CN104039646A - 包括飞行器机翼后缘部段和调节体的组合件 - Google Patents

包括飞行器机翼后缘部段和调节体的组合件 Download PDF

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Abstract

一种组合件，该组合件包括飞行器机翼后缘部段(2)和调节体(8)。该调节体(8)包括在机翼后缘部段(2)的局部翼弦轴线方向上的渐缩的横截面、连接至飞行器机翼后缘部段(2)的顶表面的调节体下表面(16)以及具有高度(h)的后端表面(12)。调节体(8)定位成使得后端表面(12)与飞行器机翼后缘部段(2)的后缘(14)齐平。将调节体(8)附接在机翼后缘部段(2)的顶表面上使得补偿了由于飞行器的不可避免的结构形状偏差引起的偏置翻滚力矩，并且相比于安装在后缘的底表面上的边缘楔形构件，省去了对后缘上的额外结构加强的需求。后缘部段(2)可以包括襟翼。

Description

包括飞行器机翼后缘部段和调节体的组合件
相关申请的交叉引用
本申请要求2012年1月6日提交的欧洲专利申请No.12290007.9的优先权以及2012年1月6日提交的美国临时专利申请No.61/583,812的优先权，这两个申请的公开内容通过参引并入本文中。
技术领域
本发明涉及一种飞行器机翼后缘部段和调节体的组合件。本发明还涉及一种具有两个机翼的飞行器，每个机翼均具有前缘、后缘、位于所述前缘与所述后缘之间或者位于顶表面与机翼底表面之间的翼弦轴线、以及仅附接至一个机翼的调节体。
背景技术
由生产过程中产生的较小的、不可避免的并且可容许的结构形状偏差引起的飞行器的横向不平衡——例如，不对称机翼扭转——是飞行器设计中周知的现象。这种横向不平衡可能会导致需要在飞行期间永久性补偿的恒定偏置翻滚力矩。已知若干种方式，例如副翼的恒定偏斜、配备襟翼、以及将楔形构件在后缘处附接至襟翼底表面。
US 4 542 868公开了一种用于在飞行器机翼的后缘附近或沿着该飞行器机翼的后缘附接至飞行器机翼轮廓的底表面的楔形结构部件。所述楔形结构部件用来在巡航速度期间提高升力系数并减小阻力。
US 6,382,561 B1公开了一种用于飞行器机翼的后缘楔形构件，该后缘楔形构件用于在飞行器的两个机翼中的仅一个机翼的后缘附近沿着该机翼的后缘——优选地与该机翼的后缘平行地——附接至该机翼的底表面。该后缘楔形构件设计成通过局部增大相应机翼的升力系数来补偿由于所有不可避免的结构公差的总和造成的任何不对称飞行器特性。
补偿不对称飞行器特性的一种相当简单的方式是使一个机翼上的副翼永久性地略微偏斜以产生补偿翻滚力矩。该偏斜引起了明显的阻力效果并且因而应当避免该偏斜。
发明内容
将楔形构件附接至机翼——即，襟翼的后缘处——的底表面可以产生比比偏斜的副翼情况下更小的阻力，但是由于升力的明显局部增大可能需要对襟翼结构进行结构加强。潜在地，襟翼支承结构和翼盒可能也需要加强。这使得成本、重量增加以及交货期延长。
因此，本发明的目的可以是在不需要使副翼偏斜或将楔形构件附接至飞行器机翼的后缘部段的襟翼或其他部件的底表面的情况下对飞行器的不可避免的结构公差以及相关的不对称特性提供补偿。另一目的可以是使飞行器的气动阻力的增大最小化。
根据本发明，提供了一种飞行器机翼后缘部段和调节体的组合件，该调节体包括在机翼后缘部段的局部翼弦轴线方向上的渐缩的横截面，该调节体具有调节体上表面、调节体下表面以及后端表面，其中，该调节体下表面连接至飞行器机翼后缘部段的顶表面，并且其中，该后端表面具有高度h，其中，该调节体具有在局部翼弦轴线方向上的长度l，并且其中，该调节体定位在机翼后缘部段上，使得后端表面与后缘齐平。
代替附接至飞行器机翼后缘部段的下侧的楔形构件，将调节体附接至相对机翼的上侧，以便分别抵消飞行器的任何横向不平衡和偏置翻滚力矩。这使得有效地减小了轮廓的拱形，从而导致例如包括机翼后缘的襟翼的局部升力损失，并且因而导致产生了补偿翻滚力矩。为了完全补偿结构形状偏差和偏置翻滚力矩的各自影响，补偿翻滚力矩等于由结构形状偏差引起的偏置翻滚力矩。
由于升力局部减小，因此没有额外的载荷作用在飞行中的襟翼结构上。机翼后缘部段的复杂性较低，并且由于襟翼支承结构的不必要的加强，因此根据本发明的解决方案另外非常地成本有效并且使得附加重量较小。
