CN102844237B - 用于飞机的高升力系统以及飞机 - Google Patents

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Abstract

一种用于飞机的高升力系统，其具有：至少一个设置在机翼上的升力襟翼（34），以用于在所述升力襟翼（34）的展开位置上构成在所述机翼（2）的前缘和所述升力襟翼（34）的后缘（40）之间的缝隙；以及至少一个襟翼调节机构，以用于使所述升力襟翼（34）在收起位置和至少一个展开位置之间相对于所述机翼（2）运动。所述机翼（2）具有带有凹部前缘的凹部（35），所述凹部用于容纳在收起位置中的升力襟翼（34），其中，所述凹部前缘设置在所述机翼（2）的这样的区域中，使得升力襟翼（34）的相应地成形的后缘区域具有曲率，由于所述曲率，在所述机翼（2）的前缘和所述升力襟翼的后缘（40）之间的缝隙是连续收敛的。因此能够在不具有主动的或可移动的机构的情况下提供收敛的和改良的缝隙，以用于提高高升力系统的效率。

Description

用于飞机的高升力系统以及飞机
相关说明
本发明要求于2010年4月13日提交的美国临时专利申请No.61/323,424和于2010年4月13日提交的德国专利申请No.102010014792.3的优先权，其公开内容通过参引的方式并入本文
技术领域
本发明涉及一种用于飞机的高升力系统，其具有至少一个设置在机翼上的升力襟翼和用于使升力襟翼在相对于机翼的收起位置和至少一个展开位置之间运动的至少一个襟翼调节机构。
背景技术
在现代客机中，从尽可能高的巡航速度和同时尽可能低的起飞速度和降落速度的要求中得出高升力系统的必要性，所述高升力系统能够在起飞和降落期间被激活，以用于明显提高升力系数。这通常通过提高升力的襟翼发生，所述提高升力的襟翼偏转到飞机的空气流中。此外，特别广泛使用的是多个不同的前缘缝翼，例如展开的缝翼(“extensibleslat”)或者前缘襟翼，例如克鲁格襟翼(“Krugerflap”)，所述前缘缝翼可相对于机翼可运动地设置。下面为了简单起见，前缘缝翼和襟翼通常称为“升力襟翼”。
在一个或多个伸出位置中，构成为前缘缝翼的升力襟翼能够与机翼的前缘间隔开或错位，并且因此构成相对于机翼的前缘的缝隙。通过所述缝隙，富含能量的空气流从飞机的入流移动到机翼的型廓顶侧，以便在那里使气流分离朝向更大的迎角移动。升力襟翼能够根据构成有或不构成有缝隙的结构偏转到飞机的入流中，并且使得机翼的面积和机翼的曲率都变大。
因此，在升力襟翼的收起位置中的机翼的轮廓具有对于巡航而言最佳的轮廓，机翼具有用于容纳升力襟翼的凹部、凹槽、凹进部等等，其中，升力襟翼的和机翼凹部的形状彼此匹配。相应地，在升力襟翼已收起的情况下，机翼和升力襟翼的组合向外得到巡航轮廓。在例如围绕在机翼前缘的区域中的轴线可转动地支承的升力襟翼中，支承面的底侧的巡航轮廓的部段得出升力襟翼在已展开的状态下的顶部轮廓。
升力襟翼通常情况下是刚性的，并且具有内部结构。升力襟翼的在装载位置上指向机翼的面的成型基本上通过所述内部结构确定，并且相应地预先给定用于装载在机翼中或机翼上的相应的凹部的尺寸。升力襟翼常常具有变小的结构厚度，以至于在机翼中的凹部与此相应地构造。
在DE102006053259A1和WO2008/058695A1中介绍了一种用于飞机的机翼的高升力系统，其中，升力襟翼能够从收起位置带到展开位置中，以用于提高升力，其中，在高升力襟翼和机翼之间的缝隙能够与高升力襟翼的位置无关地开启或关闭。因此，以产生较低的噪声的方式可选择地实现改良的最大升力系数或改良的滑动比。
发明内容
