然示出扩散器98包含通常管状的形状，但是考虑扩散器98可能为各种可替换的尺寸、形状和构造。有利地，被动清洗系统70不具有移动部分，这简化了制作、装配和安装。 [0065] 简要参考图9，其示出清洗系统70的实施例，其包含进气口72的皮托管类型的安装，其中进气口72关于机翼22的外模线28横向间隔定位。在这点上，进气口72可安装成使得开口78持续地暴露于高压外部流50。然而，进气口72可配置成可缩回并与外模线28表面平齐安置，或者基本在外模线28表面以下，从而避免破坏机翼22的空气动力性能。 [0066] 将进气口72关于机翼22的外模线28安装成固定的关系的优点在于防止表面水52回流被吸入扩散器98的能力。另外，通过将进气口72定位成关于机翼22的外模线28成固定的关系，进气口72可实现外部流50的高压恢复，并且避免吸入低动量边界层40空气。然而，如上所述，进气口72可设置在与图3和图4所示的类似的可展开的布置中，其中进气口72在使用期间向外枢轴旋转到开启位置74，并且可在不使用期间枢轴旋转到闭合位置76。 [0067] 简要参考图1和图2，在此公开的清洗系统70可配置成被安装在后掠机翼22上，使得与施加在外部蒙皮表面34上的局部静压力q相比，在吸气腔体38中产生的压力比液体54的表面张力阻力大，该液体54可被捕集在多孔蒙皮30的内部蒙皮表面32上的孔36中。如上所述，孔36可以具有引起液体54由于液体内的表面张力阻力而沿内部蒙皮表面32保留的尺寸。为了克服液体54的表面张力阻力，液体54可被释放回外部大气48，必要的是吸气腔体38内的腔体压力pc比施加在多孔蒙皮30的外部蒙皮表面34上的局部静压力q大。 [0068] 在本领域已知，对于给定的飞行高度，表面上的局部静压力与最接近表面的外部流50的局部速度的平方相关。吸气腔体38内的腔体压力pc也与进气口72的开口78处的外部流50的压力相关。因此，为了克服被保留在沿多孔蒙皮30的内部蒙皮表面32的孔36内的液体54的表面张力阻力，必要的是，孔36按尺寸定制并构造使得腔体压力pc与施加的局部静压力q之间的压力差Δp足以克服表面张力阻力。通过如此配置孔36的尺寸，在腔体压力下，孔36中的液体54可被轻易地释放进外部大气48中。孔36被优选按尺寸定制并被构造成具有足以引起腔体压力pc形成以克服孔36中的表面张力阻力的组合渗漏区域。在一个实施例中，孔36可按尺寸定制并被构造成具有最小的宽度以便产生足够的腔体压力pc。同样地，在确定需要克服局部静压力q的腔体压力pc的量时包括所有孔的组合横截面区域，以便保留在孔36内的液体54可放出。 [0069] 清洗系统70被安装至其的机翼22的前缘后掠角λLE也影响孔36的最佳尺寸以及孔36间隔。理想地，进气口72被配置成使得由此收集的总压力等于局部静压力q。例如，在速度为200节时，在相对低飞行高度，局部静压力q为大约1psi。进气口72和清洗系统70的一种优选构造是这样的，即其允许传送大约1psi至吸气腔体38。克服表面张力阻力所需的通过扩散器98的总流速能够通过以下方法计算，即通过确定孔36的组合横截面并通过识别吸气腔体38的横截面面积以及在局部静压力q下施加至其上的外部压力分布。 [0070] 外部压力分布受机翼22的前缘后掠角λLE影响。在这点上，应明白，前缘后掠角λLE可为负值(即相对于飞行方向机翼前缘向前掠)。通常，由于压力通常随前缘后掠角λLE的余弦的平方改变，前缘后掠角λLE的增加导致沿外部蒙皮表面34施加的局部静压力q成比例降低。对于具有相对较小前缘后掠角λLE的机翼，吸气腔体38和外部大气48之间的压力差Δp可成比例地较小，使得孔36可以形成相对较大的直径。 [0071] 参考图10，其示出被配置为门形体组合件110的进气口72的透视图，门形体组合件110具有与第一门形体112集成并枢轴安装至第一门形体112的第二门形体114。可以看出，第二门形体114可形成第一门形体112的一部分。第一门形体112和第二门形体114每个都可在开启和闭合位置之间枢轴移动，并且当移动至开启位置74时，每个都限定开口78。第一门形体112的开口78优选地面向与第二门形体114的开口78相反的方向。在这点上，第一门形体112和第二门形体114的开口78可相互背离。