CN101557981B - 航空移动平台及改善其性能的方法 - Google Patents

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Abstract

一种航空移动平台(10)通常包括：在气流中操作的多个旋转旋翼桨叶(12)，其在每个所述旋翼桨叶上形成边界层。至少一个所述旋翼桨叶包括与包括不稳定亚声速气流的气流相遇的区段，具有至少改变的迎角。至少一个所述旋翼桨叶还包括在所述至少一个所述旋翼桨叶上的一个或多个涡流发生器(30)，产生涡流从而与所述边界层相互作用以至少延迟所述边界层的分离的开始，增加不稳定最大升力系数值并且减小所述区段的不稳定俯仰力矩系数值。

Description

航空移动平台及改善其性能的方法
技术领域
本发明涉及一种具有旋转旋翼桨叶的航空移动平台，尤其涉及斜旋翼飞行器的每个旋翼桨叶上的涡流发生器，用于减小不稳定亚声速气流中的边界层分离和动态俯仰力矩的开始。 
背景技术
存在许多种航空移动平台，利用一种或多种翼型来提供升力和/或推力。在固定翼飞行器中，例如，机翼(即，翼型)能够经受相对稳定的气流。在相对高的迎角(即，翼型相对于气流的定向)和/或相对高的气流速度下，边界层能够充分地从机翼的表面脱离，导致失速状态。在失速状态下，机翼会经受升力的损失。 
与固定翼飞行器上的机翼不同，旋翼飞行器的旋翼桨叶能够随着旋翼桨叶连接所至的旋翼毂进行旋转。旋转的旋翼桨叶受制于桨叶俯仰角的周期性变化，以及不稳定的高亚声速气流，其可在每个旋翼桨叶的一个或多个区段处包括迎角的相对大幅值变化和相对高频率变化以及气流速度的相对快速和周期性变化。旋转通过不稳定气流的旋翼桨叶能够由于迎角的不稳定变化而在最大可获取升力中产生增加(即，翼型横截面C1max的增加)。 
虽然在最大可获得升力中存在增加，但是当旋翼桨叶确实失速(即，升力停止)，旋翼桨叶会经受相对大的低头俯仰力矩。通常在升力停止之前产生的相对大的低头俯仰力矩(即，力矩停止)能够使得在旋翼桨叶控制器和旋翼毂中产生大的振荡载荷。由于这些振荡载荷，旋翼飞行器的速度、重量、高度和/或其他性能参数可能需要受到限制，这样可避免这些高振荡载荷。而且，在这种条件下的飞行时间可减小旋翼毂和旋翼桨叶控制器的寿命并且会增加维护成本。 
一般地，旋翼桨叶的坚固性可被增加从而延迟边界层分离即失速状态的开始。增加旋翼旋翼坚固性可包括增加旋翼桨叶的弦长或者增加桨叶的数量。对于特定的整体重量和/或操作速度，旋翼桨叶的坚固性的增加会将特定局部旋翼区段处的局部区段升力系数的值(即，降低C1)降低至可获得的升力的最大值(即，C1max)。由此，可以延迟失速状态的开始。虽然失速状态可被延迟，但是旋翼桨叶仍然会失速。而且，增加旋翼桨叶的坚固性会以弦长的平方(即，(俯仰力矩)～(弦长)2)增加旋翼桨叶的俯仰力矩的幅值。 
为了应对俯仰力矩幅值的增加，旋翼桨叶翼型可实现有后缘片和/或相对缓和的曲面。后缘片可设定为处于负角度，即从后缘向上。可选择地，旋翼桨叶翼型可设计成在后缘的区域中具有负曲面(即，反向曲面)。对于坚固性和曲面进行变化与添加后缘片的各种组合能够延迟失速的开始并且能够减小由于失速状态造成的俯仰力矩的幅值。 
但是，各种组合会增加旋翼桨叶的复杂性和重量，尤其会增加旋翼桨叶的数量。增加旋翼桨叶的坚固性和/或增加旋翼桨叶的数量会需要发动机提供更多的动力来克服由旋翼桨叶产生的轮廓阻力的增加，因为轮廓阻力是与桨叶面积成比例的。增加的旋翼桨叶坚固性和/或曲面和/或坚固性会增加旋翼桨叶、旋翼毂、旋翼桨叶控制器和旋翼飞行器的相关联结构的重量。虽然上述旋翼桨叶的构造对于它们的特定目的仍然是有用的，但是本领域内还存在改善的空间。 
