CN102781777A

CN102781777A - 用于飞行器的高升力系统、用于使升力襟翼移位的方法及具有高升力系统的飞行器

Info

Publication number: CN102781777A
Application number: CN2010800555768A
Authority: CN
Inventors: 卡斯滕·施罗德
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2009-12-07
Filing date: 2010-12-02
Publication date: 2012-11-14
Anticipated expiration: 2030-12-02
Also published as: CA2783129A1; EP2509859A2; WO2011069887A2; DE102009057340A1; US20120292454A1; EP2509859B1; WO2011069887A3; CN102781777B; US8596586B2; CA2783129C

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的高升力系统，包括设置在机翼(2)上的升力襟翼(4)，所述升力襟翼(4)联接到机翼(2)并且设计为能够相对于机翼(2)在缩进位置与至少一个伸展位置之间运动。升力襟翼(4)在缩进位置与机翼接触并在伸展位置相对于机翼(2)形成气隙。升力襟翼(4)包括定位至后缘的至少一个区域(16)，在升力襟翼(4)的伸展位置，至少一个区域(16)具有朝向机翼(2)延伸的可变曲率。由此相对于机翼形成间隙，其中，所述区域以满足空气动力学要求的方式沿向下游方向变窄，由此增加了高升力系统的效率，而在巡航飞行期间不产生任何限制。

Description

用于飞行器的高升力系统、用于使升力襟翼移位的方法及具有高升力系统的飞行器

相关申请的交叉引用

本申请要求在2009年12月7日提交的美国临时专利申请No.61/267,267和在2009年12月7日提交的德国专利申请No.10 2009057340.2的优先权，这两个申请的公开内容通过参引的方式合并到本文中。

技术领域

本发明涉及一种用于飞行器的高升力系统，包括至少一个设置在机翼上的升力襟翼以及用于使升力襟翼相对于机翼在缩进位置与至少一个伸展位置之间运动的至少一个襟翼调节机构。此外，本发明还涉及用于使升力襟翼运动的方法以及具有至少一个上述高升力系统的飞行器。

背景技术

根据最高可能巡航速度及与此同时的最低可能起飞和着落速度的需求，在现代商业飞行器中出现高升力系统的需要，高升力系统在起飞和着落操作期间能够致动以增加升力系数。通常来说，这通过被引入到飞行器的气流中的增升襟翼来实现。特别广泛使用成单排或多排形式的多个不同的前缘缝翼或前缘襟翼以及机翼后缘襟翼，并设置成能够相对于机翼运动。

在缩进位置，可运动前缘缝翼、以及还称为可延伸前缘缝翼或前缘襟翼——例如呈所谓Krueger襟翼的形式——与机翼相符，并且以相同的形式的部分机翼前缘可以容置在机翼的下侧的适当的凹槽中以提供连续、齐平的表面。在一个或若干个伸展位置，前缘缝翼与机翼的前缘间隔开或偏离开，因此在缝翼和机翼的前缘之间形成间隙。从流向飞行器的迎流，高能量气流流经间隙到达机翼的轮廓顶部，高能量气流朝向更大的迎角转换失速。前缘襟翼可以根据其设计朝向飞行器偏转到迎流，而形成或不形成间隙。与此同时，在上述机翼的前缘上的襟翼中，机翼的表面和其曲率增加。

通常使用的缝翼或前缘襟翼——为了简便起见在下文中称作升力襟翼——包括刚性结构，其形状与用于不具有高升力系统致动的巡航飞行器的机翼构造(流线型机翼结构)的要求相匹配。在缝翼和机翼前缘之间的间隙的几何形状通过这种方式确定。

在DE 10 2006 053 259 A1和WO 2008/058695A1中，公开了一种用于飞行器的机翼的高升力系统，其中，为了增加升力，升力襟翼可以从缩进位置运动到伸展位置，其中，在高升力襟翼和机翼之间的间隙可以独立于高升力襟翼打开或闭合。通过这种方式可以随意实现提高的最大升力系数或提高的滑行比，而生成较少的噪音。

