CN101160236A - 用于减小机翼涡流的系统和方法 - Google Patents

Abstract

根据本发明提供一种减少飞行器尾流湍流的系统和方法，其中附连在飞行器机翼(3)端部的部件(2)通过周期性的铰接运动来干扰外机翼区空气的翻滚运动。

Description

用于减小机翼涡流的系统和方法

相关申请的引用

本申请要求2005年4月18日提交的德国专利申请No.10 2005 017825.1和2005年4月18日提交的美国临时专利申请No.60/672,444的优先权，在此通过引用将这两篇申请的内容全部纳入本申请。

技术领域

本发明涉及一种用于减少机翼涡流的系统和方法，特别是用于减少在飞行器机翼上产生的机翼涡流，该涡流可能会在很大程度上引起飞行器的尾流湍流。

背景技术

当产生飞行中必需的升力时，尾流湍流随之产生。在产生升力的机翼中，底部的压力大于顶部的压力。因此，在机翼的端部，空气从底部流向顶部，因而产生强烈的涡流，也就是所谓的“机翼涡流”。此外，在机翼尾缘，来自顶部和底部的流体层以不同的方向流经彼此，从而出现自由的剪切层，该自由剪切层在翼展方向上与相应的机翼涡流相连。与相应的机翼涡流一起的自由剪切层把自身卷入两个能以水平小龙卷风形式向相反方向旋转的独立的涡流，所述小龙卷风在它们中心能达到最高360千米/小时的速度，该速度取决于飞行器的尺寸。

在尾流涡流衰减之前，尾流涡流在下游明显等值于几百个机翼翼展。这意味着在大飞行器情况下，这种尾流涡流能持续几分钟和最高30千米长。

这会产生严重的后果，特别是对飞入尾流涡流中的小飞行器更是如此；例如，空气动力中的严重局部波动会一直导致稳定飞行位置的丧失。

据此，飞行器必须彼此保持相应的距离，特别是在起飞和着陆时更是如此。因此，机翼产生的机翼涡流，该涡流来源于持续的翻滚运动，会危及随后的飞行器，并且是决定起飞和着陆频率的限制因素。

发明内容

除了其它目的，本发明的一个目的在于提供一种系统和一种相应方法，该系统和方法用于减少因持续翻滚运动所产生的机翼涡流，并因此减少飞行器尾流衰减时间。

该目的在独立的权利要求书中陈述。本发明进一步的示例性实施方式在从属权利要求中陈述。

根据本发明的系统包括附连至飞行器机翼端部的部件，为了干扰外机翼区空气的翻滚运动，所述部件能够关于基本垂直于飞行方向延伸的轴线周期性地铰接运动。这种空气翻滚运动可能由接触机翼的气流以及机翼顶部与机翼底部之间所得到的压差引起。

根据本发明的系统能够整合到现有的部件中，但是也可想出独立的解决方法。可选择地，根据本发明的系统能与现有部件结合。在随后的说明书和具体实施方式的附图中，这些部件被称作“小翼”或“机翼末梢的翼刀”。现今，这些整合到机翼端部的具有在空气动力方面有效的部件构成几乎所有较大商用飞行器的一部分。

根据本发明的另一示例性实施方式，能够周期性地铰接运动的部件位于机翼顶部上，并且包括固定元件以及能够铰接的第一和第二机翼元件。能够铰接的第一和第二机翼元件例如并列设置在固定元件的下游，并能相对彼此展开。根据本发明中的这种改进，尤其是能够铰接的机翼元件在其展开的位置能够关于基本垂直于飞行方向延伸的轴线周期性地往复铰接运动，其中机翼元件关于彼此的相对位置在铰接过程中不变，或者在另一个可替代的实施方式中，机翼元件关于彼此的相对位置在铰接过程中可以改变。

根据本发明的另一实施方式，所述部件包括位于机翼顶部上的能够运动的第一机翼元件和位于机翼底部的能够运动的第二机翼元件。第一和第二机翼元件优选在外机翼区朝向彼此。

根据本发明的这两个实施方式，如上面前述段落所述，机翼元件受控而进入第一位置与第二位置，在第一位置处，所述机翼元件基本平行于飞行方向延伸，在第二位置处，第一机翼元件相对于飞行方向以第一预定偏转角向外(远离机身)展开，并且第二机翼元件相对于飞行方向以第二预定偏转角向内(朝向机身)展开。因此，飞行器的阻力系数增加一个预定值(当保持升力不变时取决于构造)增加。从而，在不重新调整推力的情况下，因此会产生陡降或者俯冲(滑翔路径)。

