CN101674980B - 飞行器的翼面上的高升力系统 - Google Patents

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Abstract

一种飞行器的翼面上的高升力系统，其包括主翼(H)并包括前缘襟翼(V)，所述主翼具有弯曲的主翼前端(N)，所述前缘襟翼通过多个连杆(a、b、c)的装置以能够收回的方式设置在所述主翼(H)上，使得所述前缘襟翼能够从收回位置(I)运动至完全延伸位置(III)，同时沿翼弦方向增大翼型的扩展、增大翼型的弯曲度并且露出间隙(g)，所述间隙将动力空气从所述前缘襟翼(V)的下侧引导至所述主翼(H)的上侧。根据本发明，所述连杆装置(a、b、c)构造成四杆机构的形式并包括第一连杆(a)和第二连杆(b)，其中所述第一连杆(a)在一个端部处以枢接的方式连接于所述主翼(H)上的第一点(A)，而所述第二连杆(B)在一个端部处以枢接的方式连接于所述主翼(H)上的相距所述第一点一定距离的第二点(B)，并且所述第一连杆和所述第二连杆在各自的另一个端部处以枢接的方式分别连接于第三连杆(c)的相反端部，所述第三连杆为所述前缘襟翼(V)的一部分并限定了所述前缘襟翼的延伸运动，其中，所述连杆(a、b、c)的长度及相互位置与所述主翼前端(N)的弯曲度彼此相配，使得：在所述延伸运动的从所述收回位置(I)到中间位置(II)的第一部分的过程中，所述前缘襟翼(V)的后缘(K)基本上挡住所述前缘襟翼(V)与所述主翼(H)之间的所述间隙(g)；并且，在所述延伸运动的所述中间位置(II)之后的另一部分的过程中，所述前缘襟翼(V)的所述后缘(K)逐渐使所述间隙(g)露出。

Description

飞行器的翼面上的高升力系统
技术领域
本发明涉及一种位于飞行器的翼面的前缘处的高升力系统。
背景技术
设置在客机和运输机的翼面上的前缘襟翼用于通过使机翼前端绕流朝向较大的迎角移动来提高诸如对于起飞和着陆所需的大迎角下的升力。在最大弯曲度的位置处，机翼前端绕流产生非常低的压力即所谓的吸力峰值，致使其后的轮廓上的压力急剧升高。与之相关的强压力梯度削弱了边界层并最终导致气流分离，这种气流分离会限制机翼的最大可能升力。前缘襟翼的流体力学效果主要在于通过使前端迎风朝下移动而避免前端绕流。此外，在许多前缘襟翼的设计中，通过在前缘襟翼的后侧与主翼的前侧或前端之间形成的间隙而从机翼下侧给机翼上侧的低能边界层供给动力气流(energetic flow)。前缘襟翼的另外的效果在于增大了升力但是也增大了整个翼面的阻力。然而，仅在着陆构型中期望该阻力增加，对于起飞构型而言期望该阻力尽可能小。
已知并已经实施了众多用于前缘襟翼的解决方案。其中进行了如下区分：偏倾前缘，其能够在不打开额外间隙的情况下在位于主翼前侧上的铰接线处向下折叠；弯曲前缘；带有固定间隙的前缘襟翼；多种设计的可折叠前缘襟翼、即所谓的克鲁格(krüger)襟翼；可弯曲克鲁格襟翼；以及最后所谓的缝翼，其中在收回运动期间在前缘襟翼的后缘与主翼前端之间露有间隙。
这种例如在空客A30上使用的缝翼通过安装在滚子上的圆弧段形状的弯曲轨道移位，其中滚子由齿轮或旋转致动装置驱动并且前缘襟翼牢固地连接于滚子。虽然不普遍但是已知使这种连接装置能够移动并通过附加联接装置来控制间隙的宽度。从空客A380已知偏倾前缘，其中如上所述，前缘襟翼能够相对于主翼的前端在铰接线上向下折叠。另外从US 4 447 027中已知一种飞行器的翼面上的高升力系统，其中机翼后缘襟翼通过四杆机构设置在主翼上。这种四杆机构包括以枢接的方式安装的两个连杆，一方面每个连杆的下端部位于机翼的支承结构上，另一方面它们的上端部位于后缘襟翼的襟翼支承件上。这两个连杆具有大致相同的长度，并且它们的以枢接方式连接于机翼支承机构的基点设置成与连杆的长度相比彼此非常接近，使得后缘襟翼在其收回运动期间围绕连杆的基点描绘出近似圆形的轨迹。
