CN100537352C - 用于减小飞机附加机翼上的空气动力噪声的装置 - Google Patents
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Abstract
用于减小飞机附加机翼(1；11)上的空气动力噪声的装置，该附加机翼(1；11)铰接在主机翼(2)上并且可以在释放处于所述主机翼(2)和附加机翼(1)之间的缝隙区域(9)的情况下移出，所述装置包括分界面(6；7)，该分界面(6；7)在所述附加机翼(1；11)移出的情况下可以移到所述缝隙区域(9)中，并且至少部分地沿着分流线(13)延伸，该分流线(13)则处于涡流区(12)和在所述处于附加机翼(1；11)和主机翼(2)之间的缝隙区域(9)中流动的空气的缝隙流(10)之间。按本发明，所述分界面(6；7)是n-稳定表面，该表面可以借助于执行机构(3；3a、3b；4；4a、4b；5；5a、5b)在至少其中一种稳定状态与至少另一种状态之间移动。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于减小飞机附加机翼上的空气动力噪声的装置。
背景技术
现代的运输飞机具有附加机翼形式的高升力部件，所述附加机翼比如是设置在主机翼的前缘上的活动的前缘缝翼(英语为“slat”)或者说着陆襟翼，在起飞或降落时致动所述附加机翼以便在低速时提高升力。这些附加机翼铰接在主机翼上，并且可以移出来以释放在主机翼和附加机翼之间的缝隙区域。一个主要问题在于，在附加机翼移出来时，由于在缝隙区域中的涡流而产生巨大的空气动力噪声，这种巨大的空气动力噪声尤其在地面附近令人非常不适。
在前缘缝翼的背面比如有一个月牙凹，在前缘缝翼移出来的状态下在该月牙凹中形成涡流形式的缝隙流的流体分离。这种涡流通过相邻的缝隙流不断地得到新的能量。在这种情况下，涡流团持续不断地通过在所述涡流区和缝隙流之间的分流线到达加速的缝隙流中，由此产生噪声。但噪声因涡流团的流出而在所述前缘缝翼的后缘上被辐射出去。
由现有技术已经公开了各种不同的装置用于降低运输飞机附加机翼上的这种空气动力噪声，其中设置了在附加机翼移出时可移进所述缝隙区域中的分界面，该分界面沿翼展方向伸展，并且至少部分地沿着分流线延伸，该分流线则处于所述涡流区和所述在处于附加机翼和主机翼之间的缝隙区域中流动的空气的缝隙流之间。
比如在DE 199 25 560 A1中公开了一种用于飞机主机翼的附加机翼，其中设置了一种这样的布置在附加机翼上的分界面的形式的装置，该装置用于减少空气动力噪声，该分界面朝主机翼的方向延伸并且沿着处于所述涡流区和所述在附加机翼与主机翼之间流动的空气的缝隙流之间的分流线延伸。这个分界面可以设置为刚性形式，其中它铰接在所述附加机翼上，并且它在所述附加机翼移入到主机翼上或者在改变飞机迎角的情况下有必要对分界面的角度位置进行调整时可以向内摆动。另外一方面，该分界面也可以是柔性的，比如设置为可充气的气球或者挤流体的形式，所述气球或挤流体安置在附加机翼上，并且在附加机翼移出时可以加载压力。
由DE 100 19 185 A1公开了一种装置，该装置用于减小运输飞机前缘缝翼上的空气动力噪声，其中在处于前缘缝翼的背面上的、与主机翼的外轮廓相匹配的弧形凹面(
)中布置了空心的挤流体，该挤流体可以借助受控制的排气管路(Bleed-Air-Leitung)选择性地进行充气，从而通过该挤流体形成分界面，该分界面将所述涡流区与处于前缘缝翼与主机翼之间的缝隙区域中的缝隙流分开。
在DE 101 57 849 A1中公开了另一种装置，该装置用于减小运输飞机前缘缝翼上的空气动力噪声，在该装置中，分界面由多根串行布置的刷毛构成，这些刷毛分布在前缘缝翼-翼展范围内并且布置至少一列，该分界面部分地沿着处于所述涡流区和在所述处于前缘缝翼与主机翼之间的缝隙区域中流动的空气的缝隙流之间的分流线延伸。
在DE 100 19 187 C1中公开了另一种装置，该装置用于减小运输飞机前缘缝翼上的空气动力噪声，在该装置中，分界面由可借助于排气进行充气的挤流体构成，该分界面处于所述涡流区和在所述处于附加机翼与主机翼之间的缝隙区域中流动的空气的缝隙流之间。
活门形式的、滑板形式的或者类似的装置的缺点在于，所述结构大多数都不足以描摹出或者说遮盖所述涡流区。在可能的情况下还会在其它位置上形成辐射噪声的涡流。此外，需要为所述结构的致动和控制使用成本很高的运动学上的执行系统。