从DE 10 2007 063 583 A1和WO 2009/083255A1已知一种用于飞行器的高升力系统，其中升力襟翼连接到机翼，并且可以通过至少两个调节设备调节，至少两个调节设备设置成以使得沿翼展方向彼此间隔开，至少两个调节设备在各个情形下是第一杠杆和第二杠杆。

在已知的具有间隙形成升力襟翼的高升力系统中，当向上游观察时，形成的间隙在升力襟翼的前端和机翼的前缘之间通常变窄至最小的间隙尺寸。然而，存在具有间隙的已知的高升力系统以形成向下游变窄的间隙的选项。这是由于通常的刚性升力襟翼包括受外部(例如动力学)定位边界条件限制的形状、位置和偏移，并且因此不允许理想的收敛间隙。当与具有沿向下游方向变窄的间隙空气动力学优化设计相比，在该设计中实现了明显减小的空气动力学升力的增加。通常，升力襟翼的外部几何形状与巡航飞行相匹配，同时，面向机翼前缘的表面作为在机翼中的安装结果不能够呈现任意理想的形状。一般来讲，收敛-发散形状在空气动力学上不是最优化的，这是由于指向轮廓顶部的气流将在间隙中生成的其部分速度在气流从间隙出来的点处损失。

发明内容

相应地，需求一种的高升力系统，其具有设置在机翼上的至少一个升力襟翼以及用于相对于机翼在缩进位置和至少一个伸展位置之间移动升力襟翼的至少一个襟翼调节机构，高升力系统提供了空气动力学的改善并改善了由升力襟翼产生的将机翼的轮廓顶部上的失速转换成更大迎角的效果。

该需求可以通过具有独立权利要求1所述的特性的高升力系统来满足。有利的改进在从属权利要求中陈述。

根据本发明的第一方面，升力襟翼包括至少一个具有可变曲率的区域，并且设计成相对于机翼形成间隙。通过能够在缩进位置和伸展位置之间变化的可变曲率，相对于机翼突起的升力襟翼边缘的相对位置可以在伸展位置改变。因此，可以这种方式设计间隙：当向上游观察时，间隙尺寸连续地变窄。该连续地变窄的应当理解为间隙的最窄横截面在后缘处不具有另外曲率的刚性升力襟翼的情形下大于出口处的横截面，并且在最窄横截面与出口横截面之间没有或仅有少量发散的间隙几何形状。优选地，间隙几何形状以单调方式或至少在某些部分上单调的方式变窄。

该收敛间隙几何形状具有这样的优点：与升力增加相关的空气动力学特性通过在具有相同的升力襟翼尺寸、具有相同的运动学边界条件和不可改变的调节机构的情况下将在轮廓顶部上的气流分离转换成更大的迎角及升力系数来提高。逐渐变窄的间隙消除了气流随后的膨胀/滞后，因此防止了空气流经间隙速度的减小。在整个流经间隙期间，流经气流的速度增加使得在轮廓顶部的流动能量可以更加有效的增加，这种增加对于朝向更大的迎角转换气流分离是必要的。

应当指出，升力襟翼不必在整个升力襟翼的跨距上具有可变曲率。升力襟翼还可以包括仅仅部分的可变曲率。此外，可以想象的是，对于高升力系统可以包括若干升力襟翼，仅这些升力襟翼中的某些具有可变曲率。

特别优选地，升力襟翼的可变曲率的区域包括产生升力襟翼的曲率的第一形状的柔性和预形成。在第一曲率形状中，升力襟翼可以设计成在升力襟翼的伸展位置相对于机翼调节收敛间隙。

例如，可以实现柔性，这是因为可变曲率的区域包括初始拉伸，这使得升力襟翼通常坚持采用第一曲率形状，而不是机械上强迫其采用第二曲率形状。第二曲率形状可以修改用于在缩进位置安置(stowability)以使得其在缩进位置形成具有机翼的平齐轮廓表面。

可以通过适当的材料选择、有源弹性元件或升力襟翼的部件的形成或压制来提供柔性。柔性应当足够小以防止在使用高升力系统的飞行阶段曲率发生摆动或连续变化。通过使用纤维复合材料，可以制造预拉伸或预弯曲柔性升力襟翼。处于伸展位置的初始拉伸仅承受迎流，这使得发生第一曲率形状。在缩进位置，第二曲率形状可以通过将升力襟翼压靠在极限止挡件或类似物上来实现。通过纤维的方向的相应说明，其疲劳强度和设计柔性使得纤维复合材料的使用与特殊优点关联。适当时也可以使用其他足够柔性的材料，例如是还可以具有初始拉伸的金属材料。