文献US 1 780 838A公开了一种主翼以及朝前定位的辅助机翼或前缘襟翼，该辅助机翼通过四杆机构联接至主翼以便能够仅通过所述辅助机翼表面上的气压的作用而在收回位置与离开主翼的延伸位置之间自由地移动。四杆机构包括在彼此相距一定距离的情况下以枢接的方式枢转地连接到主翼H以及第二连杆的两个连杆，所述两个连杆在各自的另一端枢转地连接到辅助机翼。
发明内容
本发明的目的是提供一种设置在飞行器的翼面上的包括前缘襟翼的高升力系统，其使得能够以对于起飞和着陆构型而言尽可能优化的方式定位前缘襟翼。
该目的由根据本发明的高升力系统实现。飞行器的翼面上的高升力系统包括主翼并包括前缘襟翼，所述主翼具有弯曲的主翼前端，所述前缘襟翼通过多个连杆的装置以能够收回的方式设置在所述主翼上，使得所述前缘襟翼能够从收回位置运动至完全延伸位置，同时沿翼弦方向增大翼型的扩展、增大翼型的弯曲度并且露出间隙，所述间隙将动力空气从所述前缘襟翼的下侧引导至所述主翼的上侧，其特征在于，所述连杆装置构造成四杆机构的形式并包括第一连杆和第二连杆，其中所述第一连杆在一个端部处以枢接的方式连接于所述主翼上的第一点，而所述第二连杆在一个端部处以枢接的方式连接于所述主翼上的相距所述第一点一定距离的第二点，并且所述第一连杆和所述第二连杆在各自的另一个端部处以枢接的方式分别连接于第三连杆的相反端部，所述第三连杆为所述前缘襟翼的一部分并限定了所述前缘襟翼的延伸运动，其中，所述连杆的长度及相互位置与所述主翼前端的弯曲度彼此相配，使得：在所述延伸运动的从所述收回位置到中间位置的第一部分的过程中，所述前缘襟翼的后缘基本上挡住位于所述前缘襟翼与所述主翼之间的所述间隙；并且，在所述延伸运动的所述中间位置之后的另一部分的过程中，所述前缘襟翼的所述后缘逐渐使所述间隙露出。
根据本发明的高升力系统的重要优点在于，在起飞位置中，前缘襟翼几乎完全将间隙闭合并因此不允许增阻气流通过该间隙。另一方面，在着陆位置中，打开的间隙由于使前缘襟翼与主翼之间产生早期分离气流，因此对主翼上侧的边界层产生积极影响，这种早期分离气流对于在低着陆速度下获得最大升力是必需的。根据本发明的高升力系统的其它优点在于，其运动需要很少的运动部件，这些运动部件能够仅通过借助于枢转接头互相连接的连杆来实施，因此几乎不需要维护且不易发生故障。
下面将参照附图描述根据本发明的高升力系统的示例性实施方式，由此能够获知本发明的其它特征及优点。
附图说明
附图中：
图1示出根据本发明示例性实施方式的飞行器的翼面上的高升力系统在前缘襟翼和主翼前端区域中的示意性横截面图，图中示出了处于收回位置I的高升力系统的前缘襟翼及其致动机构以及用于比较的处于完全延伸位置III的单独的前缘襟翼；
图2和图3示出图1的示例性实施方式的示意性横截面图，其中示出了处于延伸到不同程度的两个位置中的高升力系统的前缘襟翼及其致动机构，即，在图2中示出具有闭合间隙的部分延伸的起飞位置，以及在图3中示出具有打开间隙的完全延伸的着陆位置；以及
图4至图7示出根据具有不同几何形状的飞行器翼面上的高升力系统的四种不同变型的示例性实施方式，其中在每种情况下示出延伸运动的十个相位。
具体实施方式