可充气的结构具有弹性的或者说“柔软”的表面，这样的结构虽然可以很好的描摹出所期望的轮廓，但在系统技术上的实施非常困难。在多数情况下需要耗资不菲的阀门线路连接，用于调节进气和排气。此外，在使用排气的情况下，由于排气在典型情况下具有大于或等于280℃的高温，所以需要进行专门的材料选择。另一个缺点在于，合适的弹性材料容易老化、容易受损并且不耐紫外线，这就明显地限制了使用寿命或者说显著增加了保养开销。
发明内容
鉴于此，本发明的任务是提供一种经过改进的、用于减小飞机附加机翼上的空气动力噪声的装置，该装置的制造极其简单并且它可以简便、可靠而且持久地运行。此外，该装置还应该具有可靠的故障安全性能。
该任务通过一种用于减小飞机附加机翼上的空气动力噪声的装置得到解决。该附加机翼铰接在主机翼上并且可以在释放处于所述主机翼和附加机翼之间的缝隙区域的情况下移出，其中设置分界面，该分界面在所述附加机翼移出的情况下可以移到所述缝隙区域中，并且至少部分地沿着分流线延伸，该分流线则处于涡流区和在所述处于附加机翼和主机翼之间的缝隙区域中流动的空气的缝隙流之间，其特征在于，所述分界面是一种刚性的或者易弯曲的表面材料，该表面材料占据一定数量n的离散的位置，其中n＝1，2，3，4，5，...，10；其中所述分界面在每个离散的位置中具有一种稳定的状态，并且可以通过致动执行机构从一个离散的位置移动到至少一个另外的位置中；并且其中所述分界面在所述执行机构不起作用的情况下或者在没有调节力的作用的情况下停留在相应的离散的位置中。
通过本发明，提供了一种用于减小飞机附加机翼上的空气动力噪声的装置，所述附加机翼铰接在主机翼上并且在释放处于所述主机翼和附加机翼之间的缝隙区域的情况下可以移出来。该装置包括一个分界面，该分界面在附加机翼移出时可以移进所述缝隙区域中并且沿翼展方向伸展，并且至少部分地沿着处于涡流区和在所述处于附加机翼和主机翼之间的缝隙区域中流动的空气的缝隙流之间的分流线延伸。按本发明，所述分界面是n-稳定的表面，该表面可以借助于执行机构在至少其中一种稳定状态与至少另一种状态之间移动。
按本发明的解决方案能够以简单的方式如此移动附加机翼或主机翼的月牙凹的在空气动力学上起作用的表面，其中所述月牙凹会引起涡流，从而完全或者显著降低涡流形成。
按照所述按本发明的装置的一种优选的实施方式，所述分界面是单-稳定的(n＝1)表面，该表面自动地占据一种稳定状态，通过所述执行机构的致动可将其从该状态中移出。
在此，可以如此构造所述单-稳定的分界面，使得其在所述执行机构的致动结束之后或失灵时自动地返回到所述稳定状态中。这种构造的优点是，由此以简单的方式保证故障安全性，因为所述分界面只能通过所述执行机构的致动从其稳定状态移进另一状态中，并且只要该执行机构起作用就一直停留在该另外的状态中。如果结束致动，也就是说所述执行机构不起作用，这种状态也会因所述执行机构的失灵而引起，那么所述分界面就自动地返回其稳定状态中。
优选所述单-稳定的分界面在其稳定状态中占据一个从所述缝隙区域中拉回的位置，在该位置中所述附加机翼在所述缝隙区域关闭的情况下可以移到主机翼上，并且所述单-稳定的分界面在所述缝隙区域因所述执行机构的致动或在其致动过程中通过附加机翼移出而释放时占据一个向前推进的位置，在该位置中该分界面将所述涡流区至少部分地与缝隙流分开或者说占据该缝隙流的空间。这种安排的优点是，在所述执行机构失灵时所述分界面自动地回到其拉回的位置中，以便使所述附加机翼在紧急情况下可以顺利地移入。由于对运输飞机的相应的安全性要求，必须保证附加机翼顺利移入。
优选所述单-稳定的分界面由一种具有弹簧弹性的结构性能的材料构成。作为替代方案或者补充方案，还可以提供附加的机构，尤其一种弹簧机构(弹簧、泡沫或类似物件)，在该附加机构的作用下所述分界面自动地回到其稳定状态中。
按照按本发明的装置的另一种优选的实施方式，所述分界面是双-稳定(n＝2)表面，该表面具有两种稳定状态，并且它可以通过所述执行机构的致动在这两种稳定状态之间移动。这种实施方式的优点是，仅仅为了将所述分界面从一种稳定状态移到另一种稳定状态才必须激活所述执行机构。相应地在所述执行机构不起作用的情况下或者在没有调节力的作用的情况下保持这两种稳定状态，这就简化了所述执行机构的控制并且在可能的情况下降低其电能消耗。