为了提高空气动力效率，相对于机翼构成的缝隙优选基本上是收敛的，并且最多具有非常小的和在空气动力学上可忽略的发散的部段。在已知的、构造有缝隙的升力襟翼的高升力系统中，定位不决定性地通过空气动力学的要求实现，而是通过其它非空气动力学的边界条件，例如通过运动学的边界条件或者通过设置在前翼区域中的组件的预先给定的结构空间分布实现，因此能够在展开状态下导致升力襟翼的在空气动力学上十分不利的定位或定向。那么，指向机翼前缘的缝隙的延伸首先能够收敛至最小缝隙尺寸，然而向下游看具有发散的缝隙终端，所述发散的缝隙终端使已经通过缝隙加速的流动再次变得缓慢，以至于不能够完全发挥缝隙的可能的作用。
因此，提供一种具有至少一个设置在机翼上的升力襟翼和至少一个襟翼调节机构的高升力系统被视为本发明的目的，所述襟翼调节机构用于使升力襟翼相对于机翼在收起位置和至少一个展开位置之间运动，所述机翼提供空气动力上的改良，并且改进了通过升力襟翼引起的、在机翼的型廓顶侧上将气流分离朝向更大的迎角移动的效果。
根据本发明的一个实施形式，提出一种具有升力襟翼的高升力系统，所述高升力系统带有升力襟翼前缘和升力襟翼后缘，所述升力襟翼后缘成型为，使得所述升力襟翼后缘能够对准地安装在机翼的在接近前缘的区域中的凹部中，以便在那里对准地补充所述机翼，其中，凹部具有凹部前缘和凹部后缘。在机翼上的所述凹部设置成，使得升力襟翼后缘在已装载状态下指向凹部前缘。凹部前缘定位在机翼的前缘的区域中，使得凹部在凹部前缘的区域中具有这样的曲率，使得相应地成形的升力襟翼设置成用于在升力襟翼的展开位置中构成相对于机翼的前缘的缝隙，所述缝隙向下游看连续地逐渐变窄。
在本发明的意义上，升力襟翼是刚性的，并且能够以传统的方式构造有加固的内部结构，其中，凹部在机翼上的定位基本上对于升力襟翼的所产生的曲率是决定性的，并且从而对于在升力襟翼和机翼之间的缝隙的延伸是决定性的。对于本身已知的调节机构或升力襟翼不需要附加的结构特征来优化缝隙几何尺寸。
但是，所述整体设计方案在其效果方面不是仅局限于例如在机翼的底侧上的凹部的结构，而是由于凹部相对于传统的高升力系统的位置的变化有时可能需要移动在机翼的前缘的区域中的附加的设备，只要通常情况下这样的设备的不受影响的结构空间会由于凹部的错位而受到损害。
通过根据本发明的高升力系统提供的升力襟翼的第二个正面效果在于，升力襟翼的弯度由于在升力襟翼后缘上的更大的曲率而大于已知的升力襟翼，以至于因此与传统的高升力系统相比改进了循环和空气动力效率。
沿着机翼的具有型廓弦长c的型廓弦的任意位置x通过比例x/c说明。机翼前缘通过比例x/c＝0％代表，机翼后缘通过比例x/c＝100％代表。
根据本发明的一个实施形式，凹部前缘设置在机翼的位于x/c＝0.5％至x/c＝2％的区域中的位置处。机翼的靠近前缘的区域的曲率在那里通常清楚地表明为，使得凹部并且从而围绕升力襟翼的相应成形的后缘的区域具有生成收敛的缝隙所需要的形状。
根据本发明的一个实施形式，在机翼上的凹部构造成，使得在相应地成形的升力襟翼后缘上的型廓等分线的局部切线相对于升力襟翼的型廓弦倾斜5°-30°。换句话说，凹部位于机翼的前部区域中，所述机翼的前部区域已经具有如此明显的曲率，使得升力襟翼设置用于产生连续收敛的缝隙。
在本发明的一个范例的实施形式中，凹部成形为，使得相应地构造的升力襟翼在升力襟翼的型廓长度的5％-25％的部段中在靠近后缘的区域中具有5°-20°的曲率。
此外，该目的通过具有前述的高升力系统的飞机实现。
附图说明
从实施例的下述说明和附图中获得本发明的其它特征、优点和应用可能性。在此，与在各个权利要求中的组成和其相互关系无关地，所有已说明的和/或图示的特征本身和其任意的组合形成本发明的主题。此外，在附图中，相同的附图标记代表相同的或者类似的物体。
图1示出根据现有技术的、具有在收起位置中和在展开位置中的升力襟翼的高升力系统的侧剖视图；
图2a示出根据本发明的、具有在三个不同的收起位置中的升力襟翼的高升力系统和在相应地展开的位置中的由此产生的缝隙的几何尺寸的组合视图；
图2b示出在型廓等分线的局部切线和型廓的弦之间的可能的关系；
图3示出根据本发明的高升力系统的另一实施例；