图1至3示出了飞行器的翼面上的高升力系统的前部，其中包括主翼H和设置在主翼上的前缘襟翼V。主翼H的前端N具有预定的弯曲度，取决于前缘襟翼V的位置，该前端或多或少被前缘襟翼V覆盖或者与前缘襟翼V交叠。图1示出了一方面处于完全收回位置I的前缘襟翼V以及另一方面处于完全延伸位置III的前缘襟翼V。用两个箭头示出在完全延伸位置III中仍提供在前缘襟翼V的后缘与主翼前端N之间的交叠部分u。在完全延伸位置III中，前缘襟翼V的后缘K与前端弯曲部分V之间露出间隙g，动力空气能够从前缘襟翼V的下侧经该间隙流到主翼H的上侧，如对于机翼的着陆构型而言所期望的那样。
前缘襟翼V能够通过包括形成四杆机构的总共三个连杆a、b、c在内的装置进行延伸，四杆机构以如下方式形成前缘襟翼的致动机构，即：所述前缘襟翼能够从收回位置I移动，同时沿翼弦方向增大翼型的延伸并增大翼型的弯曲度直至完全延伸位置III。在该延伸运动的过程中，露出将动力空气从前缘襟翼V的下侧引导至主翼H的上侧的间隙g。
以所述四杆机构的形式构造的连杆装置a、b、c包括第一连杆a和第二连杆b，其中，第一连杆a在其上端部处以枢接的方式连接于主翼H上的第一点A，而第二连杆b在其上端部处以枢接的方式连接于主翼H上的距离第一点A一定距离的第二点B。两个连杆a、b的各自的下端部以枢接的方式连接于第三连杆c的端部，第三连杆c为前缘襟翼V的一部分并因此限定了前缘襟翼的延伸运动。
因此，使前缘襟翼V悬置在主翼H上的该运动系统包括由位于主翼H上的点A和点B所形成的固定的基部。前缘襟翼V通过形成所述四杆机构的三件连杆系统a、b、c连接至该基部。第一连杆a利用其一个端部与点A邻接，而第二连杆b利用其一个端部与点B邻接。两个连杆a和b在主翼H的参照系中绕点A或点B在各自的轨道上运动，两个连杆a和b的各自的自由的另一端部通过第三连杆c——即通过如图2所示的另外的接头D或C——相联接，由此四杆机构闭合。在此处所描述的示例性实施方式中，最终限定前缘襟翼V的运动的第三连杆c牢固地连接至前缘襟翼V或者作为前缘襟翼V的结构部件。由主翼H和前缘襟翼V形成的运动系统通过四杆机构在运动学上决定。
在收回状态中，铰接点和连杆a、b、c位于主翼H或前缘襟翼V的轮廓以内。在延伸状态中，应当避免穿越固定的前端N的上侧。在图1中，第一连杆a与飞行器翼弦方向的平行线之间的角度α是具体给出的，这样形成了能够描述前缘襟翼V的延伸运动的变量。图1中同样示出了前缘襟翼V相对于翼面的翼弦方向折叠的角度φ，即，对于完全延伸位置III的情况，所述角度为前述的第一连杆a与翼弦方向之间的角度α的函数。第二连杆b与飞行器翼弦方向的平行线之间的对应的角度β形成了能够描述前缘襟翼V的延伸运动的另一变量。为了更加清楚，在图1中并未具体给出该角度β，但是应该将其视为类似于角度α。
在所示的示例性实施方式中，连杆a、b、c的长度及相互位置与主翼前端N的弯曲度以如下的方式彼此配合，即：在延伸运动的从收回位置I直到中间位置II——如图2所示并对应于翼面的起飞构型——的第一部分期间，前缘襟翼的后缘K基本上挡住间隙g；并且在延伸运动的中间位置II之后的另一部分期间，前缘襟翼的后缘K使间隙g逐渐露出，这对应于翼面的着陆构型并在图3中示为完全延伸位置III。图2和图3用一系列小叉示出了延伸运动过程中前缘襟翼V的(上)后缘K和其下后缘L(即缝翼钩部)的轨迹，还示出了前缘襟翼V的运动的瞬时旋转中心M。在图2所示的起飞构型中，前缘襟翼V与翼弦之间的角度φ通常约为20°，即通常为20°±5°；在图3所示的着陆构型中，其通常约为30°，即通常为30°±5°
