CN103153783A - 用于增加飞行器的气动升力的设备和方法 - Google Patents

Abstract

一种用于飞行器（2）的升力装置，包括：具有外侧（3）的飞行器机身部分；附接至飞行器机身部分并从飞行器机身部分向外延伸的气动升力体（6、8）；以及布置在气动升力体（6、8）的前缘（14）上游的被可动地保持的一对附加体（12）。附加体（12）包括在空气动力学上起作用的表面并且设有入流以产生冲击在气动升力体（6、8）上的旋涡（18），因此导致在气动升力体（6、8）上的升力增加。由此，通过简单的装置能够有效地影响在升力体（6、8）上的升力的产生，特别是能够补偿结冰导致的升力损失。优选地，附加体可移动，并且，当操作条件不需要使用所述附加体时，附加体能够移动到中性位置，在该中性位置，它们不伸入到在飞行器周围的气流中，并且因此在流体力学的角度上来说是不起作用的。

Description

用于增加飞行器的气动升力的设备和方法

相关申请的参引

本申请要求2010年10月6日提交的德国专利申请No.102010047643.9的申请日的权益，以及2010年10月6日提交的美国临时专利申请No.61/390,326的申请日的权益，上述申请的公开内容通过参引在此并入本文。

技术领域

本发明涉及一种用于增加飞行器的气动升力的升力装置。本发明还涉及一种装有至少一个升力装置的飞行器。

背景技术

在本技术领域中，在飞行器上使用许多设备来增加气动升力或局部地影响经过飞行器的气流。例如，已知从飞行器机身延伸到经过飞行器的气流中的附加体，这些附加体在本技术领域中被称为“边条”、“旋涡发生器”、“翼刀（fence）”、“LEX”等。这种附加体常用在战斗机中，其用来产生用于影响机翼周围或战斗机的其他部件周围的气流以便扩大飞行包线来实现改善的机动性。这类示例在F16、F18型飞行器以及马基（Aermacchi）M436型飞行器中可见。

发明内容

已知的用于增加飞行器升力的设备和方法包括在下面的示例中陈述的缺点。

已知的设备常常伸入到经过飞行器的气流中，并且因此永久地导致在巡航期间的额外的气动阻力。此外，已知的设备并未被装备为用于在容易结冰的环境下操作，因此它们并不能够将容易结冰的环境中的升力表面的气流分离朝着更高的攻角移动，也不涉及给定的表面或轮廓以提供最大化的升力增加。

因此本发明的目的是减少这些缺点或者同时消除这些缺点。特别地，本发明的目的也可认为是提出一种用于增加升力的设备和方法，该设备和方法既适合在容易结冰的环境中使用，而且在巡航状态中很少产生或不产生起气动阻力。

该目的通过根据独立权利要求1的特征所述的用于飞行器的升力装置来实现。在从属权利要求中阐述了有利的改进。

根据本发明的用于飞行器的升力装置包括飞行器机身部分、气动升力体、驱动装置和一对被可动地保持的附加体。飞行器机身部分包括外侧和内侧。气动升力体附接至飞行器机身部分并且从飞行器机身部分向外延伸。附加体布置在气动升力体的前缘的上游，并且连接到驱动装置，并且此外还被装配为移动到中性位置和至少一个启用位置，在中性位置，附加体停用从而与飞行器机身部分的外侧齐平，并且在该至少一个启用位置，附加体从飞行器机身部分的外侧向外延伸。附加体还包括在空气动力学上起作用的表面并且在启用位置适于有气流以产生在升力体上形成冲击的旋涡，从而导致升力体上的升力增加。

如果升力体在结冰的环境中使用，由于在轮廓上累积冰，使得与干燥的升力体相比，轮廓形状、升力体周围的气流、并且因此所造成的升力都受到显著地妨碍。通过使用上游的升力体，在它们的启用期间，能够显著增加由翼型入流产生的能量，这部分地或完全地补偿了升力体遭受冰累积而造成的升力损失。