在根据本发明的高升力系统的另一有利的实施方式中，调节元件可以集成在升力襟翼中或升力襟翼上，在升力襟翼向伸展位置偏转期间，调节元件使升力襟翼可枢转的后缘区域偏转。例如，以拉伸弹簧形式的无源部件可以设置为调节元件，拉伸弹簧牵引枢转后缘区域，因此生成第一曲率形状。与此同时，以压缩弹簧形式的或具有特别材料设计或升力襟翼的材料组合可以实施无源调节元件，这引起弹簧效应。可枢转后缘区域不必设计为单独部件，这意味着升力襟翼的区域设计成是柔性的，并且因此实施后缘区域，调节元件使得后缘区域可枢转以实现第一或第二曲率形状。同样地，单独地制造的、刚性的或弹性的后缘区域可以通过铰链、弹性材料转换件、纺织表面或类似物保持以形成枢转后缘区域。除了无源调节元件，还可以使用有源调节元件，例如运动联接器、电动、液压和气动致动器。

在根据本发明的高升力系统的有利实施方式中，第一曲率形状中的升力襟翼在伸展位置的曲率半径小于第二曲率形状中的升力襟翼在缩进位置的曲率半径。这意味着可变曲率的区域在伸展位置比在缩进位置更加强烈地弯曲。因此，在机翼的包括弯曲轮廓的前缘与升力襟翼之间的间隙连续地收敛。此外，因此增加了可实现的升力系数。

在根据本发明的高升力系统的有利改进中，机翼包括接收表面，升力襟翼可以在接收表面上移动以达到缩进位置。在该设置中，接收表面以对应于具有第二曲率形状的升力襟翼的限定表面的方式形成。当将升力襟翼放置在接收表面上时，在第一曲率形状中靠近接收表面的升力襟翼被迫向回以呈现第二曲率形状。

优选地ē不需要有源元件以实现从第一弯曲位置到第二弯曲位置的转变。足够的是，形成预成形为第一曲率形状的升力襟翼，通过将升力襟翼放置在适当的接收表面返回到第一弯曲表面以实现尽可能节省空间地容置在机翼上，并且提供用于巡航飞行的空气动力学上的预定形状。

在根据本发明的高升力系统的优选改进中，接收表面设置在机翼的下侧，其中，升力机翼保持成使得在机翼的前缘上能够转动。

在根据本发明的高升力系统的同样有利的改进中，接收表面设置在机翼的顶部，并且升力襟翼至少部分地沿前缘设置以使得能够相对于机翼偏转。在巡航飞行中，升力襟翼形成机翼前缘的一部分。

根据本发明的高升力系统的有利的改进，接收表面包括接收表面保护装置，接收表面保护装置保护机翼的材料免受通过或来自超压载荷的磨损，超压载荷可在移动升力襟翼或迫使升力襟翼返回到其第二曲率形状期间发生。该接收表面保护装置应当是抗腐蚀的并且应当包括与机翼本身相似或相同的热膨胀特性，或者应当以不同热膨胀不会导致任何损害的方式与相应装置的使用连接。例如可以考虑包括聚四氟乙烯(特弗纶)、不锈钢、凯夫拉尔(Kevlar)或其他适当材料的部件。

根据本发明的、用于相对于飞行器的机翼移动升力襟翼的方法也可以满足上述需求。根据本发明的方法基本上包括下列步骤。首先，相对于机翼移动升力襟翼以在机翼和升力襟翼之间形成间隙。与此同时或在升力襟翼的移动之后，升力襟翼的曲率改变使得在升力襟翼与机翼轮廓之间的间隙向下游以与满足空气动力学要求的方式、例如以单调的方式、减小。这意味着严格地单调收敛不是强制性的；在某些区域间隙也可以延伸为既不收敛也不发散。然而，要避免发散的明显的下游延伸部。接下来是升力襟翼朝向机翼的运动，其中，在与伸展运动期间的方向相反的方向上的曲率改变同时或预先出现。