为了以受控方式影响外机翼区空气的翻滚运动，在第二位置处，机翼元件以预定速度在外端位置和内端位置之间周期性地往复运动。该速度比如可以不变，或者也可变化。

在周期性地铰接运动过程中，机翼元件的第一和第二偏转角设置为使机翼的阻力系数保持不变，由于推力不变，因此对乘客的舒适度也没有负面影响。

根据本发明，例如在着陆阶段，第一和第二机翼元件可以被控制从第一位置到第二位置，在该第一位置处，机翼元件并拢在一起并且在该位置处第一和第二偏转角为零，在第二位置处，第一机翼元件相对于沿飞行方向延伸的轴线以第一预定偏转角向外展开并且第二机翼元件相对于沿飞行方向的轴线以第二预定偏转角向内展开。随后，在第二步骤中，以这种方式展开的机翼元件能够关于基本垂直于飞行方向的轴线在第一端位置和第二端位置之间作周期性地往复(沿飞行方向)运动，其中在铰接运动过程中，第一和第二偏转角控制为使得机翼的阻力系数保持不变。机翼涡流通过这种方式得以干扰，因而飞行器的尾流涡流减少。

因此，根据本发明，能够缩短飞行器的所谓干扰时间，该干扰时间取决于尾流和所述尾流的衰减时间。关于飞行器的术语“干扰时间”指飞行器起飞和着陆直到后面的飞行器能够安全起飞或降落之间的最短等待时间。根据尾流的强度、宽度或长度，产生不同的衰减时间，从而飞行器根据衰减时间被分成不同的干扰级别。

根据本发明，能够在不需要额外的起飞和着陆跑道的情况下通过借助根据本发明的系统和方法而减少飞行器彼此间的干扰时间而实现机场容量的增加。

附图说明

下面参考附图对本发明的示例性实施方式进行说明。图中：

图1示出具有根据本发明第一实施方式中的系统的飞行器的局部立体图；

图2a-2d示出根据本发明第一实施方式的系统在不同状态下的俯视图；

图3示出具有根据本发明第二实施方式中的系统的机翼的局部立体图；以及

图3a-3d示出根据本发明第二实施方式的系统在不同状态下的俯视图。

下面，附图中各视图里同一部件使用相同的附图标记。

具体实施方式

图1示出根据第一实施方式的系统1的局部立体图。

系统1包括设置在飞行器(未示出)的机翼3的最外缘区域上的部件2。

如图1所示，根据本发明的第一实施方式，部件2设置在机翼的顶部4上，以便干扰从机翼底部5流向机翼顶部4的气流(翻滚运动)。

根据第一实施方式的部件2包括固定元件6、第一机翼元件7和第二机翼元件8。在图1中，该第二机翼元件8位于第一机翼元件7后面并被所述机翼元件7挡住。

第一和第二机翼元件7、8设置在固定元件6的下游，并且能够沿基本垂直于飞行方向延伸的轴线铰接地附连至固定元件6。在图1中，该铰接轴线用虚线表示。固定元件6和机翼元件7、8优选沿飞行方向延伸并设计成相应地符合空气动力学。

图2a示出根据图1的系统1在第一种状态下的俯视图。

在第一种状态下，第一机翼元件7和第二机翼元件8并拢在一起，此时它们各自的内表面朝向彼此并且优选彼此轻微接触。机翼元件7，8的第一种状态比如在正常飞行中出现。在这种也被称作原位置的状态下，阻力系数和升力系数对于特定飞行器来说基本是恒定值。

图2a中所示的固定元件6与并拢的机翼元件7、8基本沿飞行方向A延伸，从而形成空气动力学单元。

图2b示出机翼元件7、8的第二种状态。第二种状态存在于比如接近地面之初。为了控制机翼元件7、8以便其呈现第二种状态，例如可以使用飞行器的中央控制系统。

图2b所示的第一机翼元件7远离机身(未示出)向外偏转角度δ_u。第二机翼元件8朝向机身(未示出)向内偏转角度δ₀。角度δ_u、δ₀是相对于飞行方向轴线A而言的。在第二种状态下，当升力系数保持相同时阻力系数增加。因为机翼元件7、8的偏转角δ_u、δ₀的缘故，机翼尾流发生持续变化。

偏转角δ_u、δ₀的大小是飞行器特定的，最佳值比如由风洞确定。

图2c示出机翼元件7、8的第三种状态，该状态下，机翼元件7、8在保持它们彼此间的相对位置不变的情况下，从图2b中所示的中间位置向外铰接运动到外端位置。根据图2c，当第二机翼元件8基本沿平行于飞行方向轴线A延伸时到达铰接运动过程的外端位置。机翼元件7、8进入该外端位置的转动以预定的转动速度进行。转动的控制比如能通过飞行器中央控制系统来实现。

在如图2c所示的外端位置，改变转动的方向，机翼元件7、8向内端位置转动，如图2d所示。这时再次改变转动方向，就开始新的周期。

在上面描述的系列运动中，从端位置到端位置，机翼元件7、8的偏转角δ_u、δ₀优选控制为使得阻力系数保持不变。由于机翼元件7、8的周期性系列运动，因而使得外机翼区空气的连续翻滚运动受扰，这样可以减少尾流涡流的产生。