飞行器机身部分表示飞行器机身上布置有气动升力体的部分，气动升力体例如为尾翼或机翼组件的形式。在上下文中，该飞行器机身部分所在的位置并不重要，因此，它可位于飞行器的头部（bow）区域中或后部区域中，或者在这些区域附近。此外，例如，应当提到市售飞行器的水平安定面，该水平安定面可布置在靠近飞行器机身的区域中或者为在垂直安定面上方的T-尾形式。与此同时，这还可涉及在头部区域中的尾翼，例如在具有鸭式构型的飞行器的情形中。

附加体在飞行方向上布置在尾翼的前面，即对应上述的术语“上游”。这使得附加体由于它们各自的定向而受到空气动力学上引起的力，与此同时，所述附加体影响冲击在该附加体上的气流，并且在附加体的下游尾迹处（气动升力体也位于该尾迹处）由于附加体的形状而引起气动效应。根据本发明的理念，附加体以这样的方式设计：使得该效应以产生旋涡的形式而实现，该产生的旋涡影响位于尾迹中的升力体从而增加所述升力体的升力。对于该效应，附加体包括在空气动力学上起作用的表面，该表面的形状、位置和角度确定成使得当其受到气流时产生期望的效果。

优选地，附加体设计成使得该效应几乎仅仅发生在飞行器攻角的特定的、被限制的范围内，例如以便改善以与巡航期间不同的路径倾斜角和/或纵向倾斜角以降低的速度着陆进场时水平安定面的可控性。

通过使用驱动装置，附加体是可移动的以便被移动至中性位置和至少一个启用位置，在中性位置，附加体停用从而与飞行器机身部分的外侧齐平或者在流体力学方面不出现，换言之，附加体不施加任何力或任何位移效应；在该至少一个启用位置，附加体从飞行器机身部分的外侧向外延伸。这带来特别的优点，因为附加体能够仅在实际使用它们的飞行阶段中展开。在所有其他的飞行阶段中，附加体能够通过驱动装置被停用，并且能够例如缩回到飞行器机身部分的内部或者能够被折叠到飞行器机身部分以使得造成不受干扰并且在空气动力学上光滑的飞行器机身部分外表面，该外表面与不具有这种附加体的飞行器机身部分相一致。

在有利的实施方式中，气动升力体被设计为作为尾翼，其效果因使用附加体得到改善。另一方面，气动升力体还能够被设计为作为机翼组件，以使得因附加体的启用导致该机翼组件的升力增加。应当理解，两种变型还可并存地布置在飞行器上以便能够既增加机翼组件的升力又增大尾翼的升力。

根据本发明，为了改善旋涡形成的效果并且影响气动升力体的升力，附加体与升力体形成间隙会是有利的。由此导致的扩大的尾迹使得由附加体产生的旋涡的影响会增加；反过来，这使得还可以将升力体的表面的尺寸设定得更小。

在有利的改进中，附加体被布置在气动升力体的前缘上。这使得该具有附接的附加体的升力体非常容易生产，并且还可被制造为一体的部件，其中，在启用位置，尾翼的基本形状对应具有附接的附加体的原始尾翼的形状。

根据本发明的同样有利的实施方式，附加体可例如被保持在气动升力体的前缘并且同时可被设计为能够绕尾翼的前缘旋转或枢转。以这样的方式，附加体的设计和构造可被一定程度地简化，因为附加体不依赖于升力体的位置，而是，例如，在升力体具有预定攻角的情况下，附加体的攻角能够被单独优化。

在有利的改进中，升力体至少在一些部分处被保持成能够绕至少部分地径向延伸到飞行器机身部分的轴线枢转。这例如通过后部水平安定面实现，为了使飞行器开始降落或着陆进场，该后部水平安定面可完全地旋转以释放布置在水平安定面上的升降舵。

