CN100581922C - 飞行器的升力表面的上表面上的控制设备 - Google Patents

Abstract

一种用于控制由飞行器承载表面的长形元件产生的涡流尾迹的设备，包括控制装置(8)，所述控制装置被设置在长形元件(5)的固定元件(11)上和承载表面(4)上，使得所述控制装置的底部(12)与所述承载表面的前缘(6)接触，而且所述控制装置在垂直于其纵轴的平面上具有三角形形状，所述三角形形状的两个相邻侧面形成由圆形边缘相互连接的侧翼。

Description

飞行器的升力表面的上表面上的控制设备

技术领域

本发明涉及一种用于控制至少一个涡流尾迹的设备，所述涡流尾迹在飞行器的升力表面的上表面上产生，所述涡流尾迹由安装在这个升力表面之下的至少一个长形元件产生。

更准确地说，尽管并不唯一，本发明应用于在飞行器的机翼的上表面之上的流体流动的控制，所述机翼装备有长形元件，例如喷气发动机、空中加油吊舱或有效载荷，例如导弹。更准确地说，本发明的目的是控制接近于失速条件的飞机位置上的涡流尾迹，以便在存在例如上述的一个或多个长形元件的情况下提高飞机机翼结构可产生的最大升力。

发明背景

文件US-3744745和US-4685643公开了用来作用于涡流尾迹的尾流控制设备，所述涡流尾迹由喷气发动机吊舱在飞机的机翼上产生，所述喷气发动机吊舱被安装在这个机翼之下。这些传统的控制设备包括至少一个控制装置，所述控制装置被直接设置在吊舱的一个侧面上。这个控制装置远离相应机翼的前缘并位于这个前缘的上游。另外，这个传统的控制装置具有伸长的形状，其纵轴基本上平行于局部的流体流动，而且其上游端部可以是尖状的。

例如这样的传统的控制装置产生用来控制涡流尾迹的附加涡流。如果所述附加涡流要能够作用于所要控制的所述涡流尾迹，那么这个附加涡流就必须一直运动到机翼为止。此时，由于这个控制装置和所述涡流尾迹之间的距离相对很大，所以难以在吊舱上找到用于所述控制装置的合适位置以便将附加涡流精确地引导至涡流尾迹。另外，这个附加涡流的路径一般根据飞机的速度及其入射角而变化。

因此，为了在不考虑状态的情况下获得能够作用于所述涡流尾迹的高能附加涡流，上述文件中所述的控制装置具有很小厚度的平板的形状。已知，具有很尖边缘的控制装置(如具有上述平板的例子)产生强大的附加涡流并通常在不考虑飞机的入射角的情况下实现所述功能。因为不考虑飞机的入射角这个特征，传统的控制装置确实仍然还有在飞机低入射角时产生附加涡流的缺点，特别是在巡航飞行中，而且这特别导致在这个飞行阶段时不必要的阻力增大。

因此，上述类型的传统的控制设备是不完全令人满意的。

发明内容

本发明涉及一种在飞行器的升力表面的上表面上的控制设备，用于控制由至少一个长形元件产生的至少一个涡流尾迹，所述长形元件被安装在这个升力表面之下，该长形元件在上游方向中部分地超出所述升力表面的前缘(特别是飞机机翼)，所述设备提供针对上述缺点的解决方案。

为了这个目的，根据本发明，所述类型的设备包括至少一个控制装置：

-被设置在所述长形元件的水平面上；以及

-具有伸长的形状，其纵轴基本上平行于局部的流体流动，而且其上游(相对于所述局部的流体流动)端部是尖状的，其特征在于，所述控制装置：

-(完全地)以尖端的形式制造，当从侧面以及从顶部看去时，所述尖端都是三角形的；

-被设置在用于紧固长形元件的固定元件(在下文描述)上，而且也被设置在升力表面上，这样使得所述尖端的底部(相当于尖端的下游端部)与所述升力表面的前缘接触；以及

-在垂直于所述纵轴的平面内具有基本上三角形的形状，而且具有用来与所述固定元件接触的第一侧面和形成侧翼的两个相邻侧面，所述侧翼通过圆形的边缘连接在一起。

因此，根据本发明：

-由于使得控制装置的底部与升力表面的前缘接触，由控制装置产生的附加涡流必然直接在升力表面的上表面之上经过，所要控制的涡流尾迹位于所述上表面上；

-由于所述控制装置具有包括两个相邻侧翼的三角形形状，在长形元件上的局部流动通过具有很大的正的局部入射角的侧翼中的一个作用于控制装置，促使粘性源(在低速下)的附加涡流的产生，如下文所述；以及

-由于控制装置在两个侧翼之间具有圆形的边缘，在飞行的巡航阶段中，也就是在控制装置上的局部入射角处于较小范围，例如，-5°和+5°之间，所述控制装置能被局部的流体流动在旁路通过，因而避免了在这种飞行状态中的任何边界层分离。

