CN103419929B - 飞行器机翼、飞行器和减小气动阻力提高最大升力的方法 - Google Patents

Abstract

一种用于飞行器的机翼（2），包括前缘（4）和从主机翼区域的端部延伸至翼梢（26）的翼梢延伸部（8）。翼梢延伸部（8）包括沿着前缘（8）至少从主机翼区域的端部至翼梢（26）的开口（22）布置，开口（22）连接至空气输送装置，空气输送装置用于输送空气通过开口（22）。由此，在低飞行速度的飞行状态中，翼梢延伸部周围的流动能够被协调统一以使得减小阻力并且增大机翼升力。本发明还涉及一种用于降低气动阻力并提高最大升力的方法以及一种飞行器。

Description

飞行器机翼、飞行器和减小气动阻力提高最大升力的方法

相关申请的交叉引用

本申请要求2012年3月29日提交的欧洲专利申请No.12162156.9和2012年3月29日提交的美国临时专利申请No.61/617,169的优先权，这些申请的全部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行器的机翼、一种飞行器和一种用于减小气动阻力并且提高最大升力的方法。

背景技术

在商用飞行器中，经常安装有翼梢延伸部以提高效率，因为可以降低升力诱导的阻力以及可以增加翼梢处产生的升力。由于翼梢延伸部通常设计用于巡航飞行状况，所以它们在起飞和降落过程中可能出现不希望的失速行为。尽管机翼自身通常包括例如以设置在前缘的缝翼的形式存在的高升力装置，其目的是在主机翼在不使用高升力装置的情况下失速所处的迎角下延缓尾翼的失速，但是由于变化复杂的曲率和可用的小的装配空间，翼梢延伸部的保护需要在翼梢延伸部处具有相当复杂的运动学。因此，在安装前缘高升力装置的情况下，翼梢延伸部通常无法受到保护。

在现有技术中，改进未受保护的翼梢延伸部的失速行为有不同的解决方法。例如，已知安装位于翼梢延伸部内侧的被动前缘栅栏。但是，此措施是否能够完全消除一定飞行包络带宽中的失速是有疑问的。但是，可以假设此措施在相当程度上阻止了局部失速区域向外侧进一步扩展。

发明内容

因此，本发明的一个方面是提出一种具有翼梢延伸部的机翼，其中，该机翼适于实质性改善翼梢延伸部的失速行为而不存在由于从机翼表面延伸的被动装置所带来的气动损失。

根据本发明的一种实施方式的用于飞行器的机翼包括前缘和从连接区域延伸至翼梢的翼梢延伸部，其中，翼梢延伸部包括沿着前缘至少从连连接区域至翼梢的开口布置，开口连接至空气输送装置，空气输送装置用于输送空气通过开口。

上文描述的机翼可以基于商用飞行器的典型机翼，其具有翼梢延伸部以特别是在巡航状态下改善机翼的效率。在除了巡航阶段的飞行状态期间，例如在起飞和降落过程中，产生明显较大的迎角。因为传统机翼的端部是不能适应的，所以对整个飞行包络的全局形状最优化自然地以随着时间的相关形状冲击作为参数来进行加权。这意味着最终机翼端部的几何形状对于整个包络来说是最好的，但是与对于单个飞行阶段专门设计的情况相比，潜在地表现稍差。这导致在通常使用高升力装置的飞行场景中升力下降以及阻力上升。

在靠近前缘的区域中在翼梢延伸部上引入开口能通过吸入或者吹出空气，例如通过相对于相邻缝翼或者其它高升力装置下游的流动喷射用于均衡流动能量的跨音速或者超音速动量流体，使流动特性协调一致。为了激发也能够降低或者消除分离的涡流现象，可以吸入和/或吹出空气或者适时地改变它们中的两者或一者。因此，可以实现脉冲吹气、脉冲吹吸气以及脉冲吸气和吹气与吸气之间的所有转变。这样，局部流动控制不依靠翼梢延伸部的前缘区域中的襟翼或者其它可伸展的或者固定的气动表面，并且不会产生与阻力相关的分离。另外，随着已经成功展示出的各种研究活动，通过使用不同的主动流动控制方法能够改善流动和延缓分离，因此，所提出的措施的有效性毋庸置疑。