根据本发明的有利的实施方式，每个附加体能够包括从几何形状的组中选定的形状，其中，该组可包括以下基本形状：

-三角形，

-尖拱形（ogival shape），

-具有多项式曲线形（polynomial）前缘的三角外形（delta planview），

-具有呈局部圆弧形的前缘的三角外形，

-局部圆弧，以及

-这些基本形状的任何组合。

附加体的尺寸R_a优选地在以下范围中（相对于升力体的空气动力学上起作用的表面）：0<R_a<20%S。附加体的前缘的后掠角优选地大于60°，即，

与平板结合的前缘的形状可通过增加旋涡产生而改善升力体的效果。这些基本形状导致附加体的尺寸减小并且因此导致负荷和重量的减小。

在本发明的有利实施方式中，用于附加体的驱动装置由飞行控制计算机集中控制以便在需要时将附加体从它们的中性位置移动至启用位置。

在本发明的有利的实施方式中，气动升力体为水平安定面，该水平安定面借助可调水平安定面致动器被可动地保持在飞行器机身部分上，并且其中，用于附加体的驱动装置联接至可调水平安定面致动器，使得当水平安定面从中性位置移动到期望的调节位置时，发生附加体从中性位置到启用位置的运动。这意味着附加体的控制可例如非集中地（decentrally）发生在水平安定面的位置处。水平安定面的可调水平安定面致动器向飞行器的控制计算机进行的连续的位置反馈，使得能够通过获取（tap）可调水平安定面致动器的位置，而连续地获得与当前的气动需求有关的推断，该推断能够用于附加体的自动启用。因此，不需要附加体的集中控制来提高特别的飞行情形中水平安定面的气动效果，以使得仅仅通过非常简单的方式联接可调水平安定面致动器的状态，即可实现水平安定面的效果的改善。

优选地，附加体机械地连接到可调水平安定面致动器，使得直接通过可调水平安定面致动器的运动，而不用另外的措施或介入的系统或设备就能够实现附加体的运动。该机械的连接可设想为皮带传动、链传动、推杆、推杆齿轮组件、凸轮、液压或气动齿轮装置。

优选地，附加体包括加热装置，使得在容易结冰的飞行期间，附加体仍然总能够移动，并且在它们被使用后能够从启用位置移动至中性位置，或者在它们被使用之前能够从中性位置移动至启用位置。如果该附加体具有折叠性质，建议加热附加体的整个表面，而在附加体缩回到飞行器机身部分中的情形中，建议加热附加体的朝外的端部以及附接机身部分的相关开口的周围区域。

类似地，通过一种包括飞行器机身的飞行器满足发明目的，该飞行器包括根据上述标准设计的至少一个飞行器机身部分。

最后，根据其它独立权利要求的方法满足上述目标。根据本发明的方法涉及在期望升力体的增升效果时相对于飞行器机身部分移动附加体的步骤。

附图说明

在下文中对示例性实施方式和附图的说明中公开了本发明的其他特性、优点和应用可能性。所有描述和/或示出的特性本身及其任意的组合——无论它们在个别的权利要求中的构成形式或它们的相互关系如何，都形成本发明的主题。此外，附图中相同或相似的部件具有相同的参考标号。

图1和2示出包括水平安定面和布置在其上游的一对附加体的飞行器。

图3示出反馈控制系统的示意性的框图，其包括用于水平安定面的可调水平安定面致动器与用于附加体的驱动运动机构的联接。

图4示出作为根据本发明的方法的示例性实施方式的用于附加体的驱动运动机构的运动学铰接和功能的示意图。

具体实施方式

图1示出飞行器2，包括：飞行器机身4，飞行器机身4具有朝外侧限定飞行器机身4的界限的外侧3；两个机翼组件半部6；两个水平安定面半部8；垂直安定面10以及一对附加体12。水平安定面半部8布置在飞行器2的后部区域，其中附加体12布置在其上游，使得形成与尾翼半部8的前缘14间隔开的间隙。两个水平安定面半部8一起形成水平安定面，从本发明的意义上看，该水平安定面能够被看作是气动升力体。

由于在飞行器上方的气流（该气流由气流矢量16表示），附加体12导致在它们的尾迹中（换言之，在水平安定面半部8的区域中）引起旋涡18，该旋涡18导致水平安定面半部8上的升力增加。与此同时，通过附加体12的相应设计，能够由附加体12自身产生升力，使得最终分析，实现了作为示例示出的飞行器2后部处的水平安定面的升力的显著提高。