如图2所示，由于连杆a、b、c的所述的适当的定位和配合，能够在延伸运动的所述第一部分中沿凸形轨迹移动前缘襟翼V，其中在运动开始时，瞬时旋转中心M能够位于主翼前端N的轮廓以外且位于其下方。此处的运动类似于最初描述的通过圆弧段形状的轨道延伸的缝翼。在该运动部分中，沿主翼前端N的轮廓驱动前缘襟翼V，即前缘襟翼的后缘K紧随该轮廓，从而间隙g闭合或至少仅具有例如小于后缘K在相应点的行程的1/10的最小宽度，即，如对于翼面的起飞构型所期望的那样实际上没有通流。
在进一步的运动过程中，如图3所示平移分量开始主导延伸运动同时图2所示的旋转运动不再占据主导地位。与此同时，运动的瞬时旋转中心M变换至另一侧，即从主翼前端N的下方变换至上方，如图3所示的通过后缘K的轨迹示出。由于该几何关系，因此导致整个前缘襟翼V进入了引导其向前远离主翼H的运动。在所示的示例中，与此相关的是前缘襟翼的角度φ进一步增大至大约30°，如上所述，这对于着陆构型而言是典型的。与此同时，如图1和3所示，用于通流所需的间隙g打开。
参照图1至3中描述的示例性实施方式示出的运动系统的几何形状仅是示例性的，并代表了关于如何设计通过点A和B的位置以及连杆a、b、c的长度所形成的四杆机构并使之适于主翼前端N和前缘襟翼V的几何形状的多种不同可能的组合，这可以通过系统测试和计算来确定。
例如，如在图1和3所示的示例性实施方式中的特征在于第一连杆a相对较短而第二连杆b长约为其两倍，第三连杆c通常略短于第一连杆a。在图1至3所示的示例性实施方式中，两个点A和B之间的距离与大致对应于第一连杆a和第三连杆c的长度联系在一起，其中两个连杆a和b在两个点A和B处以枢接的方式连接至主翼H。为了实现前缘襟翼V在远离主翼H的固定部分的延伸过程中的期望的特征运动，由三个连杆a、b、c形成的四杆机构的形式必须大致为向上开口的U形形式。如图1至3所示，在延伸运动开始时，即在收回位置I，较长的第二连杆b基本上垂直地立于主翼前端N的在该第二连杆b连接至主翼H的点B附近的轮廓上。在第二连杆b铰接于主翼H处的支承点B为第二连杆b的更接近主翼前端N的轮廓的端部。如图3所示，在整个延伸运动中，第一连杆a偏转约90°。
第一连杆a相对于翼面的翼弦方向布置在第二连杆b前方且短于第二连杆b，例如，第一连杆a的长度约在点A与点B的距离的25％至110％之间，特别地例如在90％至100％之间。连杆b的长度约为点A与点B的距离的75％到200％，特别地例如在140％至160％之间。第三连杆c的长度约在距离AB的25％至75％之间，特别地例如在50％至65％之间。如上所述，特别地，第二连杆b可布置成使得在前缘襟翼V的收回位置I中，第二连杆b基本上垂直地立于主翼前端N的在该第二连杆b以枢接的方式连接至主翼H的点B的区域中的轮廓上。特别地，第一连杆a可布置成使得在从收回位置I至完全延伸位置III的延伸运动过程中所述连杆偏转大约70°到110°，通常约大致为前述的80°。
图4至7以变型I至IV的形式示出了关于如何设计通过点A和B的位置以及连杆a、b、c的长度所形成的四杆机构并使之适于主翼前端N和前缘襟翼V的几何形状的四个示例性实施方式。为了说明的目的，分别示出了从收回构型或巡航位置I进入起飞构型II、或者从收回构型或巡航位置I进入着陆构型III的延伸运动的十个相位。图8给出了用于这四种变型的最重要的参数。这些参数为：以相对于点A与点B的相距彼此的距离AB的长度(100％)的百分比示出的连杆a、b、c的相应长度；针对着陆构型II和起飞构型III的连杆a和b的旋转角度Δα和Δβ；以及针对高升力系统的这两种构型的着陆襟翼角度φ。