发明内容
本发明的各个方面通常包括一种航空移动平台，该航空移动平台通常包括：在气流中操作的多个旋转旋翼桨叶，其在每个所述旋翼桨叶上形成边界层。至少一个所述旋翼桨叶包括与包括不稳定亚声速气流的气流相遇的区段，具有至少改变的迎角。至少一个所述旋翼桨叶还包括在所述至少一个所述旋翼桨叶上的一个或多个涡流发生器，产生涡流从而与所述边界层相互作用以至少延迟所述边界层的分离的开始，增加不稳定最大升力系数值并且减小所述区段的不稳定俯仰力矩系数值。 
其他方面的应用性将从这里提供的说明书清楚地得知。应当理解，说明书和特定实例仅仅是举例的目的，并不意在限制本发明。 
附图说明
这里所述的附图仅仅是示例性目的的，并不意在以任何方式限制本发 明。 
图1是根据本发明的具有可从旋翼毂延伸的旋翼桨叶的旋翼飞行器或其他适当航空移动平台的一部分的俯视图。 
图2A是根据本发明一个方面的具有机械类型的涡流发生器的旋翼桨叶的一个区段的示意图，涡流发生器与旋翼桨叶相连接。 
图2B类似于图2A并且示出根据本发明的另一方面的具有一种类型的流体涡流发生器的旋翼桨叶的一个区段。 
图2C类似于图2B并且示出根据本发明的另一方面的另一种类型的流体涡流发生器。 
图2D是根据本发明另一方面的具有各种类型的涡流发生器的旋翼桨叶的一个区段的示意图，涡流发生器连接至旋翼桨叶。 
图3A是根据本发明的具有用于延迟边界层的分离的开始的连接至旋翼桨叶的上表面的一个或多个涡流发生器的旋翼桨叶的侧视图。 
图3B是根据本发明的具有用于延迟边界层的分离的开始的连接至旋翼桨叶的下表面的一个或多个涡流发生器的旋翼桨叶的侧视图。 
图4是根据本发明的具有构造为轮叶的涡流发生器的旋翼桨叶的一个区段的示意图，其可在延伸状态与缩回状态之间移动和/或可进行选择性地偏转。 
图5是根据本发明的用于一个或多个涡流发生器的示例性控制系统的示意图。 
图6是示出根据本发明的用于具有涡流发生器的示例性旋翼桨叶的升力系数和迎角的值的示意图。 
图7是示出根据本发明的用于具有涡流发生器的示例性旋翼桨叶的俯仰力矩系数和迎角的值的示意图。 
图8是示出旋翼桨叶翼型的示意图，该翼型示出能与一个或多个涡流发生器相组合的基线钝度和变更钝度，使得翼型设计上的速度分布图能够增加由根据本发明的涡流发生器提供的益处。 
图9是具有根据本发明另一方面的机械类型的涡流发生器的旋翼桨叶的一个区段的示意图，涡流发生器连接至旋翼桨叶。 
具体实施方式
随后的说明书本质上仅仅是示例性的，并不意在限制本发明、其应用或使用。应当理解的是，在整个附图中，对应的附图标记表示类似或对应的部件和特征。 
本发明的各个方面可应用至很大范围的航空移动平台。本发明尤其可与旋翼飞行器共同使用，诸如直升机、斜旋翼飞行器、旋翼机等。本发明也可应用于无人驾驶和有人驾驶的飞行器，可以是直接控制的，远程控制的，自动控制的，和/或一个或多个适当的组合控制。本发明的各个方面可应用至很大范围的升力产生和/或推力产生表面，诸如主旋翼，副主旋翼，后旋翼等。因此，具体的指代翼型和/或旋翼桨叶不应当理解为将本发明的范围限制为那些具体的实施方式。 
而且，特定的术语可仅用于指代的目的并且不需要限制本发明。例如，诸如“上”“下”“上方”和“下方”的术语可指代所引用的附图中的方向。诸如“前部”“背部”“后部”和“侧部”可描述部件在一致但是随即的参考框架中的那部分的定向，参照描述该部件的文本和相关附图可以更清楚地理解。这种术语可包括上面专门提到的词语、其派生词和类似意思的词语。类似地，指代结构、系统和/或方法的术语“第一”、“第二”和其他这种数字术语并不意味着序列或顺序，除非上下文清楚地说明。 