图2在稍微不同的示图中示出了水平安定面8和布置在其上游的附加体12，其中，图2示出在附加体12和水平安定面半部8的前缘14之间可存在间隙。

图3还示出附加体12可例如连接到驱动装置20以便从启用位置移动至中性位置，在该启用位置，附加体12从飞行器机身4向外伸出，在中性位置，附加体12完全消失在飞行器机身4内并且闭合成与飞行器机身4的表面齐平。附加体可被保持为能够在轴线13上枢转并且可到达它的中性位置，这是因为它在轴线13上枢转到凹部15中，凹部15设计成使得该区域中的飞行器机身部分在附加体12处于其中性位置的情况下具有尽可能光滑的表面。能够以许多方式控制驱动装置20。该示例示出驱动装置20能够被强制联接（force-couple）到可调水平安定面致动器22，其中，可调水平安定面致动器22（THSA）仅仅用于旋转水平安定面半部8以设定飞行器的期望的配平状态。可调水平安定面致动器22通常连接到调节它的运动的飞行控制计算机24。通过位置反馈，在反馈控制系统中可对水平安定面的位置进行目标/实际调节。为了改善水平安定面的气动性能，例如在飞行器2着陆进场期间——在该期间水平安定面移动至特定的调节位置——的气动性能，特别有利的是将驱动装置20连接到可调水平安定面致动器22。这意味着，当水平安定面移动至期望的调节位置时，附加体12被启用，并且当水平安定面移动回到中性位置或巡航位置时，附加体12被停用并移动到中性位置。

驱动装置20可被设计为单独的致动器、或在可调水平安定面致动器22和用于启用附加体12的相应的铰链式运动机构之间的强制机械联接。

图4示出在可调水平安定面致动器22和附加体之间的机械联接装置，其不需要依赖于电子装置。该图的右侧示出水平安定面8和可调水平安定面致动器22的剖视图。此外，左侧示出了视图A，即水平安定面8和可调水平安定面致动器22的前方或上游，旋转90°的安装情况的视图。在图4的右侧部分上，水平安定面8示出为处于中性位置，由“位置1”表示。该中性位置对应于巡航飞行中占主导情况的低阻力位置。在该位置中，水平安定面8主要需要满足稳定性条件。

在起飞以及着陆的情形中，因为变化的配平条件——在这种情况下水平安定面8上所需的俯冲增加，水平安定面8需要被移动，并且/或者因为可控性需要，水平安定面8需要被移动。这借助可调水平安定面致动器22进行。在该装置中，水平安定面8在配平主轴31上在箭头的方向上向下移动，并且与此同时，所述水平安定面8的后部部分在支点（称为枢转点30）上枢转。

在该运动期间，推杆组件向下移动，其中推杆组件包括借助枢转接头26互连的推杆25。为了清楚起见，在图4的右侧部分和左侧部分都示出了指定的推杆25以及指定的枢转接头26。因此这些是从不同方向观察的相同推杆。

图的左侧部分示出通过轴承装置29附接至飞行器机身4的伸出运动机构27，轴承装置29使得伸出运动机构27能够在该点上枢转。与此同时，伸出运动机构27包括牢固地附接到它们之上的铰接臂28，该铰接臂28枢转地连接到推杆组件。

当水平安定面8向下移动并且与此同时推杆组件向下移动时，伸出运动机构27通过铰接臂28例如逆时针地从位置1（在虚线中示出）向位置2的方向旋转。在该过程中，伸出运动机构27同时使枢接至飞行器机身4的附加体12向启用位置的方向移动，使得附加体12起到它的气动效果。

只要一离开水平安定面8的配平位置或俯冲位置，即，只要可调水平安定面致动器22将水平安定面8移回位置1，附加体12就同时也向中性位置的方向移动。

另外，应当指出，“包括”不排除其他的元件或步骤，并且“一个”不排除为复数的情况。此外，应当指出，已经参考上面的示例性实施方式中的一个被描述的性质或步骤也可组合上述的其他示例性实施方式的性质或步骤使用。在权利要求中的附图标记不应解释为是限制性的。