因此，根据本发明的控制装置在相对于其主轴位于很陡的入射角上时，也就是在飞行器的机翼结构邻近于失速条件时产生粘性源的附加涡流。在本发明的范围内，粘性涡流的意思应当理解为从壁上的零侧壁摩擦力的奇点旋转离开的涡流，其初始轴线垂直于所述壁。这个附加的粘性涡流沿着翼展增加到并稳定由长形元件脱出的涡流尾迹。这种稳定能够保持涡流系统接近于机翼结构及平行于长形元件的轴线。相反，当控制装置(具有通过圆形边缘连接在一起的两个相邻侧翼的三角形形状，而不是平板形状)位于低入射角上时，也就是在对应于飞行的巡航阶段时的传统飞机的飞行姿态的入射角上，不会产生这个附加涡流。

根据本发明的控制装置因此提供针对上述缺点的解决方案。当然，控制装置的上述位置而且特别是形状是其有效性的重要特征。

在一个具体实施例中，当从上方看去时，所述控制装置具有三角形的形状，其中，在一方面面向固定元件的侧面的长度L，和在另一方面与升力表面接触的侧面的长度l满足以下关系：

L≥l≥L/10

此外，在一个优选实施例中，所述控制设备包括定位在固定元件的每一侧上的两个控制装置。

应当理解，在本发明的范围内，所述固定元件可对应于：

-当长形元件被直接固定在升力表面之下时的所述长形元件(例如涡轮螺旋桨发动机舱或空中加油吊舱)，

-或者允许所述长形元件(例如喷气发动机或有效载荷)被固定在所述升力表面之下的支撑件(例如发动机吊架或用于外部存储的支撑件)。

另外，在本发明的范围内，所述升力表面可对应于有助于为飞行器提供升力的飞行器的任何表面；当然，特别地，所述升力表面可对应于形成飞行器的机翼结构的飞行器的机翼。

附图说明

附图的图示将使得容易理解可如何具体实施本发明。在这些附图中，相同的标记指示同样的元件。

图1示意地示出在操作位置中的根据本发明的控制设备。

图2示意地示出根据本发明的控制设备的控制装置。

图3A、3B和3C示意地示出各种沿着图2所示的控制装置的纵轴的横截面。

图4是来自根据本发明的控制设备的控制装置的上方的示意图。

具体实施方式

根据本发明示意地图示于图1中的设备1被用来控制涡流尾迹2，所述涡流尾迹位于飞行器(未图示)的升力表面4的上表面3上，特别是在飞机机翼的上表面上。这个涡流尾迹2一般由安装在这个升力表面4之下的长形元件5产生，而且该长形元件5在上游方向中(在局部流体流动的方向E中)至少部分地超出所述升力表面4的前缘6。所述长形元件5可以特别是喷气发动机、空中加油吊舱或例如导弹这样的有效载荷。

更准确地说，根据本发明的设备1的目的是为飞行器接近于失速条件的位置，也就是为很陡的例如大于12°的局部入射角α(定义在长形元件5的纵轴5A和空气速度矢量7之间)控制涡流尾迹2，以便在存在这种长形元件5时提高升力表面4能够产生的最大升力。

为此，所述类型的控制设备1包括至少一个固定在所述长形元件5的水平面上的控制装置8，并具有伸长的形状，其纵轴8A基本上平行于局部的流体流动(箭头E)，而且其上游端部9是尖状的。这个控制装置8能够产生如下所述的附加涡流10。

根据本发明，也示于图2中的所述控制装置8：

-完全以尖端(或飞镖)的形式制造，当从侧面以及从上面看去时，所述尖端都是三角形的；

-被设置在用于紧固长形元件5的固定元件11(在下文描述)上，而且也被设置在升力表面4上，这样使得所述尖端的底部12(在局部流体流动的方向E中相当于尖端的下游端部)与所述升力表面4的前缘6接触；以及

-在垂直于所述纵轴8A的平面内具有基本上三角形的形状，而且具有用来与所述固定元件11接触的第一侧面13和形成侧翼14和15的两个相邻侧面。这些侧翼14和15通过圆形的边缘16连接在一起并形成优选大于270°的大角度。这图示于对应于通过所述控制装置8的横截面的图3A、3B和3C，所述横截面在如图2所示的沿所述纵轴8A分布的相应截线A-A、B-B和C-C上垂直于所述控制装置的纵轴8A。

另外，从图3A到3C的三角形形状的增大的尺寸明显地显示出控制装置8完全以尖端的形式制造。

因此，根据本发明：

-由于使得控制装置8的底部12与升力表面4的前缘6接触，由控制装置8产生的附加涡流10必然直接在升力表面4的上表面3之上经过，所要控制的涡流尾迹2位于所述上表面上；