优选如此构造这种实施方式，使得所述双-稳定的分界面在其一种稳定状态中占据一个从所述缝隙区域中拉回的位置，在该位置上所述附加机翼在所述缝隙区域闭合的情况下可以移到所述主机翼上，并且所述双-稳定的分界面在所述缝隙区域因附加机翼的移出而释放时在其另一种稳定状态中占据一个向前推进的位置，在该位置中它将所述涡流区至少部分地与所述缝隙流分开或者占据该缝隙流的空间。在该实施方式中优选通过以下方法来保障故障安全性，即在所述附加机翼紧急移动时该附加机翼朝所述移出的或者说向前推进的分界面挤压，这就导致所述分界面近似于“瞬间转换”并且转变为其另一种稳定状态，也就是移进或者说拉回状态。
优选所述双-稳定的分界面的这两个稳定状态可以由所述分界面的具有弹簧弹性的结构性能通过格状机构(Rastereinrichtung)-就象其用在自行车线路中一样-和/或通过分开的机构尤其弹簧机构自动地进行调节。
按照其它优选的实施方式，所述分界面是n-稳定(n≥3)表面，该表面能够占据n(n≥3)种稳定状态，在这些状态之间它可以通过所述执行机构的致动进行移动。优选n为3、4、5...或10。
优选所述n-稳定分界面在其至少一种稳定状态中占据一个从所述缝隙区域中拉回的位置，在该位置上所述附加机翼在所述缝隙区域闭合的情况下可移到所述主机翼上，其中所述n-稳定的分界面在所述缝隙区域因附加机翼的移出而释放时在其至少另一种稳定状态中占据一个向前推进的位置，在该位置中它将所述涡流区至少部分地与所述缝隙流分开或者占据该缝隙流的空间。
在所述n(n≥3)-稳定分界面上，所述n-稳定状态优选可以通过象已经结合双-稳定分界面提到的格状机构和/或通过附加的机构尤其弹簧机构(弹簧、泡沫或类似物件)进行自动调节。
按照本发明的一种优选的实施方式，所述分界面是将所述涡流区至少部分遮盖的表面，该表面沿着沿翼展方向延伸的线至少在一侧以铰接方式得到支承或者至少在一侧固定地夹紧。
按照本发明的一种作为替代方案的优选实施方式，所述分界面是将所述涡流区至少部分地或者完全遮盖的表面，该表面在两侧沿着沿翼展方向延伸的线得到支承。
按照一种优选的实施方式，所述分界面在沿翼展方向延伸的线之间的尺寸大于这些线彼此间的间距，在此该分界面沿着所述线支承。
在此，按照本发明的一种实施方式，所述分界面在两侧沿着所述沿翼展方向延伸的线铰接支承。
按照一种作为替代方案的实施方式，所述分界面在一侧固定地夹紧并且在另一侧沿着沿翼展方向延伸的线以铰接方式得到支承。
按照另外一种替代方案，所述分界面也在两侧沿着所述沿翼展方向延伸的线固定地夹紧。
按照本发明一种优选的实施方式，所述分界面由易弯曲的表面材料构成。
这种表面材料可以是易弯曲的金属板、玻璃纤维增强型塑料(GFK)、碳纤维增强型塑料(CFK)、纤维增强型聚合物或者纤维增强型弹性体。
所述执行机构可以是旋转执行器，该旋转执行器在至少一侧为了使所述分界面在所述至少一种稳定状态与至少另一种状态之间移动而与该分界面耦合，在该侧上所述分界面沿着所述沿翼展方向延伸的线得到支承。
所述执行机构也可以是线性执行器，该线性执行器为了使所述分界面在所述至少一种稳定状态与至少另一种状态之间移动而与该分界面耦合。
不过所述执行机构也可以是流体执行器，该流体执行器为了使所述分界面在所述至少一种稳定状态与至少另一种状态之间移动而与该分界面耦合，其中所述流体执行器包括可流体加载的、布置在所述涡流区中的挤流体。
所述执行机构可以由伺服电动机、电动机或者电磁铁进行驱动。
不过，所述执行机构也可以是气动或液压执行器。
所述执行机构可以按照起单一作用或起双重作用的方式进行构造，其中所述起双重作用是指，该执行器可以引起沿相反方向的力作用；也就是说该执行器不仅可以拉，而且还可以压。
所述执行机构可以按双重或多重冗余的方式进行构造。
按照另一种替代方案，所述执行机构可以是绳索、杠杆、传动销或者类似部件，其中这些部件优选与致动机构在运动学上进行耦合，用于移进或者说移出所述附加机翼。
所述分界面安置在机翼上，优选在该机翼的背面上构造一个月牙凹，所述分界面可以移进该月牙凹中一个从所述缝隙区域中拉回的位置中，在该位置上所述附加机翼在所述缝隙区域闭合的情况下可以移到所述主机翼上。
在此，尤其优选所述分界面的轮廓在拉回的位置中基本上与所述月牙凹的轮廓相匹配。
按照本发明的一种特别优选的实施方式，所述附加机翼是前缘缝翼或者说着陆襟翼。
附图说明
下面借助于附图对本发明的实施例进行解释。其中：