参考标号列表

2   飞行器

3   外侧

4   飞行器机身

6   机翼组件半部

8   水平安定面半部

10  垂直安定面

12  附加体

13  轴线

14  前缘

16  气流

18  旋涡

20  驱动装置

22  可调水平安定面致动器

24  飞行控制计算机

25  推杆

26  铰接装置

27  伸出运动机构

28  铰接臂

29  轴承装置

30  枢转点

31  配平主轴

Claims (14)

1.一种用于飞行器（2）的升力装置，包括：

-具有外侧（3）的飞行器机身部分；

-气动升力体（6、8），所述气动升力体（6、8）附接至所述飞行器机身部分的外侧并且从所述飞行器机身部分向外延伸；

-驱动装置（20）；以及

-一对被可动地保持的附加体（12），所述附加体（12）布置在所述气动升力体（6、8）的前缘（14）的上游；

其中，所述附加体（12）连接到所述驱动装置（20）以便被移动到中性位置以及被移动到至少一个启用位置，在所述中性位置，所述附加体闭合成与所述飞行器机身部分的外侧（3）齐平，在所述至少一个启用位置，所述附加体从所述飞行器机身部分的外侧（3）向外延伸；

其中，所述附加体（12）包括在空气动力学上起作用的表面并且在启用位置设有气流以产生在所述气动升力体（6、8）上形成冲击的旋涡（18），从而导致所述气动升力体（6、8）上的升力增加。

2.根据权利要求1所述的升力装置，其中，所述气动升力体（6、8）为尾翼（8）。

3.根据权利要求1所述的升力装置，其中，所述气动升力体（6、8）为机翼组件（6）。

4.根据权利要求1所述的升力装置，其中，所述附加体与所述气动升力体（6、8）形成间隙。

5.根据前述权利要求中任一项所述的升力装置，其中，所述附加体（12）布置在所述气动升力体（6、8）的前缘（14）上。

6.根据权利要求5所述的升力装置，其中，所述附加体（12）被保持在所述气动升力体（6、8）的前缘（14）处并且能够在所述气动升力体（6、8）的前缘（14）上旋转。

7.根据前述权利要求中任一项所述的升力装置，其中，所述气动升力体（6、8）至少在一些部分处被保持成能够在轴线（13）上枢转，所述轴线（13）至少部分地径向地延伸至所述飞行器机身部分。

8.根据前述权利要求中任一项所述的升力装置，其中，每个附加体（12）包括从几何形状的组中选定的形状，所述组包括：

-三角形；

-尖拱形；

-具有多项式曲线形前缘的三角外形；

-具有呈局部圆弧形的前缘的三角外形；

-局部圆弧；以及

-这些几何形状的任何组合。

9.根据权利要求1所述的升力装置，其中，所述气动升力体（6、8）为水平安定面（8），所述水平安定面（8）借助可调水平安定面致动器（22）被可动地保持在所述飞行器机身部分上；并且

其中，所述驱动装置（20）连接到所述可调水平安定面致动器（22），使得当所述水平安定面（8）从中性位置移动到期望的调节位置时，发生所述附加体（12）从中性位置到启用位置的运动。

10.根据权利要求9所述的升力装置，其中，联接通过机械推杆组件（25、26）实现。

11.根据前述权利要求中任一项所述的升力装置，其中，所述附加体（12）在其中性位置从所述飞行器机身部分的外侧（3）延伸到所述飞行器机身部分中。

12.根据权利要求1至10中任一项所述的升力装置，其中，所述附加体（12）在其中性位置顺应所述飞行器机身部分使得在表面上齐平。

13.根据权利要求12所述的升力装置，其中，所述飞行器机身部分包括用于容纳所述附加体（12）的凹部（15）。

14.一种飞行器（2），包括具有至少一个如权利要求1至13中任一项所述的升力装置的飞行器机身（4）。

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