根据本发明的各个方面并且参照图1，诸如飞机、直升机、旋翼飞机、斜旋翼飞机等的一个或多个航空移动平台10可采用旋翼桨叶12产生升力和/或推力。在一项实例中，旋翼飞行器14可具有延伸自旋翼毂16的旋翼桨叶12。每个旋翼桨叶12可具有弦长和翼展。每个旋翼桨叶12可在桨叶根部18连接至旋翼毂16，该旋翼根部沿翼展方向远离桨叶尖端。 
旋翼飞行器14可大体沿着向前的方向行驶。在这一方面，旋翼桨叶12其中之一可以处于向前的状态22，旋翼桨叶12的另一个可以处于后退的状态24。每个旋翼桨叶12经受会受到正好在前面的旋翼桨叶影响的气流26，旋翼桨叶12可沿着它们的圆形路径行进，即旋翼盘28。在这一方面，每个旋翼桨叶12会经受不稳定的气流状态，来自于将受控的周期变化应用在桨叶桨距(即，周期变化桨距)以及由旋翼飞行器14的其他桨叶或其他部件的尾迹导致的大体气流扰动。这些不稳定的气流条件会导致旋翼桨叶12的区段经受迎角和/或马赫数中相对大的幅值变化和/或相对高的频率。气流26的马赫数可以是亚声速的。在一个实例中，旋翼飞行器14的操作参数可包 括气流26的马赫数，其在前进桨叶(即，旋翼桨叶12其中之一处于前进状态22)上处于从大约0.2至0.8的范围内，在后退桨叶上处于从0至0.6的范围内，(即，旋翼桨叶12其中之一处于后退状态24)。 
一个或多个涡流发生器30可采用各种形式和/或在各种预定位置处实施在一个或多个旋翼桨叶12上。一般地并如图3A和3B所示，由涡流发生器30产生的涡流增加了边界层32的阻抗从而在翼型迎角的高幅值和/或高频率变化的条件下从旋翼桨叶12分离。通过将边界层32保持为基本上连接至旋翼桨叶12，如图3A和3B所示，旋翼桨叶12会容忍迎角和马赫数的更大变化，然后旋翼桨叶12进入动态力矩停止。对于后退状态24下的旋翼桨叶12来说，尤其是这样。在这一方面，可通过减小和/或避免失速的开始而减小或避免相对大和动态的俯仰力矩。 
更具体地说，由旋翼桨叶12经受的不稳定气流会在旋翼桨叶12的一个或多个区段上建立迎角和/或马赫数的高频率变化，这可导致旋翼桨叶12的区段经受局部升力系数(即，C1)的变化值。但是，来自于涡流发生器30的涡流会增加最大升力系数(即，C1max)的局部值并且延迟相应于那一区段的旋翼桨叶12的区段俯仰力矩的突然变化。在这一方面，升力系数值可被保持在最大升力系数以下。在另一情况中，升力系数的值可增加至边界层32可从旋翼桨叶12分离的点，换句话说，遇到失速状态。当旋翼桨叶12确实经受失速状态时，由于失速状态的俯仰力矩会相对于旋翼桨叶12上的俯仰力矩降低，在该旋翼桨叶上，已经改进坚固性和/或曲面从而延迟边界层32分离的开始，而且还没有实施根据本发明的涡流发生器30。 
如图2D所示，涡流发生器30可以是机械式和/或流体装置，可采用特定的预定构造布置在旋翼桨叶12上。如图2A和4所示，机械涡流发生器34可以是以物理方式延伸入气流的装置，诸如片，叶片等。如图2B和2C所示，流体涡流发生器36可以是能够将喷气流喷入喷气流的装置和/或从气流26抽出喷气流的装置，诸如压电脉冲气流，零净质量气流等。在图2B中，流体涡流发生器36可以是椭圆形或圆形流体涡流发生器36a(例如，与流体涡流发生器36其中之一相关联的孔是椭圆形或圆形)。在图2C中，流体涡流发生器36可以是矩形流体涡流发生器36a(例如，与流体涡流发生器36其中的一个相关联的孔是矩形)。涡流发生器30都可以采用单一类型的涡流发生器30(例如，如图2A所示的所有机械式涡流发生器34)。可选择地， 如图2D所示，一个或多个类型的涡流发生器30可布置在每个或所有旋翼桨叶12上和/或一个或多个适当的组合上。 