图1是飞机机翼及空气的流动线的横截面视图，其中所述飞机机翼具有前缘缝翼和着陆襟翼形式的附加机翼并且所述空气环绕着所述机翼和附加机翼，并且其中所述附加机翼处于移出状态中；
图2是主机翼的机翼前缘以及处于移出状态中的前缘缝翼的放大图，其中在所述前缘缝翼的背面设置了可以移进处于前缘缝翼和主机翼之间的缝隙区域中的分界面；
图3是四种所谓的欧拉纵向弯曲情况的示意图；
图4a)到4c)是前缘缝翼的横截面视图，该前缘缝翼具有双-稳定的分界面，该分界面可用按本发明的三种实施例的不同的致动方式移进所述缝隙区域中；
图5a)到5c)是前缘缝翼的横截面视图，该前缘缝翼具有单-稳定的分界面，该分界面可用按本发明的另外三种实施例的不同的致动方式移进所述缝隙区域中；
图6a)到6c)是前缘缝翼的横截面视图，该前缘缝翼分别具有分界面，该分界面根据另外三种实施例可用按本发明的另外三种实施例的不同的致动方式移进所述缝隙区域中；
图7a)到7c)是前缘缝翼的横截面视图，该前缘缝翼具有类似于图4所示实施例构造为双-稳定结构的分界面，该分界面可用双重冗余致动的方式移进所述缝隙区域中。
具体实施方式
在图1中示出了飞机的主机翼2，在该主机翼2上布置了前缘缝翼1及着陆襟翼11形式的附加机翼。所述附加机翼1、11铰接在所述主机翼2上并且可以移出来以释放主机翼2和相应的附加机翼1、11之间的缝隙区域9。所述附加机翼1、11用于在低速时、比如在起飞、着陆和着陆飞行时提高升力。在移出状态中，所述附加机翼1、11释放相应的缝隙区域9，在所述缝隙区域9中形成在所述附加机翼1、11和主机翼2之间流动的空气的缝隙流10以及相应的涡流区12。所述涡流区12在弧形凹面14中形成，所述弧形凹面14则具有月牙凹的形状，并且用于在移进状态中使附加机翼1、11和主机翼2进行基本上平滑的连接。所述涡流区12强烈波动，并且导致产生不受欢迎的噪声，因为涡流团通过所述处于所述涡流区12和缝隙流10之间的分流线13持续不断地进入到加速的缝隙流10中。
图2示出了一种用于减小飞机前缘缝翼1上的空气动力噪声的装置的实施例。所述前缘缝翼1铰接在主机翼2上，并且可以比如借助于称为“slat tracks(前缘缝翼导轨)”或“flap tracks(襟翼导轨)”的致动机构移出来以释放处于主机翼2和前缘缝翼1之间的缝隙区域9，但在图2中没有示出这样的致动机构。这种移出的状态在图2中示出。所述前缘缝翼1具有相对于飞行方向设置在前面区域中的、外面的覆层15和后面的弧形凹面14。所述后面的弧形凹面14构造为月牙凹8的形状，并且与所述主机翼2的机翼前缘18的形状相匹配，以便保证在移进状态中产生基本上平滑的过渡。在此，在沿翼展方向延伸的线上(也就是说垂直于图2中的图纸平面)在所述弧形凹面14的下端部上设置了第一关节21，在同样沿翼展方向延伸的线上在所述弧形凹面14的上端部上设置了第二关节22，在第一和第二关节21、22之间设置了分界面7，该分界面7沿翼展方向扩展并且在所述前缘缝翼1移出时至少部分地沿所述分流线13延伸，所述分流线13则处于涡流区12和在所述处于前缘缝翼1和主机翼2之间的缝隙区域9中流动的空气的缝隙流10之间。
通常所述分界面7是n-稳定表面，该表面可以借助于执行机构4在n-稳定状态的至少其中一个状态和至少一个另外的状态之间移动。该分界面7的轮廓形态(Konturfindung)和力-位移-特性比如可以借助于公知的欧拉纵向弯曲公式(同样参见图3)进行确定。当然也可以为此使用其它已知的方法。
在图2所示的实施例中，所述分界面7是双-稳定(n＝2)表面，该表面能够占据两种稳定的状态，也就是在图2中所示的状态1和2。在所述稳定状态1中，该分界面7占据从所述缝隙区域9中拉回的位置，在该位置上所述前缘缝翼1可移入到主机翼2上并闭合所述缝隙区域9。在前缘缝翼1移出并且由此释放缝隙区域9时，所述双-稳定的分界面7在稳定状态2中占据向前推进到所述缝隙区域9中的位置，也就是说所述分界面7沿分流线13布置在缝隙区域9中，用于将所述涡流区12与缝隙流10分离并且由此减小噪声辐射。换句话说，状态1相当于一种在空气动力学上的被动状态，该状态能使前缘缝翼1移向所述主机翼2，并且状态2相当于一种在空气动力学上的主动状态，也就是说，这里产生一种空气动力学上的轮廓，该轮廓用于减少引起噪声的涡流的形成。