此外，该需求也可以通过具有如上所述的高升力系统的飞行器来满足。

附图说明

在下列示例性实施方式和附图的描述中公开了本发明另外的特性、优点和应用选择。全部描述的和/或示出的特性单独地和以任意组合的方式形成本发明的主题，而不考虑在单独权利要求中的构成或他们之间的相互关系。此外，在附图中相同或相似的部件具有相同的附图标记。

图1示出了根据本发明的、具有处于伸展位置和缩进位置的升力襟翼的高升力系统的截面。

图2a和2b示出了根据本发明的、具有处于伸展位置和缩进位置的升力襟翼的高升力系统的另一示例性实施方式。

图3a和3b示出了根据本发明的、具有处于伸展位置和缩进位置的升力襟翼的高升力系统的另一示例性实施方式。

图4示出了根据本发明的方法的示意性框图。

图5示出了具有根据本发明的至少一个高升力系统的飞行器。

图6a-6c示出了能够实现的空气动力效果。

具体实施方式

图1示出了在飞行器的机翼2上的高升力系统的一部分，所述高升力系统包括设置在机翼2上的升力襟翼4，为了增加升力，如作为示例所示出的，升力襟翼4能够相对于机翼2从缩进位置6移动到伸展位置8。在缩进位置6，升力襟翼4与机翼2互补以形成设计为巡航飞行的光滑轮廓。在伸展位置8，机翼2的有效表面由升力襟翼4补充，其中，与此同时，形成了在升力襟翼4的下游表面12与机翼前缘14之间延伸的间隙10。

应当理解，升力襟翼4可以优选采用若干不同的伸展位置8，使得能够在必要时改变高升力系统的效果。

升力襟翼4包括可变曲率的区域16。在伸展位置8，升力襟翼4包括第一曲率形状24，第一曲率形状24具有在升力襟翼的后缘和机翼2的表面之间的第一曲率半径/距离R1，使得升力襟翼4的后缘17非常清楚地指向机翼2的前缘14。因此，当向下游观察时，间隙10连续地或以单调的方式以空气动力学上对于指向机翼2轮廓顶部的气流适当的方式变窄。这致使将高能量气流以特别有效的方式引入到机翼2的顶部18上，使得失速向更大迎角转变。为了完备起见，值得提及的是，在第二曲率形状26中曲率半径R2对应于在后缘和机翼2的表面之间的距离，并且R0是升力襟翼和机翼2之间的最小距离，最小距离出现在第二曲率形状26中。根据本发明，R1小于/等于R0。

升力襟翼4以柔性曲率区域16变形成第二曲率形状26使得与接收表面20相符的方式设计。该接收表面20可处在凹槽中或者如图1所示处在机翼2外轮廓的台阶22处。接收表面保护装置21可固定到接收表面20以防止接收表面20材料的磨损或破损。第二曲率形状26由处于伸展位置8的升力襟翼4的虚线表示。

优选地，升力襟翼4以通过将升力襟翼4推压到接收表面20的、从第一曲率形状24到第二曲率形状26的回复发生的方式装配。调节机构(在图1中未详细示出)优选将升力襟翼4锁定在缩进位置以使得可将升力襟翼4的使升力襟翼从第二弯曲位置26移动到第一弯曲位置24的力永久地吸收。

图2a示出了还包括具有可变曲率的区域30的升力襟翼28。升力襟翼28与在图1中示出的升力襟翼4不同之处在于：升力襟翼28在缩进位置形成机翼2轮廓的前缘的至少一部分。具有可变曲率的区域30以在伸展位置36的间隙34向下游连续地保持狭窄的方式来调准，狭窄部分改善了机翼2的轮廓顶部处的气流分离的迟滞。在第一曲率形状42中，在升力襟翼4的后缘和机翼2的表面之间的曲率距离/半径R1得以实现，该曲率距离/半径R1小于在第二曲率形状40中的在升力襟翼4和机翼2表面之间的最小距离R0。