另外，安装的主动流动控制装置位于机翼内部并且不需要任何部署空间。额外地并且由于内部安装，在偏离设计的场景中几乎不产生阻力。不得不认为，高升力产生的降级也取决于面对翼梢延伸部的外侧前缘高升力装置的端面周围的局部流动所带来的更复杂的三维流动现象。为了开口的准确定位、延伸范围和数量，实施计算流体力学（CFD）分析和高雷诺数风洞测试或者甚至飞行测试认为是有帮助的。

为了清楚和全面，应当指出，如上所述的局部流动控制可以使用各种不同的流动状态。首先，可以通过至少一部分开口或者全部开口稳定吹气，这意味着压缩空气源稳定地连接至开口，因此空气恒定地通过开口输送至环境中。第二，可以通过至少一部分开口或者全部开口稳定吸气，这意味着压力降稳定地连接至开口，因此空气恒定地通过开口吸进机翼结构中。第三，可以在机翼的特定部分中稳定吹气同时在机翼的另一部分中稳定吸气，例如这取决于将机翼的上部和下部分开的驻点线。另外，可以适时地改变吹气，这包括从零至最大的流量调节，以及适时地改变吸气，这包括从零至最大的流量调节。最后，在机翼的至少一部分中可以交替的形式进行吸气和呼气。

在有利的实施方式中，机翼包括前缘高升力装置布置，其具有外侧前缘高升力装置，其中，开口布置从外侧前缘高升力装置的外缘向内侧方向延伸多达翼展的20%。由此，能够以高效的方式操控由外侧前缘高升力装置的外侧端面产生的侧向旋涡，因为局部流动控制区域明显地与外侧前缘高升力装置重叠。由此，除了最初由于翼梢延伸部上的局部失速现象产生的流动分离之外，由冲击在翼梢上的外侧前缘高升力装置的端面产生的流动模式也得以协调一致。

在另一有利实施方式中，开口布置定位在具有延伸的高升力装置的机翼上的就分离趋势而言具有最高流动不稳定性的区域附近的区域中。该区域覆盖了由驻点线限定的机翼的上表面和下表面，驻点线代表机翼的上部和下部之间的界面。通常来说，在局部机翼或者翼梢轮廓具有其最大曲率的区域中可以找到驻点线。在此区域中，存在吸气峰值，吸气峰值倾向于分离机翼上的流动，因为流动必须克服机翼表面上的明显的压力增加。在通过将空气引入感兴趣的区域或者从感兴趣的区域吸出空气来影响局部流动的情况中，消除或者至少明显减小了分离。因为驻点的实际位置取决于机翼轮廓特性，所以开口可以位于机翼上侧、机翼下侧或者可以从机翼下侧延伸至机翼上侧。主动流动控制方法将有助于降低由于在最高翼型曲率附近的主机翼吸气峰值之后的再压缩引起的失速趋势以及降低与不利的旋涡结构相关的分离。

在有利的实施方式中，开口可以从以下开口组中选择，组包括：孔洞、在平行于前缘的方向上引入机翼的表面中的至少一个狭缝、在垂直于前缘的方向上引入机翼的表面中的至少一个狭缝以及在与前缘成角度的方向上引入机翼的表面中的至少一个狭缝。由此，可以在考虑实际飞行器的流动特性的情况下选择或者编制最佳的开口布置。并不需要所有的开口具有相同形状或者相同直径，布置也可以由具有不同直径或者形状的不同开口编制而成，这取决于实际局部流动特性的要求。

应当指出，狭缝可以在侧向方向上分开或者可以实现为完全在感兴趣区域的侧向边界内延伸的狭缝。单独的狭缝区段可以具有1mm至1000mm、优选10mm至100mm的侧向尺寸。如果使用在整个感兴趣区域的侧向尺寸上延伸的多个狭缝，则这些狭缝可以相互平行设置。

在另一有利实施方式中，开口布置包括孔洞和/或狭缝，孔洞和/或狭缝在垂直于全局流动矢量的平面中具有第一角度，在平行于局部流动矢量的平面中具有第二角度。因此，孔洞和/或狭缝不必专门地垂直于外板或者蒙皮机械加工到机翼中，而是可以用更老练的方法来覆盖孔洞和狭缝。此设计原理可以在具有一定厚度的机翼盖板中得以改进。