如已经参照图1至图3进行说明的，在这些示例性实施方式中，在延伸运动开始时，即在收回位置I中，较长的第二连杆b基本上垂直地立于主翼前端N的在该第二连杆b连接于主翼H的点B的附近的轮廓上。在第二连杆b铰接于主翼H处的支承点B为第二连杆b的更接近主翼前端N的轮廓的端部。同样在延伸运动开始时，即在收回位置I，较短的第一连杆a基本上垂直地立于主翼前端N的在该第一连杆a连接于主翼H的点A附近的轮廓上。同样在第一连杆a铰接于主翼H处的支承点A为第一连杆的更接近主翼前端N的轮廓的端部。如图4至7所示，在整个延伸运动上，第一连杆a以90°的数量级的旋转角度Δα进行偏转，即介于70°(变型IV)与94°(变型III)之间。在整个延伸运动上，第二连杆b以45°的数量级的旋转角度Δβ进行偏转，即介于32°(变型II)与45°(变型I)之间。
由所述连杆a、b、c形成的四杆机构的装置允许前缘襟翼V在延伸运动的从位置I至位置II的第一部分中的运动沿着凸形轨迹，其中在运动开始时，瞬时旋转中心M可位于主翼前端N的轮廓以外且位于其下方。在运动的该部分中，沿主翼前端N的轮廓驱动前缘襟翼V，即前缘襟翼的后缘K紧随该轮廓，从而间隙g闭合或至少仅具有最小的宽度，也就是说，如对于翼面的起飞构型所期望的那样实际上不发生流动。在进一步的运动过程中，平移分量开始主导延伸运动，而旋转运动不再占据主导地位。与此同时，如能够从图4至7看出的通过前缘襟翼V的后缘K的轨迹所示，运动的瞬时旋转中心M变换至另一侧，即从主翼前端N的下方变换至上方。由于该几何关系，因此导致整个前缘襟翼V进入了引导其向前远离主翼H的运动。在所示的示例中，与此相关的是前缘襟翼的角度φ进一步增大至大约30°，如上所述，这对于着陆构型而言是典型的。在如图4至7所示的构型III的情况下，用于通流所需的间隙g打开。
所述的高升力系统的运动允许前缘襟翼V与主翼H之间的低连接(low-lying connection)，从而使所形成的穿过间隙g的通流几乎不受干扰，尤其是在其行进长度的端部处。该高升力系统可设计成使得没有运动部件穿过主翼H的前翼梁，因此其结构的复杂性较低且重量较轻，此外主翼H中的油箱体积不受到限制。尽管连杆a、b的行进轨迹决定了运动，但是仍然能够得到足够的空间用于整合在该跨度上延伸的系统。可以采用经由轴及用于致动高升力系统的致动器的系统侧的连接装置，而不改变拓扑结构或者所述系统侧连接装置可至少类似于传统的经过测试及测试的系统中的系统侧连接装置。
附图标记列表
H  主翼
V  前缘襟翼
A  固定点
B  固定点
a  第一连杆
b  第二连杆
c  第三连杆
α 角度
β 角度
u  交叠部分
g  间隙
φ 角度
N  主翼前端
K  前缘襟翼的后缘
L  缝翼钩部
M  前缘襟翼运动的瞬时旋转中心

Claims (15)

1.一种飞行器的翼面上的高升力系统，其包括主翼(H)并包括前缘襟翼(V)，所述主翼具有弯曲的主翼前端(N)，所述前缘襟翼通过多个连杆(a、b、c)的装置以能够收回的方式设置在所述主翼(H)上，使得所述前缘襟翼能够从收回位置(I)运动至完全延伸位置(III)，同时沿翼弦方向增大翼型的扩展、增大翼型的弯曲度并且露出间隙(g)，所述间隙将动力空气从所述前缘襟翼(V)的下侧引导至所述主翼(H)的上侧，其特征在于，所述连杆装置(a、b、c)构造成四杆机构的形式并包括第一连杆(a)和第二连杆(b)，其中所述第一连杆(a)在一个端部处以枢接的方式连接于所述主翼(H)上的第一点(A)，而所述第二连杆(b)在一个端部处以枢接的方式连接于所述主翼(H)上的相距所述第一点一定距离的第二点(B)，并且所述第一连杆和所述第二连杆在各自的另一个端部处以枢接的方式分别连接于第三连杆(c)的相反端部，所述第三连杆为所述前缘襟翼(V)的一部分并限定了所述前缘襟翼的延伸运动，