图4示出具有至少一个根据本发明的高升力系统的飞机。
具体实施方式
图1示出根据现有技术的机翼2，所述机翼构造有例如由升力襟翼6组成的高升力系统4，所述升力襟翼能够与所述机翼2的前缘8间隔开地定位在机翼2的上游。通过所述定位产生在升力襟翼6和前缘8之间的缝隙10，所述缝隙确保富有能量的空气流输送到机翼2的型廓顶侧上，以便在那里延迟气流分离，并且由此允许更大的迎角和更大的升力系数。
机翼2的型廓长度通常以参数c标识。机翼2的前缘8沿着型廓弦12的距离通常情况下以参数x标识。在机翼2的后缘14上存在比例x/c＝100％，而在前缘8上存在比例x/c为0％。
在收起位置中，升力襟翼设置在凹部16中，所述凹部与升力襟翼6相应地成形。凹部16具有凹部前缘18和凹部后缘20。根据现有技术，凹部前缘设置在比例x/c约大于等于2.5％(x/c≥2.5％)的范围中。因此，在相应地成形的升力襟翼6的后缘22的区域中的曲率表现为如此小，使得在升力襟翼6和机翼的前缘8之间的缝隙10在现有技术中在不利的边界条件下不单是收敛的，而是在升力襟翼6的后缘22的区域中具有明显的分散。
图2a图解示出，如何通过移动凹部前缘24、26和28产生凹部31、33和35，所述凹部导致在所述升力襟翼的后缘36、38和40的区域中具有更明显的曲率的升力襟翼30、32和34。由此产生的缝隙的几何尺寸随着凹部前缘24、26和28越来越多地移动到前缘8的区域中而得以越来越改善，因为由此缝隙发散减小或完全消除，如通过逐渐减小的缝隙尺寸R1、R2和R3可见。缝隙尺寸R1例如能够表示现有技术，而R2和R3借助根据本发明的高升力系统实现。与前缘8最近地设置的凹部35导致相应地成形的升力襟翼34，所述升力襟翼在展开状态下具有最小可能的缝隙尺寸R3，所述最小可能的缝隙尺寸比现有技术中的最小缝隙尺寸R0更小。
图2b示例地且不按比例地示出具有弯曲的后缘40的升力襟翼34。类似于机翼2的视图，升力襟翼的型廓具有型廓深度cAK，其中，参数xAK能够限定沿着型廓弦的位置。相对的定位能够通过商xAK/cAK说明。
在升力襟翼34的型廓横截面内限定了等分线39，所述等分线正好位于型廓的顶侧和底侧之间。在具有xAK/cAK＝100％的后缘40的区域中，所述等分线39具有与升力襟翼34的型廓弦47成角度地延伸的切线41。由型廓弦47和等分线39的最后方的切线41围成的角优选位于5°-30°的范围内。
表现的特别有意义的是，为了构成连续收敛的缝隙10，将具有xAK/cAK≥xAKk/cAK的升力襟翼34的靠近后缘的区域特别明显地弯曲，其中，xAKk/c能够位于75％至95％的范围内。xAKk/cAK能够特别有利地为约12.5％。优选的是，靠近所述后缘的区域弯曲为，使得在xAK/cAK＝100％的情况下的等分线39的局部切线相对于在xAKk/cAK的情况下的等分线39的局部切线成5°-15°的角，并且特别优选成10°角地弯曲地延伸。
如在图3中所示出的，所述效果还能够通过所述机翼2的型廓的加厚部42略微改进，而不必将升力襟翼30、32或34朝机翼2的前缘8的方向移动太远。通过目的明确地加厚能够使凹部前缘45或43在其相对于型廓弦的位置方面变化，以至于升力襟翼44能够略微倾斜地设置在凹部中，这导致在后缘46的区域中的曲率的提高。
最后，图4示出具有根据前述特征的至少一个高升力系统的飞机48，所述高升力系统包括在图4中涵盖的至少一个升力襟翼34。
要补充地指出的是，“具有”不排除其他元件或步骤，并且“一”不排除复数。此外要指出的是，借助参考上述实施例所说明的特征也能够与其他上述实施例的其他特征组合使用。在权利要求中的附图标记不视为限制。
附图标记
2机翼
4高升力系统
6升力襟翼
8前缘
10缝隙
12型廓弦
14后缘
16凹部
18凹部前缘
20凹部后缘
22后缘
24凹部前缘
26凹部前缘
28凹部前缘
30升力襟翼
31凹部
32升力襟翼