在另一有利实施方式中，机翼包括前翼梁，前端元件附接在前翼梁上，其中，开口延伸进前翼梁中或者连接至前翼梁中的管道。前翼梁可以包括或者限定管道的至少一部分并且还可以包封空气输送装置。由此，前翼梁可以作为用于将多个开口连接至单个空气输送装置的歧管。

在有利实施方式中，输送装置适于通过开口吸入空气。由此，因为可以减少在覆盖前缘高升力装置布置的中断的感兴趣区域中积累的过量空气，所以可以降低或者消除旋涡的产生。如果需要，这可以使得局部流动协调一致并且由此改进高升力的产生。

可替代地，取决于局部流动特性，空气输送装置也可以适于通过开口吹出空气。由此，可以增加局部流动能量，使得局部流动速度增加，由此延缓局部失速或者其它流动分离现象。为了这个目的，输送装置可以通过各种不同的装置来实现。例如，如果可以在飞行器内部使用现成的压缩空气源，则空气输送装置可以是阀门或者适于打开或者关闭通过开口的气流的任何其它流体装置。另外，这种阀门或者其它流体装置也可以适于控制或者调节通向开口的压缩空气压力，其中，空气输送装置可以有利地连接至控制单元，控制单元能控制阀门装置。

在有利实施方式中，空气输送装置包括与开口布置流体连接的压缩空气管路。压缩空气管路可以连接至飞行器内部的压缩空气源，例如电气环境控制系统的压缩机、引气驱动的环境控制系统的组件、冲压空气进气口或者引气口本身。

在有利实施方式中，空气输送装置包括与开口流体连接的吸气管路。吸气管路可以连接至压力降，例如风扇入口、文氏喷管或者适于将低于开口处的压力的压力应用于吸气管路的其它装置。

在另一有利实施方式中，输送装置被实现为独立地压缩空气以通过开口吹出空气的压缩机或者风扇。这可以使得局部流动控制装置更紧凑地集成到前缘高升力装置中断的区域中，因为不需要用于将压缩空气引导穿过飞行器到达此区域的额外管道或者装置。

在另一实施方式中，空气输送装置包括吸气设备。这种空气输送装置也可以被实现为风扇，其中，吸气口或者空气入口可连接至开口。这使得翼梢延伸部区域中的空气能够被吸出以降低气流速度以及延缓流动失速。

在另一实施方式中，空气输送装置适于以交替方式通过开口吹出或者吸入空气。这既可以通过将压缩空气管路或者吸气管路交替地连接至开口来实现，也可以通过将用于吹气的空气输送装置和用于吸气的另一空气输送装置连接至开口而实现。可替代地，活塞布置或者任何其它位移体布置，例如包括活塞的气缸，活塞可以活动地支撑在气缸中，可以连接至开口。通过往复运动，正弦曲线的压力或者具有另一适时形状函数的压力施加在开口上，导致吸气和吹气交替应用。通过此，可以激发防止或者减弱流动分离现象的旋涡。

在另一改进实施方式中，感兴趣区域从前缘向后缘延伸多达机翼根弦的30%。这将局部流动控制限制在最优化地影响局部流动特性所需的区域。

本发明的另一个方面涉及一种包括至少一个机翼的飞行器，机翼具有如上所述实现的翼梢延伸部。另外，飞行器可以包括压缩空气源，例如环境控制系统的组件、机翼安装的发动机的引气口、冲压空气入口或者其它装置。使用引气口可能是有利的，因为从发动机至开口布置的距离可能比至安装在飞行器机身内部的其它装置的距离更短。由于其材料特性，为了防止温度超过机翼结构的最大允许温度，既可以使用冷却器以冷却传送至环境控制系统或者其它装置的引气，也可以引入额外的引气口，该额外的引气口将低温的引气输送至例如前两级压缩机中的一个中。

另外，本发明的一个方面涉及一种用于减小气动阻力并且提高最大升力的方法，该方法基本上通过如下步骤来实现：当前缘高升力装置伸出时，将空气输送通过位于机翼上的覆盖附加体的区域中的开口布置。