机械式涡流发生器34可以固定(即，不可以相对于旋翼桨叶12移动)或者可以进行调整。在一项实例中并且参照图4，涡流发生器30可包括一个或多个沿着旋翼桨叶12a设置在特定弦长和翼展位置处的叶片38。叶片38可以是固定的，叶片38可相对于旋翼桨叶12a以及其组合进行移动。叶片38的移动可包括相对于初始位置的俯仰、滚转和/或偏转的各种偏移。在一项实例中，叶片38可沿俯仰和滚转的方向固定，但是也可偏转(即，大体围绕z轴线40旋转，该轴线大体法向于地线桨叶横截面弦线42)。每个叶片38的偏转可以基于旋翼桨叶12a的迎角，气流速度，可使得涡流发生器30附接在旋翼盘28中的旋翼桨叶12a的位置(图1)(例如，桨叶处于后退状态24，相反于前进状态22)和/或一种或多种的组合。 
叶片38不论是固定的和/或可调节的，都可从旋翼桨叶12d的表面44延伸并且缩回至该表面。而且，叶片38和/或一个或多个其他适当的涡流发生器30可实现在旋翼桨叶12、12a和.或其组合的上表面46(图3A)和/或下表面(图3B)上。一个或多个叶片38的偏转、延伸、缩回和/或一种或多种的组合可以基于旋翼桨叶12的迎角、气流26的速度、可使得涡流发生器30附接在旋翼盘28中的旋翼桨叶12a的位置(图1)和/或一种或多种的组合。 
在实现流体涡流发生器36的一项实例中，一个或多个流体涡流发生器36可设置在特定的弦长和翼展位置。在一项实例中并且参照图5，涡流发生器30可布置成使得旋翼桨叶12上的多个涡流发生器30可分成第一组100、第二组102等，其为紧密间隔的流体涡流发生器阵列的一部分。组100、102的每个可以处于活动状态(例如在喷射和抽取喷射流之间震荡)或处于不活动状态(例如，既不喷射也不抽取)。当组100、102的每个等处于活动状态时，每个流体涡流发生器36以类似或不类似的方式相对于相同组中的其他流体涡流发生器36喷射和/或抽取喷射流。例如并且如可应用的那样，第一组100都可以处于活动状态，但是第一组100中的特定流体涡流发生器36可不同于第一组100中的其他流体涡流发生器36喷射和/或抽取喷气流。 
流体涡流发生器36的第一组100和第二组102等可与特定弦长位置和/或翼展位置相关联，使得激活和停止特定流体涡流发生器36可对应于旋翼 桨叶12上的特定位置。另外，随着飞行状态和/或旋翼桨叶12的定向的改变(即，入射角的改变)，活动或非活动流体涡流发生器36的数量可以改变。此外，每个涡流发生器36可喷射和/或抽取喷气流的方式(例如，幅值、频率、脉冲宽度等的改变)可随着飞行状态和/或旋翼桨叶12定向的改变而发生改变。 
在一项实例中，流体涡流发生器36可包括一个或多个震荡喷射，类似于下面共同转让的美国专利所公开的内容：美国专利No.6,899,302，名称为Method and Device for Altering the Separation Characteristics of Flow over anAerodynamic Surface via Hybrid Intermittent Blowing and Suction，授权于2005年5月31日；美国专利No.6,866,234，名称为Method and Device for Alteringthe Separation Characteristics of Air-flow over an Aerodynamic Surface viaIntermittent Suction，授权于2005年3月15日；美国专利No.6,713,901，名称为Linear Electromagnetic Zero Net Mass Jet Actuator，授权于2004年3月30日；以及美国专利No.6,471,477，Jet Actuators for Aerodynamic Surfaces，授权于2002年10月29日。 