图3示出根据本发明系统1在如所谓的机翼末梢翼刀布置中的第二实施方式。

根据该实施方式，依照本发明的系统1包括第一机翼元件9和第二机翼元件10，所述两个机翼元件设置在飞行器(未示出)机翼3的外端部上。具体而言，第一机翼元件9设置在机翼顶部4上，而第二机翼元件10设置在机翼底部5上。在铰接点B处，机翼元件9、10能够基本垂直于飞行方向铰接，如图3a-3d所示。

图3a-3d提供图3所示系统1中的机翼顶部4的俯视图。如图3a所示，与第一实施方式中的情况相似，在第一种状态下，机翼元件9、10处于原位置，在该原位置处机翼元件9、10相对于飞行方向轴线A不向内或向外偏转。在图3a中，俯视图只显示出机翼元件9，在此图中位于它下面的机翼元件10被遮挡住了。

图3b示出通过与第一实施方式的情况相似的方式以偏转角δ_u、δ₀偏转的机翼元件9、10。

图3c示出第三种状态，该状态下机翼元件9、10通过与第一实施方式的情况相似的方式在保持它们彼此间的相对位置不变的情况下向外铰接运动。

图3d示出第四种状态下的机翼元件9、10，在该状态下它们向内铰接运动。如图3a-3d所示，第一种状态到第四种状态的空气动力过程与第一实施方式中的空气动力过程相应，因此不再进行说明。

尽管已经参考优选实施方式描述了本发明，但是本领域技术人员可以在不偏离本发明保护范围的情况下做出改变。

例如，可以使用多于两个的机翼元件，在保持彼此间预定的相对位置不变的情况下，以不同的速度关于飞行方向轴线周期性地铰接运动。尽管根据优选实施方式部分地做了说明，第三种状态和第四种状态是在保持机翼元件的相对位置不变的情况下得到的，但在周期性转动过程中改变机翼元件彼此间的相对位置当然也是可以的。周期性转动中的几乎不变的阻力系数是在飞行器的乘客不承受任何明显的加速力或减速力情况下给定的。

此外，需要指出，“包括”不排除其他元件或步骤，“一种”或“一个”不排除多个。另外，需要指出，参照上述一个具体实施方式描述的特征或者步骤也可以与上述描述的其他具体实施方式的特征或者步骤结合使用。权利要求书中的附图标记不应被理解为限制条件。

附图标记列表

1系统

2部件

3机翼或翼

4机翼顶部

5机翼底部

6固定元件

7第一机翼元件

8第二机翼元件

9第一机翼元件

10第二机翼元件

A飞行方向轴线

B铰接点

Claims (7)

1.一种用于减少飞行器尾流湍流的系统，包括能够附连至所述飞行器的机翼(3)端部的部件(6，7，8，9，10)，为了干扰外机翼区空气的翻滚运动，所述部件能够周期性地关于飞行方向(A)铰接运动。

2.根据权利要求1所述的系统，其中所述部件位于机翼顶部(4)上，并且包括固定元件(6)以及能够铰接的第一和第二机翼元件(7，8)，所述机翼元件并列设置在所述固定元件(6)的下游并且能够关于所述飞行方向(A)相对于彼此展开。

3.根据权利要求1所述的系统，其中所述部件包括位于所述机翼顶部(4)上的能够运动的第一机翼元件(9)和位于所述机翼底部的能够运动的第二机翼元件(10)，所述第二机翼元件与所述第一机翼元件(9)基本相对。

4.根据权利要求2或3所述的系统，其中在第一位置处，所述机翼元件(7，8，9，10)基本平行于所述飞行方向延伸，在第二位置处，所述第一机翼元件(7，9)相对于所述飞行方向轴线(A)以第一预定偏转角(δ_u)向外展开，所述第二机翼元件(8，10)相对于所述飞行方向轴线(A)以第二预定偏转角(δ₀)向内展开。

5.根据权利要求4所述的系统，其中为干扰所述外机翼区空气的翻滚运动，在第二位置处，所述机翼元件(7，8；9，10)能够以预定速度在外端位置和内端位置之间周期性地往复铰接运动。

6.根据权利要求5所述的系统，其中在周期性铰接运动过程中，所述第一和第二偏转角(δ_u，δ₀)设置为使所述机翼(3)的阻力系数保持不变。

7.一种利用根据权利要求1至6中任意一项所述的系统来减少飞行器尾流湍流的方法，包括以下步骤：

控制所述第一和第二机翼元件(7，8；9，10)从第一位置进入第二位置，在所述第一位置处，所述机翼元件并拢在一起并且相对于沿飞行方向延伸的轴线(A)基本平行地延伸，在所述第二位置处，所述第一机翼元件(7；9)相对于沿所述飞行方向延伸的轴线(A)以第一预定偏转角(δ_u)向外展开并且所述第二机翼元件(8；10)相对于沿所述飞行方向延伸的轴线(A)以第二预定偏转角(δ₀)向内展开；以及

在所述第二位置处，所述机翼元件(7，8；9，10)在第一端位置和第二端位置之间周期性地铰接运动，其中在铰接运动过程中，所述第一和第二偏转角(δ_u，δ₀)控制为使得所述机翼(3)的阻力系数保持不变。

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