附图说明

在示例性实施方式和附图的下列描述中对本发明的进一步的特征、优势以及应用选择进行描述。所有描述的和/或图示的特征其本身以及任何组合形式构成本发明的主题，而不管各个权利要求中它们的组成或者它们的相互关系如何。另外，附图中相同或者类似组件具有相同的附图标记。

图1a和1b以两种不同的示意图示出了根据本发明的机翼。

图2a至图2f示意性示出了不同的输送装置。

图3示出了具有根据本发明的机翼的飞行器。

具体实施方式

图1a示出了根据本发明一个实施方式的机翼2的示意图。机翼2包括前缘4、后缘6以及翼梢延伸部8。翼梢延伸部8可以包括具有更多或更少复杂曲率的形状并且通常在端部区域具有上反角。翼梢延伸部8连接至或者集成至主机翼10的外侧区域，主机翼10包括前缘高升力装置布置，前缘高升力装置布置由单独的缝翼14、16、18和20构成，其中，缝翼20是外侧缝翼。每个机翼2的缝翼14至20的实际数量仅作为示例而被选择并且不意味着限制保护范围。

外侧缝翼20定位得邻近翼梢延伸部8，使得在展开之后，外侧缝翼20的端面21位于影响围绕或者冲击在翼梢延伸部8上的气流的上游位置。此外，由于在起飞或者降落阶段过程中机翼2的迎角明显增加，未受保护的翼梢延伸部8上的流动特性可能是不均匀的，并且分别产生失速和流动分离现象。

为了使翼梢延伸部8上的局部流动协调一致并且基本上避免翼梢延伸部8上的流动分离，在翼梢延伸部8上以及在邻近翼梢延伸部8的位于更加向内的区域中设置有开口22布置。这些开口22是用于通过吸入空气或者吹出空气来影响局部流动的局部流动控制设备的中心部分。

为了提高气动升力并且降低阻力，优选地，可以使开口22布置从外侧缝翼20的外缘24向翼根区域延伸高达翼展的20%（尺寸a所示）以及延伸直至翼梢26（尺寸b所示）。另外，此布置可以从前缘4向后缘6延伸高达机翼根弦的30%，如尺寸c所示。

开口22可以是具有0.1mm至20mm的宽度或者直径的狭缝或者孔洞，其中，在横向方向上分开的狭缝可以各自具有1mm至1000mm并且优选在10mm与100mm之间的侧向尺寸或者宽度。具有甚至更大的侧向延度的狭缝区段也是可能的，例如可以高达1000mm或者甚至更大。可以想象，作为一种替代，可以生成完全在感兴趣区域的侧向边界内延伸的一个或者更多个窄缝。狭缝可以沿着翼展方向定向，其中，延伸方向基本上平行于前缘4。如果使用多个这种狭缝，这些狭缝可以相互平行地设置。除此之外，可以想象垂直于翼展方向或者与翼展方向成角度地延伸。如果翼梢8具有增加的掠角，狭缝可以连续地平行于局部前缘对齐，假使期望沿翼展方向延伸的话。

可以使用多个孔洞例如1至10000个或者多个狭缝例如1至300个。另外，还可以使用孔洞和狭缝的组合以及在各个开口之间使用多个不同的尺寸，这取决于局部流动特性。

图1b以三维视图示出了包括开口22布置的区域。主机翼10的端部通向翼梢延伸部8，翼梢延伸部8相对于主机翼10具有明显增加的上反角和明确的特殊曲率，其主要目的是改进巡航特性。为了避免流动分离和来自外侧高升力装置20的端面21的流动的巨大影响，开口22设置在翼梢延伸部8本身上并且设置成从外侧缝翼20的外缘在向内的方向上延伸高达翼展的20%。开口示例性地以多排狭缝来实现，多排狭缝基本上相互平行地并且平行于局部前缘延伸。