分界面7的轮廓形态产生于图3示意所示的四种已知的欧拉纵向弯曲情况。图3以固定/自由(情况1)、铰接/铰接(情况2)、固定/铰接(情况3)和固定/固定(情况4)这样的边界条件示出这些纵向弯曲情况。每种这样的情况在原理上都可应用在本发明中。
在图2中，所述分界面7在两侧通过所述关节21、22可转动运动地支承，使得所述分界面7占据两个稳定的纵向弯曲状态，这两个纵向弯曲状态相当于所述四种欧拉纵向弯曲情况的情况2。这也就是说，所述分界面7可以通过所述执行机构4的致动在所述两个在图2中所示的稳定状态1和2之间“瞬间转换(umschnappen)”，这在口语中也可以称为“瞬间动作原理(Knack-Frosch-Prinzip)”。因此，通过所述执行机构4的致动，所述分界面7从一个稳定状态“切换”到另一个稳定状态中。对于在相应的稳定状态中的停留来说，不需要致动执行器。由此不仅简化了执行机构的控制，而且在使用电驱动的执行器的情况下也可以节省电流。此外，移出的也就是说处于稳定状态2中的、具有弹性的结构性能的分界面7也可以在所述前缘缝翼1移进所述状态1中时因与所述主机翼2的接触而自动瞬间转换。由此以技术上简单的方式保证了可靠性，从而在紧急情况下所述前缘缝翼1的移入不会受到分界面7的阻碍。
优选所述双-稳定的分界面7由一种易弯曲的表面材料制成。在此，所述分界面7在所述沿翼展方向延伸的线之间的尺寸优选大于这些线彼此间的间距，所述分界面7沿着这些线支承在所述关节21、22上。此外，优选所述分界面7在拉回位置中的轮廓(状态1)基本上相当于所述月牙凹8的轮廓。
在图4中示出了借助于执行机构3、4或5对分界面7进行致动的三种可能的方式。
在按图4a)的实施例中，所述执行机构3是旋转执行器，该旋转执行器在一侧为了对所述分界面7进行致动而与该分界面7耦合，在该侧上所述分界面7支承在所述关节21上。将所述旋转执行器3沿两个通过箭头表示的方向旋转，以此可以将所述分界面7从状态1置于状态2中或者相反。该执行器在这种情况下起到双重作用，因为它在不同的方向上引起力的作用。
在图4b)中所述执行机构4是线性执行器，它与所述分界面7进行耦合，使得其就象通过两个箭头表示的一样可以从其中一个稳定状态1移到另一个稳定状态2中或者进行反向移动。
在图4c)中，借助于流体以气动或液压方式对所述执行机构5进行致动，就象通过箭头表示的一样利用该流体可以使挤流体16扩大或缩小。而且由此可以使所述分界面7在所述两个稳定状态1和2之间移动。
图5示出用于分别借助于不同的执行机构减小飞机前缘缝翼1上的空气动力噪声的装置的另一种实施例，其中使用单-稳定(n＝1)的分界面7。在这里，该分界面7借助于沿着沿翼展方向延伸的线的第一关节21支承在弧形凹面14的下端部上，而它在其另一侧上则沿着沿机翼方向延伸的线固定地夹紧在所述弧形凹面14的上端部上。由此产生所述分界面7的单-稳定(n＝1)布置方式，它类似于在图3中所示的第三欧拉纵向弯曲情况。所述分界面7自动地占据一种稳定状态，在该稳定状态中它处于从所述缝隙区域9拉回到所述弧形凹面14中的位置中，从而所述前缘缝翼1可以移入到所述主机翼(在图5中没有示出)上。如果所述缝隙区域9因前缘缝翼1的移出而被释放，所述分界面7则可以通过所述执行机构3、4或5的致动而置于向前推进的位置中，它在该位置中分开或者说占据所述涡流区12(请比较图1)。在此，只要所述执行机构3、4或5起作用，该分界面7就一直保持在这个向前推进的位置中。如果所述执行机构3、4或者说5的致动结束或者说所述执行机构3、4或者说5失灵，那么该分界面7就会自动地返回到其稳定状态中，也就是说返回到拉回的位置中。由此以非常简单的方式实现了一种可靠的故障安全性能，从而在紧急情况下确保前缘缝翼的移入。为此目的，所述分界面7具有弹簧弹性的结构性能，这比如通过一种易弯曲的柔性表面材料来实现。作为补充或替代方案，也可以设置分开的机构(没有示出)，尤其弹簧机构，用于自动调节所述稳定状态。
所述执行机构也可以是旋转执行器，图5a)，它在所述关节21的区域中与所述分界面7耦合。在图5b)所示的实施例中，所述执行机构4是线性执行器，它与所述分界面7耦合，使得该分界面7在致动该线性执行器4时从其拉回的稳定状态移进所述向前推进的状态中。最后，在图5c)所示的实施例中，所述执行机构5是液压或气动流体执行器，它由布置在所述涡流区12(参见图1)中的挤流体16所构成。流体流进该挤流体中，该挤流体因此而扩大，由此将所述分界面7从所述拉回的位置置于所述向前推进的位置中。