机械涡流发生器34和/或流体涡流发生器36可由控制器104控制，其可整合于或者额外添加至现有的航空电子系统106或者旋翼飞行器14中的其他适当的导航、飞行控制、飞行通信等系统(图1)。如此，飞行员(不论是人类和/或电脑)都可直接地和/或非直接地控制每个流体涡流发生器36在活动状态与非活动状态之间切换和/或可控制每个流体涡流发生器36操作的方式，流体和/或机械涡流发生器34、36的部署和/或定位涡流发生器(例如，偏转该机械涡流发生器34)从而进一步有利于旋翼桨叶12的失速的开始的延迟。 
为了讨论的目的，每个旋翼桨叶12可分为多个区段，使得每个区段的载荷和航空动力特性可进行讨论和/或建模并且每个和所有区段的作用可被评价从而提供相应于完整(即，有限)旋翼桨叶12的高效设计。旋翼桨叶12的每个区段可经受不同的载荷和/或空气动态特征，这是由于很多的原因，诸如气流26不稳定，旋翼桨叶12在旋翼桨叶12的叶尖20处经受增加的航速(图1)，旋翼桨叶12的扭动和/或气动弹性等。 
应当理解的是，在本发明的教导下，一些区段中的涡流发生器30能够延迟失速的开始，但是在其他区段中，涡流发生器30可以较低的程度延迟 失速的开始或者一点也不延迟。在这一方面，边界层32的分离并不总是在整个旋翼桨叶12中快速出现的事件。边界层32可以局部地在旋翼桨叶12的一些区段中分离，同时保持整体地连接在其他区段。因此，整体的作用可以是在失速完全开始时进行延迟，即使旋翼桨叶12的一些区段上的气流26可以最佳地具有处于失速状态的特征。 
图6的示意图200示出由涡流发生器30产生的涡流对旋翼桨叶12的升力系数值相对于迎角值的影响(图1)。迎角的值可以以周期的方式改变不同于迎角202的额定值。随着旋翼桨叶的迎角以周期性方式改变，最大迎角204的值和最小迎角206的值如图所示。第一数据序列208示出对于其上没有设置任何涡流发生器30的旋翼桨叶的相对于迎角值的升力系数值。第二数据序列210示出对于其上设置有根据本发明的一个或多个涡流发生器30的旋翼桨叶的相对于迎角值的升力系数值。可以示出，随着迎角值以一般由旋转旋翼桨叶12经受的周期性方式波动，涡流发生器30的涡流的效果能够提供相对更高的升力系数值。 
图7中的示意图300示出由涡流发生器30产生的涡流对旋翼桨叶12的俯仰力矩系数值相对于迎角值的作用(图1)。迎角值可以按照周期的方式在最大迎角302与最小迎角304之间发生变化。第一组数据序列306示出对于其上没有设置任何涡流发生器30的旋翼桨叶的俯仰力矩系数值相对于迎角值。第二数据序列308示出对于其上设置有根据本发明的一个或多个涡流发生器30的旋翼桨叶的俯仰力矩系数值相对于迎角值。随着迎角值以一般由旋转旋翼桨叶12经受的周期性方式波动，涡流发生器30的涡流的效果能够提供相对更低的俯仰力矩系数值。 
根据本发明的涡流发生器30可实现在初始时就构造为不具有涡流发生器30的旋翼桨叶12上，诸如翻新过程。在低马赫数(即，接近或低于M＝0.4)以及高迎角下，尤其在旋翼桨叶的不稳定流动环境下，涡流发生器30可使得边界层32保持附接在后缘区域50上(图3A)，同时增加前缘区域52上的吸力(图3A)。这可以示出为与不具有涡流发生器30的翼型相比，产生更高的升力，更低阻力，并且降低局部俯仰力矩。但是，根据马赫数，旋翼桨叶的俯仰率和前缘区域52上的增加的气流速度可以示出为产生在旋翼桨叶12的一个区段上的高的并且可能损害的速度梯度。在一些情况下，超声速流的气孔(pocket)可示出为在涡流发生器30之前产生。超声速流的高速 度梯度和/或气孔可使得气流的分离更接近前缘，而不是后缘，这会使涡流发生器30无法产生益处。 