在缩进位置32，区域30搁置在接收表面38上，并且区域30通过这种方式保持在可连续地转移到机翼轮廓的第二弯曲位置40。在伸展位置36，具有可变曲率的区域30一定会呈现第一曲率形状42，这使间隙34产生理想的特性。

图3a示出了另一实施方式，在该实施方式中，升力襟翼44还包括可变曲率的区域48。在伸展位置46，升力襟翼44包括第一曲率形状50，在第一曲率形状50中，枢转地设置的后缘区域52通过调节元件54向机翼2偏转，调节元件54在本实施方式中设计为拉伸弹簧，但还可以任何适当的无源或有源部件的形式实施。这产生如下间隙56：当向下游观察时，该间隙56相对于被引导至机翼2的轮廓顶部上的气流以满足空气动力学要求的方式连续地变窄或以单调方式变窄。这致使将高能量气流以特别有效的方式引入到机翼2的顶部18上，使得动力学失速向更大迎角转变。为了确保所限定的偏转不过大，可以设置在铰链62中所结合的限制止挡件53。

在升力襟翼4和机翼2之间的间隙主要是收敛的；仅有非常狭窄的区域成形为使得趋向于发散。在枢转后缘区域和机翼表面之间的间隙的出口横截面小于其进口横截面。

在缩进位置，如在图3b中示出的，升力襟翼44处于缩进位置，在缩进位置，枢转地设置的后缘区域52处于与对应接收表面60一致的第二曲率形状58。这致使调节元件54张紧以使得在升力襟翼44偏转期间，向回枢转可移动保持后缘区域，出现第一曲率形状50。

图4是根据本发明的方法的示意框图。在升力襟翼相对于机翼运动64以在机翼和升力襟翼之间形成间隙期间或之后，升力襟翼的曲率改变66使得在升力襟翼和机翼轮廓之间的间隙向下游连续地减小。随后，当高升力系统要不工作时，升力襟翼朝向机翼的运动发生，其中，将升力襟翼放置在接收表面或通过有源部件激活向回枢转使得沿伸展运动相反方向的曲率发生改变70。

此外，图5示出了具有根据上述特性的至少一个高升力系统的飞行器72。

图6a和6b示出了对于包括常规高升力系统的机翼74的升力CL相对于迎角α的斜率，其中，在机翼74中在机翼74的前缘上的升力襟翼76形成主要的发散间隙78。在示出的迎角α处，气流失速使得升力不再生成。通过间隙78将高能量气流供应到机翼74的顶部上不再以最佳方式发生。

与此相对照，在图6c和6d中，将升力襟翼80使用在机翼74上，升力襟翼80能够防止在示出的迎角α处的失速。示出了机翼74顶部的气流，并且根据在图6c中的示意图，相比具有刚性升力襟翼76的常规高升力系统，可实现的升力处于更高的水平，如从图6a和6c的对照中可以非常清楚地看到。

此外，应当指出的是，“包括”并未排除其他元件或步骤，“一种”或“一个”并未排除多个数量。此外，应当指出，已参照上述示例性实施方式中的一个描述的特性或步骤还可以与上述的其他示例性实施方式的其他特性或步骤组合使用。在权利要求中使用的附图标记不用于限制本发明。

附图标记列表

2机翼

4升力襟翼

6缩进位置

8伸展位置

10间隙

12表面

14机翼前缘

16具有可变曲率的区域

17后缘

18顶部

20接收表面

22步骤

24第一曲率形状

26第二曲率形状

28升力襟翼

30具有可变曲率的区域

32缩进位置

34间隙

36伸展位置

38接收表面

40第二曲率形状

42第一曲率形状

44升力襟翼

46伸展位置

48具有可变曲率的区域

50第一曲率形状

52后缘区域

53限制止挡件

54调节元件

56间隙

58第二曲率形状

60接收表面

62铰链

63缩进位置

64移动

66改变曲率

68移动

70改变曲率

72飞行器

74机翼

76升力襟翼

78间隙

80升力襟翼

Claims

1.一种用于飞行器的高升力系统，包括设置在机翼(2)上的至少一个升力襟翼(4、28、44、76、80)，所述升力襟翼(4、28、44、76、80)联接到所述机翼(2)并且设计为能够相对于所述机翼(2)在缩进位置(6、32、63)与至少一个伸展位置(8、36、46)之间运动，其中，处于所述缩进位置(6、32、63)的所述升力襟翼(4、28、44、76、80)承靠在所述机翼(2)上，而处于所述伸展位置(8、36、46)的所述升力襟翼(4、28、44、76、80)相对于所述机翼(2)形成气隙(10、34、56、78)，