图6示出用于分别借助于不同的执行机构减小前缘缝翼1的空气动力噪声的装置的另一种实施例，其中设置了一个分界面6，该分界面6仅仅部分地沿着所述处于涡流区12和缝隙流10之间的分流线13延伸(参见图1)。所述分界面6也构造为单-稳定的(n＝1)，使得其自动地占据一种稳定状态，在该稳定状态中，它从所述缝隙区域9拉回到所述弧形凹面14中，从而所述前缘缝翼1在所述缝隙区域9闭合的情况下可以移入到所述主机翼2上。借助于执行机构3、4或5可以将所述分界面6置于一个向前推进的位置中，在该位置中，该分界面6使所述涡流区12部分地与所述缝隙流10分开。在所述执行机构3、4或5的致动结束后，所述分界面6比如通过未在图6中示出的弹簧自动地回到其稳定状态中，也就是说回到所述拉回的位置中。作为执行机构，又可以使用旋转执行器3，图6a)，线性执行器4，6b)或者说流体的也就是说气动的或者液压的执行器，图6c)。
在图7中示出了另外三种实施例，这些实施例在所述分界面7的构造方面相当于在图4中示出的实施例。因此这涉及双-稳定支承的分界面7，就象结合图4所作解释一样，它可以在所述两种稳定状态1和2之间移动。
象所示出的一样，所述执行机构分别构成双重冗余的结构。
在图7a)所示的实施例中，设置了两个旋转执行器3a、3b，它们在所述分界面7的两侧上在关节21或者说22的区域中与所述分界面7耦合，用于使该分界面7在所述两种稳定状态1和2之间移动。
在图7b)所示的实施例中，设置了两个并联的线性执行器4a、4b，它们与所述分界面7耦合，用于使该分界面7在所述两种稳定状态1和2之间移动。
在图7c)所示的实施例中，设置两个流体的也就是以液压或气动方式起作用的执行器5a、5b，它们在致动时使所述分界面7在所述稳定状态1和稳定状态2之间移动。
在所有描述过的实施例中，所述旋转执行器3；3a、3b以及线性执行器4；4a、4b都可以由伺服电动机或者由电磁铁进行驱动或者以气动或液压方式进行致动。
按照另一种未在图中示出的替代方案，所述用于单-稳定的、双-稳定的或者n(n≥3)稳定的分界面的执行机构也可以构造成绳索、相应的杠杆或者传动销的形式，它们在必要时在运动学上与致动机构(英语“slat track”或者“flap track”)相耦合，用于移进或移出所述前缘缝翼。所述致动机构通常固定地与所述附加机翼相连接，并且活动地支承在主机翼中。通过相应的耦合，就可以实现一种特别简单的执行器机构。
在上述实施例中，除了所述分界面6；7的单-稳定和双-稳定的结构之外，也可以使用一种n(n≥3)-稳定的设计方案，在该设计方案中，所述分界面6；7可以占据n种(n≥3)稳定状态，所述分界面6；7可以通过所述执行机构3；3a、3b；4；4a、4b或者5；5a、5b的致动在这些状态之间移动。在此，所述n-稳定的分界面6；7在其至少一种稳定状态中占据一个从所述缝隙区域9中拉回的位置，在该位置中所述附加机翼1在所述缝隙区域9闭合的情况下可以移入到所述主机翼2上，并且其中所述n-稳定的分界面6；7在所述缝隙区域9因所述附加机翼1的移出而释放时在其至少另一个稳定状态中占据一个向前推进的位置，在该位置中它至少部分地将所述涡流区12与所述缝隙流10分开或者占据该缝隙流10的空间。
所述分界面6；7的稳定状态可以通过形成分界面6；7的表面材料的结构性能和/或通过附加设置的、与该分界面6；7相耦合的机构比如弹簧机构构成。作为替代方案，也可以附加设置以流体方式也就是以液压或气动方式致动的机构，通过这些机构将所述分界面6；7保持在相应的稳定状态中。此外，在使用双-稳定或者n(n≥3)-稳定的分界面时，还可以提供类似于自行车线路(Fahrradschaltung)的格状机构，用于在所述稳定状态之间“切换”。
按照图6所示的实施例的一侧支承的分界面6在使用在一侧可旋转的支承结构的情况下可以由刚性的表面材料也就是基本上由板构成，或者由易弯曲的表面材料构成。若使用在两侧支承的分界面7，其中该分界面7通过在所述单个稳定状态之间的“瞬间转换”移动，那么该分界面7由易弯曲的表面材料构成。所述分界面6；7的表面材料不仅在使用刚性的表面材料的情况下而且在使用易弯曲的表面材料的情况都可以是金属板、玻璃纤维增强型塑料(GFK)、碳纤维增强型塑料(CFK)、纤维增强型聚合物或者纤维增强型弹性体。