涡流发生器30也可实现在初始时已经构建有涡流发生器30的旋翼桨叶12上，使得旋翼桨叶12的其他特征可被改进和/或调整从而进一步得益于涡流发生器30的实施。在一项实例中，旋翼桨叶的前缘可被改变(例如，调整曲面、钝度等)，从而沿着旋翼桨片12的这一区段使得气流减慢。各种形状的旋翼桨叶12可实现有涡流发生器30。旋翼桨叶12的构造和涡流发生器30的设置是基于许多影响或限定旋翼飞行器14的参数的。在特定情况下，旋翼桨叶12上的比较理想的速度分布与涡流发生器30的特定设置相结合能够通过调整旋翼桨叶12的厚度、曲面、前缘半径以及一种或多种组合而实现。 
特定实施方式可通过初始化迭代设计过程而确定，从而提供涡流桨叶12、翼型和涡流发生器的优化构造。旋翼桨叶上的改善速度分布与涡流发生器30的特定设置相结合可增加边界层32的磁阻从而从旋翼桨叶12分离。 
在一项实例中并且参照翼型400可具有基线钝度402和改变的钝度404。翼型400的前缘406的钝度可通过调节前缘406的曲率半径而进行调节。具有在前缘406上的改变的钝度404的旋翼桨叶12也可包括一个或多个涡流发生器30并因此限定翼型的实例已经被改进从而相对于具有涡流发生器30所简单连接的具有基线钝度402的翼型适应并且得益于涡流发生器30。 
在本发明的各种实例中，涡流发生器30可形成一系列的涡流。可以存在给定数量的物流，而且，其间隔、方向、相位、强度和一个或多个组合可被控制从而调整涡流发生器30为适当的空气动力环境或一般由旋翼飞行器14遇到的多个环境。至少，上述参数可在各种航空移动平台上被模拟和/或按照经验进行测试从而产生一个或多个适当构造的涡流发生器30以使航空移动平台受益。 
涡流发生器30的各个方面可实现为至少降低旋翼飞行器14的旋翼控制器、毂和结构上的震荡性载荷。这可有助于降低部件的磨损并且增加旋翼飞行器14的寿命。涡流发生器30也可用于大体地保持旋翼飞行器14的旋翼控制器、毂和结构上的震荡性载荷，但是可用于扩展旋翼飞行器14的性能范围。这样，使用涡流发生器30使得能够得到更高的推力等级而不超过旋翼控制载荷的限制。而且，涡流发生器30可扩展旋翼飞行器14的当前飞行 范围，由此实现增加的速度、高度、垂直升力、操控能力以及它们的组合。 
在本发明的一个方面中，涡流发生器30可施加至包括在适当旋翼飞行器的尾部旋翼中的旋翼桨叶12。通过将涡流发生器30实现在尾部旋翼上，由尾部旋翼产生的最大推力可被增加，由此增加旋翼飞行器14的低速偏转操控能力。而且，已经在主旋翼的旋翼桨片12上实施涡流发生器30的旋翼飞行器14也可使用尾部旋翼上的涡流发生器30，从而消除与主旋翼的性能增加相关联的偏转力矩。 
在本发明的一个方面中，涡流发生器30可实现在旋翼飞行器14的旋翼桨叶12的每个上(图1)。如图9所示，涡流发生器30可限定机械涡流发生器34，该涡流发生器沿着旋翼桨叶12的前缘区域52布置。具体地说，涡流发生器30可以是在前缘区域52中成对502布置的叶片500，使得涡流发生器30的对502的每个设置的位置为旋翼桨叶12其中之一的弦线504的大约10％，由此限定在前缘附近的位置505。单独对502中的每个叶片500可在旋翼桨叶12上定向使得对502中的叶片500的每个的前缘506彼此指向，因此形成角度508，在一项实例中为偏离旋翼桨叶12的弦线504大约15度。另一种方式说，平行于涡流发生器弦线510的方向可形成角度508，其方向平行于旋翼桨叶12的弦线504。 