开口22连接至输送装置（图1b中未示出），输送装置可以将压缩空气引导至开口22。例如，空气管路15可以在机翼的前翼梁19内从更内侧的方向通向开口22，其中，前端元件17连接至该前翼梁19，开口22可以进一步连接至位于开口22与空气管路15之间的歧管25（在截面图A-A中进一步示例性描述）。歧管25可以通过由机翼的上蒙皮27和在产生空腔的情况下连接至上蒙皮的下蒙皮23构成的腔形成。可以想象将引气口、环境控制系统的组件、分离风扇或者压缩机、冲压空气入口或者其它装置作为压缩空气源。可替代地，空气管路15也可以是连接至压力降以从开口22吸入空气的吸气管路。

图2a示出了通过取自环境控制系统28，例如组件或者压缩空气管路，的空气对开口22进行的空气供给。由此，压缩空气供给至输送装置30，输送装置30可以包括阀门，阀门适于打开或者关闭空气供给。输送装置30可以还包括歧管，歧管将空气从单个供给管路供给至多个开口22。可替代地，歧管可以结合至如上文所述的机翼结构中。

因为仅在高升力条件下需要空气供给，所以优选地，输送装置30连接至控制单元32或者实质上用于飞行控制的任何其它电子装置，其中，控制单元32还可以连接至飞行控制计算机、飞行管理系统，或者可以以飞行控制计算机或者飞行管理系统的一部分来实现。与控制单元32的连接对于打开或者关闭供给是必要的或者有优势的而且还可以在考虑实际空气速度和所需空气流动时提供调节容积流量的能力。

图2b示出具有飞行器发动机9的替代方案，飞行器发动机9将引气输送至输送装置30，输送装置30可以与图2a中的相同。因为引气的温度可能超过飞行器结构中的开口22的最大允许温度，所以可以在输送装置30的上游安装冷却器或者预冷器。这冷却器如虚线34所示。通常，飞行器中的引气系统包括至少其中一个这种冷却器34。可替代地，可以设置额外的引气口以降低此增压空气源的压力和温度。

在没有引气或者不想/不必/不期望安装从环境控制系统的组件至输送装置30的空气管道的情况下，如图2c所示，可以使用连接至输送装置30的冲压空气入口36。冲压空气入口可以安装在发动机9的吊架中或者高压场的接近主动流动控制应用区的其它区域中从而防止在飞行器内产生较长的冲压空气管道。优选地，冲压空气入口36可通过翻板或者其它装置关闭在巡航飞行过程中以防止不期望的阻力。

在图2d中，示出了一种示例性活塞型的合成射流设备，其由偏心轮和电动机的组合来驱动。空气输送装置38可以连接至控制单元32，输送装置38以交替的方式产生通过开口22前后移动的局部环绕空气流。用于此合成射流设备的可替代方案在本技术领域中是众所周知的，其包括例如电磁驱动器和压电驱动器。操作频率可以超过1Hz并且可以达到数百Hz，这取决于单独的开口22的尺寸。通过使用合成射流设备，可以完全消除要被输送的空气的必要流量。这还使得能量转移到局部流场中，由此直接影响了分离特性并且使总的流动协调一致。优势在于不存在阀门和较长的空气管路。

图2e示出了使用连接至空气源42的压缩机40。压缩空气可以供给至开口22，其中，可以存在进一步的此处未示出的阀门布置。

图2f示出了使用连接至输送装置44的压缩空气管路46和低压管路48，输送装置44将空气供给至开口22或者从开口22吸入空气。通过连接至控制单元32，空气输送装置44能适应于实际局部流动特性。

图3示出了具有机翼2的飞行器50，机翼2在翼梢区域中具有多个开口22。关于压缩空气供给或者低压源的所有上述可替代布置都可以在此处使用。出于完整性考虑，在机翼表面轮廓的前部示出了完全示例性的驻点52。正如上文所述，开口的位置不局限于机翼的上侧。因此，在截面图B-B中，存在位于机翼2的上侧的开口22区段以及位于机翼2的下侧的开口区段。另外，该图不是约束性的，驻点52以及开口22的位置可以根据预期的或者测量出的流动特性进行调整。

另外，应当指出，“包括”不排除其他元件或者步骤，“一”或者“一种”不排除多个。另外，应当指出，已经参照上述示例性实施方式中的一个描述的特征或者步骤可以与上文描述的其它实施方式的特征或者步骤结合使用。权利要求中的附图标记不能被解释为限制用途。