在图中对一些实施例进行了解释，在这些实施例中实现了所述用于减小前缘缝翼1上的空气动力噪声的装置。但是，如果所述附加机翼是着陆襟翼11，那么也可以实施所述相应的措施。在这种情况下，所述弧形凹面14布置在所述主机翼2的背面上，在该弧形凹面14中设置了所述分界面6；7。
附图标记列表
1 附加机翼(前缘缝翼)
2 主机翼
3；3a；3b 执行机构
4；4a；4b 执行机构
5；5a；5b 执行机构
6 分界面
7 分界面
8 月牙凹
9 缝隙区域
10 缝隙流
11 附加机翼(着陆襟翼)
12 涡流区
13 分流线
14 弧形凹面
15 外面的覆层
16 挤流体
18 主机翼前缘
21 关节
22 关节
Claims (30)
1.用于减小飞机附加机翼(1；11)上的空气动力噪声的装置，该附加机翼(1；11)铰接在主机翼(2)上并且可以在释放处于所述主机翼(2)和附加机翼(1；11)之间的缝隙区域(9)的情况下移出，其中设置分界面(6；7)，该分界面(6；7)在所述附加机翼(1；11)移出的情况下可以移到所述缝隙区域(9)中，并且至少部分地沿着分流线(13)延伸，该分流线(13)则处于涡流区(12)和在所述处于附加机翼(1；11)和主机翼(2)之间的缝隙区域(9)中流动的空气的缝隙流(10)之间，其特征在于，
所述分界面(6；7)是一种刚性的或者易弯曲的表面材料，该表面材料占据一定数量n的离散的位置，其中n＝1，2，3，4，5，...，10；
其中所述分界面(6；7)在每个离散的位置中具有一种稳定的状态，并且可以通过致动执行机构(3；3a、3b；4；4a、4b；5；5a、5b)从一个离散的位置移动到至少一个另外的位置中；并且
其中所述分界面(6；7)在所述执行机构不起作用的情况下或者在没有调节力的作用的情况下停留在相应的离散的位置中，
其中所述分界面(6；7)自动地至少返回到一个离散的位置中，在该位置中，所述分界面(6；7)占据一个从缝隙区域(9)中拉回的位置。
2.按权利要求1所述的装置，其特征在于，所述分界面(6；7)具有正好一个离散的位置，即n＝1，该分界面自动地占据该位置，并且可以通过致动所述执行机构(3；3a、3b；4；4a、4b；5；5a、5b)从该位置中移出。
3.按权利要求2所述的装置，其特征在于，所述分界面(6；7)在所述执行机构(3；3a、3b；4；4a、4b；5；5a、5b)的致动结束之后或失灵时自动地回到所述离散的位置中。
4.按权利要求2或3所述的装置，其特征在于，所述分界面(6；7)在其离散的位置中占据从所述缝隙区域(9)中拉回的位置，在该位置中所述附加机翼(1；11)可以在闭合所述缝隙区域(9)的情况下移入到所述主机翼(2)上，并且所述分界面(6；7)通过所述执行机构(3；3a、3b；4；4a、4b；5；5a、5b)的致动在所述缝隙区域(9)因附加机翼(1；11)的移出而释放的情况下占据向前推进的位置，在该位置中该分界面(6；7)将所述涡流区(12)至少部分地与所述缝隙流(10)分开或者占据该缝隙流(10)的空间。
5.按权利要求2所述的装置，其特征在于，通过所述分界面(6；7)的有弹簧弹性的结构性能和/或通过弹簧机构来自动地调节所述分界面(6；7)的离散的位置。
6.按权利要求1所述的装置，其特征在于，所述分界面(6；7)具有正好两个离散的位置，即n＝2，它可以通过所述执行机构(3；3a、3b；4；4a、4b；5；5a、5b)的致动通过瞬间转换在这两个位置之间移动。
7.按权利要求6所述的装置，其特征在于，所述分界面(6；7)在其一个离散的位置中占据从所述缝隙区域(9)中拉回的位置，在该位置中所述附加机翼(1；11)可以在闭合所述缝隙区域(9)的情况下移入到所述主机翼(2)上，并且所述分界面(6；7)在所述缝隙区域(9)因所述附加机翼(1；11)的移出而释放时在其另外的离散的位置中占据向前推进的位置，在该位置中该分界面(6；7)将所述涡流区(12)至少部分地与所述缝隙流(11)分开或者占据该缝隙流(11)的空间。
8.按权利要求6或7所述的装置，其特征在于，所述分界面(6；7)的这两个离散的位置通过所述分界面(6；7)的具有弹簧弹性的结构性能、通过格状机构和/或通过弹簧机构自动地调节。
9.按权利要求1所述的装置，其特征在于，所述分界面(6；7)具有两个以上离散的位置，即n＝3，4，5，...，10，该分界面可以通过所述执行机构(3；3a、3b；4；4a、4b；5；5a、5b)的致动在所述位置之间移动。