已经发现拱形减小效应主要由是调节体的后端表面的高度h引起的。由于位于机翼的上侧上的比机翼的下侧上更厚的边界层，调节体的高度h需要比附接至飞行器后缘部段的下侧的类似的楔形构件的高度略大。为了实现平滑的流动过渡，应当避免轮廓中的尖锐边缘、凹部或任何突然的变化。
调节体设计用于恰好在后缘附近并且优选地与后缘平行地附接至后缘部段的顶表面。在现代商业飞行器中，主要由襟翼后缘构成了机翼的后缘。因此，调节体优选地附接至一个或多个襟翼的顶表面。为了考虑多个襟翼的使用，在必要的横向延伸量超过单个襟翼的横向延伸量的情况下，调节体可以是不连续的。
后端表面优选地为平坦的矩形表面，其优选地与飞行方向垂直地延伸，使得后端表面的法线与飞行方向平行。作为替代性方案，后端表面的法线可以与飞行器的x轴平行地延伸。此外，后端表面可以在与局部机翼翼弦相同的平面内或0.5％内延伸。
由于飞行器的总升力系数cL因机翼中的一个机翼的局部拱形减小而减小，因此这种升力损失可能需要补偿。一种实现此补偿的简单的方式可以为非常轻微地分别增大攻角或迎角，从而使被引入到整个机翼结构中的结构载荷非常轻微地增大，从而不需要对单个后缘、襟翼结构或这种结构进行任何结构加强。
将调节体附接至后缘部段的顶表面可以通过粘合、锡焊、焊接、铆接、螺钉连接或进行夹持件连接中的至少一种来实现。优选的附接过程可以为粘合，这是因为其不具有对后缘部段的材料的显著结构效应或热效应。
此外，应当确保调节体的调节体下表面以齐平的方式附接至后缘部段的顶表面，使得不存在允许气流进入开口并使调节体从顶表面上剥落的间隙、缝口、凹部或其他开口。优选地，用于附接调节体的胶还用作密封剂并以弹性的方式密封调节体的前缘与后缘部段的顶表面之间的中间空间。如果该胶在中间空间的热膨胀期间趋于易碎，则可以使用额外的或替代性的密封剂。
由于希望尽可能轻的重量，因此还优选的是生产塑料材料的调节体。例如，调节体可以由诸如CFRP、GFRP和KFRP之类的纤维加强复合材料生产。作为替代性方案，还可以使用诸如合适的铝或钛合金之类的金属材料。如果调节体具有显著的高度，则其可以由蜂窝状结构制成以节省重量。通常，可以使用与附接调节体处的顶表面相同的材料。
当述及局部翼弦轴线时，应当指出的是，在展开方向上存在多个局部翼弦轴线，其中，局部翼弦的长度随着其展向位置而变化。
在另一有利的实施方式中，调节体具有楔形形状。因此，调节体的前缘与后端表面之间的过渡区域可以沿着长度l成形以允许平滑的流动过渡。
调节体上表面可以为平坦的、凹形的或凸形的以进一步改善平滑的流动过渡。
在另一有利的实施方式中，调节体下表面与调节体上表面形成在大约5°至大约25°的范围内的第一角度α，并且其中，所述第一角度α通过后端表面的高度h与在局部翼弦轴线方向上的长度l的比率来确定，以满足所述第一角度α。此外，该长度可以对应于所述飞行器机翼的局部翼弦长度的大约1％至2％，并且，所述后端表面的所述高度h可以对应于所述局部翼弦长度的大约0.1％至大约0.6％之间的值，从而补偿由飞行器的结构公差的总和造成的不对称特性。因而，具有三角形轮廓的楔形形状为最不复杂的形状中的一种形状，从而使生产过程简单并因而使生产成本较低。此外，楔形形状允许与调节体上表面的前缘碰撞的气流的相当平滑的过渡。
作为替代性方案，调节体下表面与调节体上表面在调节体的前缘处形成第一角度α，并且其中，调节体下表面的平行线与调节体上表面形成第二角度β，其中，第二角度β大于第一角度α，从而使得与调节体的恒定斜率相比，穿过调节体的调节体上表面的气流能够更平滑地过渡。
在优选实施方式中，调节体设置为具有达到或超过其应当被附接之处的相应机翼上的最大展向延伸量的延伸量的带材状物体。例如，如果调节体的材料具有高弹性，则其可以设置为辊上的几乎环形的自粘结带材。如果调节体的材料具有相当差的弹性，则其可以以与相关的横向襟翼部段延伸量或相关的后缘部段自身的横向延伸量对应的特定长度来生产。进一步优选地，调节体可以设置有两个或更多个不同的高度，使得为了对不同飞行器的结构形状偏差进行单独补偿，可以根据所需的或必需的补偿翻滚力矩来选择调节体的不同高度。因此，本发明的调节体提供了一种用于有利的补偿的柔性装置，其不仅补偿由于不可避免的结构公差引起的飞行器自身的不对称特性，并且还补偿可能特别地在飞行器的巡航飞行期间意外地发生的不对称飞行特性。