如图10所示，第一门形体 112的开口78可面向前方(即朝着即将到来的外部流50的方向)，而第二门形体114的开口78可面向后方。 [0072] 参考图11，其示出门形体组合件110的横截面图，其中第一门形体112处于开启位置74，而第二门形体114处于闭合位置76。如图所示，第一门形体112的开口78可面向前方，用于捕获即将到来的外部流50，外部流50可被管道传送至吸气腔体38，用于通过孔36放出，从而以类似于关于进气口72所描述的方式去除孔36中的污染物。第一门形体112可绕开启位置71和闭合位置76之间的第一旋转轴116转动。 [0073] 参考图12，其示出门形体组合件110的横截面图，其中第二门形体114处于开启位置74，而第一门形体112处于闭合位置76。第二门形体114可绕开启位置74和闭合位置76之间的第二旋转轴118转动。当移动至开启位置74时，第二门形体114的开口78可产生第二门形体114后的外部区域，其具有可能比吸气腔体38内的腔体压力pc小的外部压力pe。外部压力pe可在吸气腔体38中产生吸气力，其可抽取外部流50通过孔36并且然后进入吸气腔体38，并且然后可向着门形体组合件110流动，用于通过第二门形体114的开口 78放出并进入外部大气48。 [0074] 参考图13，在此公开的清洗系统70能够在用于清洗具有多孔蒙皮30的层流控制系统的方法的情况中描述。如图所示并如上所述，层流控制系统包括吸气腔体38，吸气腔体38可非常邻近多孔蒙皮30布置。在这点上，吸气腔体38通过形成于多孔蒙皮30中的多个孔36被流体地连接至外部大气48。在一个实施例中，多孔蒙皮30可位于机翼22上的这样一个区域，即在其中边界层40的控制被期望并且可通过吸气提供。在这点上，层流控制系统可安装在垂直或水平尾翼的前缘24上或者沿机翼20的前缘24安装。然而，考虑清洗系统70适合清洗安装在任何位置和任何交通工具上的层流控制系统，并且不仅限于航空器，而且可包括地面交通工具和其他类型的交通工具。 [0075] 如图13所示，本方法可包括将进气口72展开到外部大气48的外部流50中的步骤150。外部流50可为高压，并且可邻近边界层40布置，使得进气口72的展开可在开启至边界层40中。本方法的步骤152包含管道传送至少一部分外部流50通过形成于进气口72中形成的开口78，并且进入吸气腔体38。如图1至图11所示，通过使用扩散器98促进了该管道传送，扩散器优选包括扩展横截面以便降低流体从进气口72被管道传送至吸气腔体38的流体速度。为了清除孔36的例如液体和/或其他碎片的污染物和/或防止当飞机10飞过云或雨时可能发生的污染物堵塞或阻塞孔36，步骤154包含通过经孔36放出吸气腔体38中的管道传送的流来清洗孔36。 [0076] 本方法可进一步包含在开启位置74和闭合位置76之间展开进气口72的步骤。进气口72展开的激活可通过飞行员激活和/或环境激活(即自主地)或其任何组合而实现。例如，考虑一旦通常飞机10起飞之前襟翼展开，进气口72就自动展开。在进一步实施例中，清洗系统70可配置成使得通过飞行员开启而使进气口72被激活至展开条件。此外，考虑进气口72可配置成按期望被展开在闭合位置76和开启位置74中间的任何位置，以便实现吸气腔体38内的期望压力，并且也考虑飞机10运行的飞行参数以及环境因素，例如高度和局部天气条件。 [0077] 另外，清洗层流控制系统的方法可包含从被进气口72捕获的高压外部流50抽取例如液体54或碎片的污染物。该抽取污染物可通过配置进气口72的轮廓而实现，使得污染物撞击外部罩86的内侧，其后污染物可被引导朝向进气口72的后末端84，并且流出形成于其中的排水孔88。同样地，本方法可进一步包含从进气口72向着吸气腔体38管道传送外部流50的步骤，使得污染物被引导至扩散器98的侧壁上，其后，污染物可被收集在位于扩散器98上的最低排水机构104处。 [0078] 上述说明通过示例给出而非限制。通过上述公开，本领域技术人员能够在本文公开的实施例的范围和精神之内作变化。此外，本文公开的实施例的各种部件能够单独使用或以彼此的任何变化组合使用，并且不限于本文描述的特定组合。因而，权利要求的范围不受图示说明的实施例的限制。 |
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