其特征在于，所述连杆(a、b、c)的长度及相互位置与所述主翼前端(N)的弯曲度彼此相配，使得：在所述延伸运动的从所述收回位置(I)到中间位置(II)的第一部分的过程中，所述前缘襟翼(V)的后缘(K)基本上挡住位于所述前缘襟翼(V)与所述主翼(H)之间的所述间隙(g)；并且，在所述延伸运动的所述中间位置(II)之后的另一部分的过程中，所述前缘襟翼(V)的所述后缘(K)逐渐使所述间隙(g)露出。
2.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，所述第一连杆(a)在其上端部处以枢接的方式连接于所述主翼上的所述第一点(A)，并且所述第二连杆(b)在其上端部处以枢接的方式连接于所述主翼(H)上的相距所述第一点一定距离的第二点(B)。
3.如权利要求1或2所述的高升力系统，其特征在于，所述第一连杆(a)相对于所述翼面的翼弦方向设置在所述第二连杆前方且短于所述第二连杆。
4.如权利要求3所述的高升力系统，其特征在于，所述第一连杆(a)的长度约在所述第一点(A)与所述第二点(B)的距离的25％至110％之间。
5.如权利要求4所述的高升力系统，其特征在于，所述第一连杆(a)的长度约在所述第一点(A)与所述第二点(B)的距离的90％至100％之间。
6.如权利要求3所述的高升力系统，其特征在于，所述第二连杆(b)的长度约在所述第一点(A)与所述第二点(B)的距离的75％至200％之间。
7.如权利要求6所述的高升力系统，其特征在于，所述第二连杆(b)的长度约在所述第一点(A)与所述第二点(B)的距离的140％至160％之间。
8.如权利要求3所述的高升力系统，其特征在于，所述第三连杆(c)的长度约在所述第一点(A)与所述第二点(B)的距离的25％至75％之间。
9.如权利要求8所述的高升力系统，其特征在于，所述第三连杆(c)的长度约在所述第一点(A)与所述第二点(B)的距离的50％至65％之间。
10.如权利要求1或2所述的高升力系统，其特征在于，所述第二连杆(b)以如下方式设置，即：在所述前缘襟翼(V)的所述收回位置(I)中，所述连杆基本上垂直地立于所述主翼前端(N)的轮廓上。
11.如权利要求1或2所述的高升力系统，其特征在于，所述第一连杆(a)以如下的方式设置，即：在所述前缘襟翼(V)的所述收回位置(I)中，所述连杆基本上垂直地立于所述主翼前端(N)的轮廓上。
12.如权利要求1或2所述的高升力系统，其特征在于，所述第一连杆(a)以如下方式设置，即：在从所述收回位置(I)到所述完全延伸位置(III)的所述延伸运动的过程中，所述第一连杆(a)偏转的旋转角度Δα为65°到110°。
13.如权利要求1或2所述的高升力系统，其特征在于，所述第二连杆(b)以如下方式设置，即：在从所述收回位置(I)到所述完全延伸位置(III)的所述延伸运动的过程中，所述第二连杆(b)偏转的旋转角度Δβ为30°到50°。
14.如权利要求1或2所述的高升力系统，其特征在于，在所述第二连杆(b)铰接于所述主翼(H)处的所述第二点(B)是所述第二连杆(b)的至少在所述前缘襟翼(V)的所述收回位置(I)中更接近所述主翼前端(N)的轮廓的端部。
15.如权利要求1或2所述的高升力系统，其特征在于，在所述第一连杆(a)铰接于所述主翼(H)处的所述第一点(A)是所述第一连杆(a)的至少在所述前缘襟翼(V)的所述收回位置(I)中更接近所述主翼前端(N)的轮廓的端部。
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