其中，朝向所述升力襟翼(4、28、44、76、80)的后缘(17、52)指向的所述升力襟翼(4、28、44、76、80)包括至少一个具有可变曲率的区域(16、30、48)，所述区域(16、30、48)在所述升力襟翼(4、28、44、76、80)的伸展位置中朝向所述机翼(4)延伸。

2.根据权利要求1所述的高升力系统，

其中，处于伸展位置(8、36、46)的所述升力襟翼(4、28、44、76、80)相对于所述机翼(2)的前缘向上游偏置，所述前缘包括弯曲轮廓。

3.根据权利要求1或2所述的高升力系统，

其中，所述升力襟翼(4、28、44、76、80)设计成呈现至少一个第一曲率形状(24、42、50)和第二曲率形状(26、40、58)。

4.根据前述权利要求中的任一项所述的高升力系统，

其中，所述间隙(10、34、56、78)在处于伸展位置(8、36、46)的所述升力襟翼(4、28、44、76、80)的后缘(17、52)与在所述升力襟翼(4、28、44、76、80)呈现第一曲率形状(24、42、50)时所述机翼(2)的向下游收敛的表面之间延伸。

5.根据前述权利要求中的任一项所述的高升力系统，

其中，所述具有可变曲率的区域(16、30、48)设计成是挠性的，并且呈第一曲率形状(24、42、50)的所述升力襟翼(4、28、44、76、80)是预先形成的。

6.根据前述权利要求中的任一项所述的高升力系统，

其中，所述升力襟翼(4、28、44、76、80)由纤维复合材料制成。

7.根据前述权利要求中的任一项所述的高升力系统，

其中，所述升力襟翼(4、28、44、76、80)包括能够通过调节元件(54)运动的可枢转后缘区域，其中，所述升力襟翼(4、28、44、76、80)能够通过使所述可枢转后缘区域运动为第一曲率形状和第二曲率形状来调节。

8.根据权利要求7所述的高升力系统，

其中，所述调节元件(54)是无源的。

9.根据权利要求7所述的高升力系统，

其中，所述调节元件(54)是有源致动器。

10.根据权利要求7至9中的任一项所述的高升力系统，

其中，所述可枢转后缘区域是单独的、能够被枢转地保持的部件。

11.根据前述权利要求中的任一项所述的高升力系统，

其中，所述机翼(2)包括接收表面(20、38)，所述升力襟翼(4、28、44、76、80)能够被压靠于所述接收表面(20、38)以保持呈现所述第二曲率形状。

12.根据权利要求11所述的高升力系统，

其中，所述接收表面(20、38)包括接收表面保护装置。

13.一种用于使升力襟翼(4、28、44、76、80)运动的方法，包括下列步骤：

-使所述升力襟翼(4、28、44、76、80)从处于机翼上的缩进位置运动(64)到伸展位置；

-将所述升力襟翼(4、28、44、76、80)的曲率改变(66)为第一曲率形状。

14.根据权利要求13所述的方法，还包括以下步骤：

-使所述升力襟翼(4、28、44、76、80)朝向所述机翼运动(68)到缩进位置；

-将所述曲率改变(70)为第二曲率形状。

15.一种飞行器，包括两个机翼(2)和至少一个高升力系统，所述高升力系统包括设置在机翼(2)上的至少一个升力襟翼(4、28、44、76、80)，所述升力襟翼(4、28、44、76、80)联接到所述机翼(2)并且设计为能够相对于所述机翼(2)在缩进位置(6、32、63)与至少一个伸展位置(8、36、46)之间运动，其中，处于所述缩进位置(6、32、63)的所述升力襟翼(4、28、44、76、80)承靠在所述机翼(2)上，而处于所述伸展位置(8、36、46)的所述升力襟翼(4、28、44、76、80)相对于所述机翼(2)形成气隙(10、34、56、78)，