10.按权利要求9所述的装置，其特征在于，所述分界面(6；7)在其至少一个离散的位置中占据从所述缝隙区域(9)中拉回的位置，在该位置中，所述附加机翼(1；11)可以在闭合所述缝隙区域(9)的情况下移入到所述主机翼(2)上，并且所述分界面(6；7)在所述缝隙区域(9)因所述附加机翼(1；11)的移出而释放时在其至少一个另外的离散的位置中占据向前推进的位置，在该位置中该分界面(6；7)将所述涡流区(12)至少部分地与所述缝隙流(10)分开或者占据该缝隙流(10)的空间。
11.按权利要求9或10所述的装置，其特征在于，所述分界面(6；7)的离散的位置通过格状机构和/或通过弹簧机构自动地调节。
12.按权利要求1所述的装置，其特征在于，所述分界面(6；7)是将所述涡流区(12)至少部分覆盖的表面，并且沿着沿翼展方向延伸的线至少在一侧以铰接方式得到支承或者至少在一侧固定地夹紧。
13.按权利要求1所述的装置，其特征在于，所述分界面(7)是将所述涡流区(12)部分或者完全覆盖的表面，并且在两侧沿着沿翼展方向延伸的线得到支承。
14.按权利要求13所述的装置，其特征在于，所述分界面(7)在所述沿翼展方向延伸的线之间的尺寸大于这些线彼此间的间距，该分界面(7)沿着这些线得到支承。
15.按权利要求13或14所述的装置，其特征在于，所述分界面(7)在两侧沿着所述沿翼展方向延伸的线以铰接方式得到支承。
16.按权利要求13或14所述的装置，其特征在于，所述分界面(7)在一侧固定地夹紧，并且在另一侧沿着沿翼展方向延伸的线以铰接方式得到支承。
17.按权利要求13或14所述的装置，其特征在于，所述分界面(7)在两侧沿着所述沿翼展方向延伸的线固定地夹紧。
18.按权利要求1所述的装置，其特征在于，所述表面材料是易弯曲的金属板、玻璃纤维增强型塑料(GFK)、碳纤维增强型塑料(CFK)、纤维增强型聚合物或者纤维增强型弹性体。
19.按权利要求1所述的装置，其特征在于，所述执行机构(3；3a、3b)是旋转执行器，该旋转执行器在至少一侧上为了使所述分界面(6；7)在所述至少一个离散的位置与至少一个另外的位置之间移动而与该分界面耦合，在该侧上所述分界面(6；7)沿着沿翼展方向延伸的线得到支承。
20.按权利要求1所述的装置，其特征在于，所述执行机构(4；4a、4b)是线性执行器，该线性执行器为了使所述分界面(6；7)在所述至少一个离散的位置与至少一个另外的位置之间移动而与该分界面(6；7)耦合。
21.按权利要求1所述的装置，其特征在于，所述执行机构(5；5a、5b)是流体执行器，该流体执行器为了使所述分界面(6；7)在所述至少一个离散的位置与至少一个另外的位置之间移动而与该分界面耦合，其中所述流体执行器包括可流体加载的、布置在所述涡流区(12)中的挤流体(16)。
22.按权利要求19或20所述的装置，其特征在于，所述执行机构(3；3a、3b；4；4a、4b)由伺服电动机、电动机或者电磁铁进行驱动。
23.按权利要求19或20所述的装置，其特征在于，所述执行机构(3；3a、3b；4；4a、4b；5；5a、5b)是气动或液压执行器。
24.按权利要求1所述的装置，其特征在于，所述执行机构是绳索、杠杆或传动销。
25.按权利要求24所述的装置，其特征在于，所述绳索、杠杆或传动销与致动机构相耦合，用于移进和移出所述附加机翼(1；11)。
26.按权利要求1所述的装置，其特征在于，所述执行机构(3a、3b；4a、4b；5a、5b)构造为起双重作用的或起单一作用的。
27.按权利要求1所述的装置，其特征在于，所述执行机构(3a、3b；4a、4b；5a、5b)构造为双重或多重冗余的。
28.按权利要求1所述的装置，其特征在于，在所述机翼(1；2)的背面构造月牙凹(8)，所述分界面(6；7)安置在该机翼(1；2)上，所述分界面(6；7)可以移进该月牙凹(8)中从所述缝隙区域(9)中拉回的位置中，在该位置中所述附加机翼(1；11)在闭合所述缝隙区域(9)的情况下可以移入到所述主机翼(2)上。
29.按权利要求28所述的装置，其特征在于，所述分界面(6；7)的轮廓在拉回的位置中基本上与所述月牙凹(8)的轮廓相匹配。
30.按权利要求1所述的装置，其特征在于，所述附加机翼是前缘缝翼(1)或着陆襟翼(11)。
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