-由于所述控制装置8具有包括两个相邻侧翼14和15的三角形形状，在长形元件5上的局部流动通过侧翼中的一个作用于控制装置8，所述侧翼具有很大的例如超过20°角度的正的局部入射角的，在控制装置8的顶部上促使具有粘性中心(在低速下)的附加涡流10的产生，这是因为所述控制装置8在垂直于其纵轴8A方向中的很显著的曲率。这个附件涡流10以稳定化的方式与涡流尾迹2相互作用，如下文所述；以及

-由于控制装置8在两个侧翼14和15之间具有圆形的边缘16，在飞行的巡航阶段中，也就是在控制装置8上的局部入射角处于较小范围，例如，-5°和+5°之间，所述控制装置8能被局部的流体流动在旁路通过，因而避免了在这种飞行状态中的任何边界层分离。

因此，根据本发明的控制设备1的控制装置8在相对于其主轴8A位于很陡的入射角上时，也就是在飞行器的机翼结构邻近于失速条件时产生粘性源的附加涡流10。在本发明的范围内，粘性涡流的意思应当理解为从壁上的零侧壁摩擦力的奇点旋转离开的涡流，其初始轴线垂直于所述壁。这个附加的粘性涡流10沿着翼展增加到并稳定由长形元件5脱出的涡流尾迹2。这种稳定能够保持涡流系统接近于升力表面4及平行于长形元件5的轴线5A。相反，当控制装置8位于低入射角上时，也就是在对应于飞行的巡航阶段时的传统飞机的飞行姿态的入射角上，不会产生这个附加涡流10。在该情况下，控制装置8的纵轴8A对准风的流动。

应当理解，所述固定元件11可对应于：

-当长形元件被直接固定在升力表面4之下时的所述长形元件5(例如涡轮螺旋桨发动机舱或空中加油吊舱)，如图1、3A、3B和3C的示例所示；

-或者允许所述长形元件(例如喷气发动机或有效载荷)被固定在所述升力表面之下的支撑件(例如发动机吊架或用于外部存储的支撑件)。

在一个具体实施例中，所述控制装置8具有在一方面面向(当从上方看去时)固定元件11的侧面17的长度L，和在另一方面与升力表面4接触的侧面12的长度l，满足以下关系：

L≥l≥L/10

此外，在一个未图示的优选实施例中，所述控制设备1包括设置在长形元件5的每一侧上的两个控制装置8，使得能够控制在所述长形元件5的每一侧的升力表面4的上表面3上产生的两个涡流尾迹2，如图1所示。

Claims (6)

1.一种在飞行器的升力表面(4)的上表面(3)上的控制设备，用于控制由至少一个长形元件(5)产生的至少一个涡流尾迹(2)，所述长形元件被安装在这个升力表面(4)之下，该长形元件在上游方向中部分地超出所述升力表面(4)的前缘(6)，所述设备(1)包括至少一个控制装置(8)：

-被设置在所述长形元件(5)的水平面上；以及

-具有伸长的形状，其纵轴(8A)基本上平行于局部的流体流动(E)，而且其上游端部(9)是尖状的，

其特征在于，所述控制装置(8)：

-以尖端的形式制造，当从侧面以及从顶部看去时，所述尖端都是三角形的；

-被设置在用于紧固长形元件(5)的固定元件(11)上，而且也被设置在升力表面(4)上，这样使得对应于尖端的下游端部的所述尖端的底部(12)与所述升力表面(4)的前缘(6)接触；以及

-在垂直于所述纵轴(8A)的平面内具有基本上三角形的形状，而且具有用来与所述固定元件(11)接触的第一侧面(13)和形成侧翼的两个相邻侧面(14、15)，所述侧翼(14、15)通过圆形的边缘(16)连接在一起。

2.根据权利要求1所述的设备，其特征在于：当从上方看去时，所述控制装置(8)具有三角形的形状，其中，在一方面面向固定元件(11)的侧面(17)的长度L，和在另一方面与升力表面(4)接触的侧面(12)的长度l满足以下关系：

L≥l≥L/10

3.根据权利要求1和2中任一项所述的设备，其特征在于：所述控制设备包括定位在固定元件(11)的每一侧上的两个控制装置(8)。

4.根据权利要求1和2中任一项所述的设备，其特征在于：所述固定元件(11)相应于直接固定在所述升力表面(4)之下的所述长形元件(5)。

5.根据权利要求1和2中任一项所述的设备，其特征在于：所述固定元件相应于允许所述长形元件被固定在所述升力表面之下的支撑件。

6.一种装备至少一个升力表面的飞行器，其特征在于：所述飞行器包括根据权利要求1至5中任一项所述的控制设备(1)。

Images