在一项实例中，对502的叶片500的每个彼此间隔，距离为512，从每个叶片500的大约四分之一弦测量大约0.25英寸(大约6.35毫米)。每个对502可与旋翼桨叶12上的另一对叶片500间隔距离514，大约1英寸(大约25.4毫米)。每个叶片500可以是大约0.2英寸(大约5.08毫米)长(即，沿着涡流发生器弦线510)并且可以是大约0.1英寸(大约2.54毫米)高(即，法向于旋翼桨叶12的表面516的尺寸)。叶片500的厚度可以是大约0.025英寸(大约0.635毫米)。 
在另一实例中，叶片500可构造相应于特定应用，其中之一包括旋翼飞行器14，具有类似于Boeing Chinook CH-47的两个主旋翼。在这种应用中，对502的叶片500的每个可彼此间隔大约0.75英寸的距离(大约19.1毫米)，从每个叶片500的大约四分之一弦长进行测量。旋翼桨叶12上的每个对502可以间隔其他对叶片500大约3英寸的距离(大约76.2毫米)。每个叶片500可以是大约0.6英寸(大约15.2毫米)长(即，沿着叶片弦线)，并且可以是大约0.3英寸(大约7.62毫米)高(即，法向于旋翼桨叶的表面516的尺 寸)。叶片500的厚度可以是大约0.075英寸(大约1.91毫米)。应当理解，在本发明的教导下，涡流发生器30的其他构造可基于航空移动平台以及相应于该航空移动平台的任务而实现。 
虽然具体的方面已经记载在该说明书中并且示出在附图中，但是本领域技术人员应当理解，可在不脱离本发明教导的范围内作出各种改变和等同内容代替各个元件，本发明的范围由权利要求限定。此外，本发明的教导的各个方面之间的特征、元件和/或功能的混合和匹配可以明确地在此进行考虑，使得本领域技术人员从本教导内容得知，本教导的一个方面的特征、元件和/或功能可按照适当的方式结合入另一方面，除非另行说明。而且，可以在不脱离本发明的精髓范围的情况下进行许多改进从而调整具体的情况、结构或材料适应于本发明。因此，本发明并不局限于由附图所示的以及说明书所述的作为实现本发明的最佳模式的具体方面，但是本发明的范围将包括按照前述说明书和所附权利要求的许多方面和实例。 

Claims (19)

1.一种航空移动平台，包括：
在气流中操作的多个旋转旋翼桨叶，其在每个所述旋翼桨叶上形成边界层，至少一个所述旋翼桨叶包括：
与包括不稳定亚声速气流的气流相遇的区段，具有至少一个变化的迎角；以及
在所述至少一个所述旋翼桨叶上的一个或多个涡流发生器，产生涡流从而与所述边界层相互作用以至少延迟所述边界层的分离的开始，增加不稳定最大升力系数值并且减小所述区段的不稳定俯仰力矩系数值，其中至少一个所述涡流发生器包括从所述区段的表面延伸的叶片，且所述叶片可沿偏转方向相对于所述气流进行调节。
2.根据权利要求1所述的航空移动平台，其中，根据所述一个或多个涡流发生器的设置的作用，至少所述区段的形状经过变化从而改变所述至少一个所述旋翼桨叶上的速度分布，其中，所述区段的形状产生变化从而改变厚度、钝度、前缘半径、曲面及其一个或多个组合的其中至少一个。
3.根据权利要求1所述的航空移动平台，其中，所述叶片可用于缩回至所述区段的所述表面下方。
4.根据权利要求1所述的航空移动平台，其中，所述一个或多个涡流发生器包括所述区段中的喷口，能够进行抽出和喷射气流进入所述边界层其中的至少一种操作。
5.根据权利要求1所述的航空移动平台，其中，所述一个或多个涡流发生器位于所述旋翼桨叶其中一个上，其位置对应于所述至少一个所述旋翼桨叶的大约百分之十弦长。