Claims (14)

1.一种用于飞行器的机翼(2)，包括：

前缘(4)，

翼梢延伸部(8)，所述翼梢延伸部(8)从主机翼区域的端部延伸至翼梢(26)，以及

前缘高升力装置布置，其中外侧的前缘高升力装置(20)具有邻近所述翼梢(26)的外缘(24)，所述外缘位于所述外侧的前缘高升力装置的面对所述翼梢(26)的端面(21)处使得在所述外侧的前缘高升力装置展开之后所述端面位于影响围绕或者冲击在所述翼梢延伸部(8)上的气流的上游位置，

其中，所述翼梢延伸部(8)包括沿着所述前缘(4)至少从所述主机翼区域的所述端部至所述翼梢(26)的开口(22)的布置，所述开口(22)连接至空气输送装置(30、38、40、44)，所述空气输送装置(30、38、40、44)用于输送空气通过所述开口(22)，以及

其中，所述开口(22)的布置从所述外侧的前缘高升力装置(20)的端面处的所述外缘(24)向内侧方向延伸多达翼展的20％。

2.根据权利要求1所述的机翼(2)，

其中，所述开口(22)的布置位于具有伸出的高升力装置的机翼(2)上的就分离趋势而言具有最高流动不稳定性的区域附近。

3.根据权利要求1所述的机翼(2)，

其中，所述开口(22)从如下开口组中选择，所述组包括：

至少一个孔洞，

在平行于所述前缘(4)的方向上引入所述机翼(2)的表面中的至少一个狭缝，

在垂直于所述前缘(4)的方向上引入所述机翼(2)的表面中的至少一个狭缝，

在与所述前缘(4)成角度的方向上引入所述机翼(2)的表面中的至少一个狭缝。

4.根据权利要求1所述的机翼(2)，

其中，所述开口(22)的布置包括孔洞和/或狭缝，所述孔洞和/或所述狭缝在垂直于全局流动矢量的平面中具有第一角度并且在平行于局部流动矢量的平面中具有第二角度。

5.根据权利要求1所述的机翼(2)，进一步包括前翼梁(19)，前端元件(17)附接在所述前翼梁(19)上，

其中，所述开口(22)延伸进所述前翼梁(19)中或者连接至所述前翼梁(19)中的空气管路(28)。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的机翼(2)，

其中，所述输送装置(30、38、40、44)适于通过所述开口(22)吸入空气。

7.根据权利要求1至5中任一项所述的机翼(2)，

其中，所述输送装置(30、38、40、44)适于通过所述开口(22)吹出空气。

8.根据权利要求1至5中任一项所述的机翼(2)，

其中，所述输送装置(30、38、40、44)连接至压缩空气管路并且能够以流体方式连接至所述开口(22)。

9.根据权利要求1至5中任一项所述的机翼(2)，

其中，所述输送装置(30、38、40、44)连接至吸气管路并且能够以流体方式连接至所述开口(22)。

10.根据权利要求1至5中任一项所述的机翼(2)，

其中，所述输送装置(30、38、40、44)实现为压缩机，所述压缩机流体连接至所述开口(22)，和/或所述输送装置(30、38、40、44)连接至吸气装置并且能够以流体方式连接至所述开口(22)。

11.根据权利要求1至5中任一项所述的机翼(2)，

其中，所述输送装置(30、38、40、44)适于以交替方式通过所述开口(22)吹出和吸入空气。

12.根据权利要求1至5中任一项所述的机翼(2)，

其中，所述开口(22)的布置从所述前缘(4)向后缘(6)延伸多达机翼根弦的30％。

13.一种用于降低气动阻力并提高最大升力的方法，所述方法包括通过空气输送装置将空气输送至从主机翼区域的端部至翼梢(26)的翼梢延伸部(8)中的开口(22)的布置，

其中，所述开口(22)的布置沿着机翼(2)的前缘(4)并且从外侧的前缘高升力装置(20)的外缘(24)向内侧方向延伸多达翼展的20％。

14.一种飞行器(50)，包括根据权利要求1-12中任一项所述的机翼(2)。