33凹部
34升力襟翼
35凹部
36后缘
38后缘
39等分线
40后缘
41切线
42加厚部
43凹部前缘
44升力襟翼
45凹部前缘
46后缘
48飞机
x/c在机翼上的相对位置
xAK/cAK在升力襟翼上的相对位置

Claims (5)

1.用于飞机的高升力系统，具有：
-至少一个设置在机翼(2)上的升力襟翼(30、32、34、44)，以用于在所述升力襟翼(30、32、34、44)的展开位置中构成在所述机翼(2)的前缘和所述升力襟翼(30、32、34、44)的后缘(36、38、40、46)之间的缝隙；
-至少一个襟翼调节机构，以用于使所述升力襟翼(30、32、34、44)在收起位置和至少一个展开位置之间相对于所述机翼(2)运动，
其特征在于，所述机翼(2)具有用于容纳在收起位置中的升力襟翼的凹部(31、33、35)，所述凹部具有凹部前缘(24、26、28、43、45)，其中，所述凹部前缘(24、26、28、43、45)设置在所述机翼(2)的这样的区域中，使得靠近升力襟翼的所述后缘(36、38、40、46)的相应地成形的区域具有如下曲率，由于所述曲率，在所述机翼(2)的所述前缘和所述升力襟翼(30、32、34、44)的所述后缘(36、38、40、46)之间的缝隙是收敛的，其中所述机翼(2)上的所述凹部(31、33、35)构造成如下方式：所述升力襟翼的等分线(39)的、在其后缘上的局部切线(41)以5°-30°角相对于所述升力襟翼(30、32、34、44)的型廓弦(47)倾斜。
2.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，所述凹部前缘(24、26、28、43、45)设置在这样的位置上，所述位置从所述前缘看相应于所述机翼(2)的型廓深度的0.5％-2％的比例。
3.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，所述机翼(2)上的所述凹部(31、33、35)构造成如下方式：在相应地成形的升力襟翼(30、32、34、44)的处于所述升力襟翼(30、32、34、44)的型廓深度的5％-25％比例处的区域中，与所述等分线(39)相切的切线与所述等分线(39)的切线(41)围成5°-20°角。
4.如上述权利要求之一所述的高升力系统，其特征在于，所述机翼(2)至少在所述凹部前缘(24、26、28、43、45)的区域中具有增厚部(42)。
5.飞机，具有：
-两个机翼(2)；
-设置在所述机翼(2)上的升力襟翼(30、32、34、44)，以用于在所述升力襟翼(30、32、34、44)的展开位置中构成在所述机翼(2)的前缘和所述升力襟翼(30、32、34、44)的后缘(36、38、40、46)之间的缝隙；
-至少一个襟翼调节机构，以用于使所述升力襟翼(30、32、34、44)在收起位置和至少一个展开位置之间相对于所述机翼(2)运动，
其特征在于，所述机翼(2)具有用于容纳在展开位置中的所述升力襟翼的凹部(31、33、35)，所述凹部分别带有凹部前缘(24、26、28、43、45)，其中，所述凹部前缘(24、26、28、43、45)设置在相关的机翼(2)的这样的区域中，使得靠近能够在那里装载的升力襟翼(30、32、34、44)的所述后缘(36、38、40、46)的、相应地成形的区域具有如下曲率，由于所述曲率，在所述机翼(2)的所述前缘和所述升力襟翼(30、32、34、44)的所述后缘(36、38、40、46)之间的缝隙是收敛的，其中所述机翼(2)上的所述凹部(31、33、35)构造成如下方式：所述升力襟翼的等分线(39)的、在其后缘上的局部切线(41)以5°-30°角相对于所述升力襟翼(30、32、34、44)的型廓弦(47)倾斜。
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