6.根据权利要求1所述的航空移动平台，其中，所述一个或多个涡流发生器包括限定涡流发生器弦线的至少第一机械式涡流发生器，其中，平行于所述涡流发生器弦线的方向与平行于连接有所述第一机械式涡流发生器的至少一个所述旋翼桨叶的弦线的方向形成第一角度，所述角度为大约15度。
7.根据权利要求6所述的航空移动平台，其中，所述一个或多个涡流发生器包括限定涡流发生器弦线的第二机械式涡流发生器，其中，平行于所述第二机械式涡流发生器的所述涡流发生器弦线的方向与平行于连接有所述第二机械式涡流发生器的至少一个所述旋翼桨叶的弦线的方向形成第二角度，所述第二角度为大约15度，其中，所述第一机械式涡流发生器的前缘和所述第二机械式涡流发生器的前缘朝向彼此倾斜。
8.根据权利要求1所述的航空移动平台，其中，所述一个或多个涡流发生器包括第一机械式涡流发生器和第二机械式涡流发生器，每个涡流发生器都限定相对于连接有所述第一机械式涡流发生器和所述第二机械式涡流发生器的至少一个所述旋翼桨叶的弦线倾斜的涡流发生器弦线。
9.根据权利要求8所述的航空移动平台，其中，所述第一机械式涡流发生器的前缘和所述第二机械式涡流发生器的前缘朝向彼此倾斜。
10.根据权利要求1所述的航空移动平台，还包括根据至少一个所述旋翼桨叶的至少一个旋转位置调节所述一个或多个涡流发生器的控制器。
11.根据权利要求10所述的航空移动平台，其中，对所述一个或多个涡流发生器进行的所述调节包括在延伸状态与缩回状态之间移动叶片，其中，处于所述缩回状态的所述叶片设置在所述至少一个所述旋翼桨叶的所述区段的表面下方。
12.根据权利要求1所述的航空移动平台，其中，所述一个或多个涡流发生器包括紧密间隔的流体涡流发生器的阵列。
13.根据权利要求12所述的航空移动平台，还包括用于调节所述紧密间隔的流体涡流发生器阵列的控制器，其中所述紧密间隔的流体涡流发生器阵列形成第一组流体涡流发生器和第二组流体涡流发生器，其中，所述紧密间隔的流体涡流发生器阵列的所述调节包括启动所述第一组、停止所述第一组、改变所述第一组的喷气流幅值、改变所述第一组的喷气流的频率、改变所述第一组的喷气流的脉冲宽度及其一个或多个组合的其中至少一个。
14.一种用于改善具有旋转旋翼桨叶的航空移动平台的性能的方法，该方法包括：
旋转具有至少一个变化迎角的旋翼桨叶通过不稳定亚声速气流，所述旋翼桨叶的每个具有所述气流中的最大升力系数的第一值；
利用涡流发生器在每个所述旋翼桨叶上产生涡流，其中至少一个所述涡流发生器包括从所述旋翼桨叶的表面向外延伸的叶片，所述叶片可沿偏转方向相对于所述气流进行调节；以及
由于所述涡流，在所述气流中形成大于所述最大升力系数的所述第一值的所述最大升力系数的第二值。
15.根据权利要求14所述的方法，其中，所述在每个所述旋翼桨叶上产生涡流包括将叶片从缩回状态移动至延伸状态。
16.根据权利要求14所述的方法，其中，所述在每个所述旋翼桨叶上产生涡流包括喷射和抽取喷气流。
17.根据权利要求14所述的方法，其中，所述涡流产生在每个所述旋翼桨叶的前缘附近。
18.根据权利要求14所述的方法，其中，所述在每个所述旋翼桨叶上产生涡流包括根据一个或多个涡流发生器在所述旋翼桨叶上的设置，改变所述旋翼桨叶的形状从而改变在所述旋翼桨叶上的速度分布。
19.根据权利要求14所述的方法，其中，所述在每个所述旋翼桨叶上产生涡流包括将第一机械式涡流发生器和第二机械式涡流发生器设置在每个所述旋翼桨叶的前缘附近，其中所述第一机械式涡流发生器的前缘和所述第二机械式涡流发生器的前缘朝向彼此倾斜。
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