本发明还涉及一种具有两个机翼的飞行器，每个机翼均包括前缘、机翼后缘、位于所述前缘与所述后缘之间的翼弦轴线、机翼顶表面以及机翼底表面。一种具有在机翼后缘的局部翼弦轴线的方向上的渐缩的横截面和调节体下表面的调节体连接至这两个飞行器机翼中的仅一个机翼的顶表面。后端表面从而与机翼前缘齐平。基本上，所有以上提到的特征也适用于该飞行器。
附图说明
图1示出了位于机翼的顶表面上的调节体的示例性实施方式。
图2示出了调节体的另一示例性实施方式。
图3示出了调节体的另一示例性实施方式。
图4示出了具有两个机翼以及附接至所述两个机翼中的一个机翼的调节体的飞行器的一部分。
图5示出了取决于调节体的选择的阻力增大的曲线图。
图6示出了取决于调节体的位置的升力变化的曲线图。
具体实施方式
图1示出了具有下表面4、顶表面6以及局部翼弦轴线1的示例的飞行器机翼后缘部段2。当述及局部翼弦轴线1时，并非必须使用图1中指示的局部翼弦轴线1的精确位置。在飞行器的两个机翼中的一个机翼的顶表面6上附接有调节体8。飞行方向由箭头“x”指示。调节体的前缘10指向飞行方向x(上游)，并且后端表面12与后缘部段2的后缘14齐平。
后端表面12具有主要负责用于减小后缘部段2中的飞行器机翼的拱形效应的高度h。由于机翼的升力系数也取决于机翼弯度，因此机翼的升力系数在存在有调节体8的情况下局部地减小。由于升力系数在两个机翼中的一个机翼上的局部减小，另一机翼具有不变的升力系数，因而产生了补偿翻滚力矩。在设计调节体8时，通过选择高度h和在展开方向上沿着翼展的充分的横向延伸量实现了对因飞行器的结构公差的总和造成的偏置翻滚力矩的补偿。
调节体8可以实施为具有三角形轮廓的楔形部件，该三角形轮廓具有形成在调节体8的调节体下表面16与调节体上表面18之间的第一角度α，该调节体下表面16设计成附接至后缘部段2的顶表面6。第一角度α通过调节体8的高度h与调节体下表面16的在局部翼弦轴线1的方向上的长度l的比率来确定。为了产生流动的平滑过渡，第一角度α应当在大约5°至大约25°的范围内，优选地小于17°。
在其他实施方式中，调节体可以包括具有在下游方向上增大的斜率的形状，使得调节体上表面22在恰好位于与调节体8的后端部12的相交处与平行于调节体下表面16的平面之间形成的第二角度β大于调节体的前缘10处的第一角度α。图2示例性地示出了具有与图1中示出的示例性实施方式的调节体下表面16对应的调节体下表面16的调节体8。调节体上表面22具有在下游方向上增大的斜率。由此可以实现更加更平滑的流动过渡，并且可以减小从后端表面12上方流过的空气的速度。
图3示出了具有位于调节体上表面26与调节体下表面28之间的相当陡的第一角度α的调节体24，该第一角度α可能仅对于具有明显低于超音速的巡航速度的飞行器是可行的，因为例如40°或更大的这种陡角度可能引起涡旋的产生。
图4示出了在飞行器30的两个机翼32中的一个机翼上，调节体34恰好在主要由多个襟翼35构成的后缘处的一般布置。由于调节体34用于对飞行器30的由于不可避免的、可容许的结构形状偏差引起的偏置翻滚力矩进行补偿，因此其附接至飞行器30的仅一个机翼32，在示出的示例中为左机翼。在该示例中，左机翼32的升力系数减小以补偿飞行器30的顺时针方向偏置翻滚力矩。
为了提高效率并减小重量，调节体34可以是不连续的，使得在调节体34的相邻子部段之间——优选地在襟翼轨道整流罩36的上方——存在间隙。
可以将调节体34生产为辊上的自粘合带材，该调节体34优选地具有两个或三个不同的高度选项、可以铺开并切割成单件以将其布置在相应的机翼32上。在调节体34的材料不包括用于滚卷的足够的弹性的情况下，其可以生产为具有某些不同长度的棒状物。优选地，在飞行器的生产完成之后，应当进行试飞。在该试飞期间，可以确定要补偿的偏置翻滚力矩。这可以通过将副翼设置在偏置翻滚力矩消失的略微偏斜的位置来实现。通过知道所产生的偏斜角，可以计算翻滚力矩。在知道翻滚力矩的情况下，可以容易地计算对于给定高度，附接至机翼的调节体的必要横向延伸量。为了优化调节体的高度和横向延伸量，可以生成矩阵，在该矩阵中，调节体的必要横向延伸量和不同高度是相互关联的。
优选地，调节体8设置在相应的机翼在展开方向上的最外侧位置，以利用负责产生补偿翻滚力矩的可能的最大的杠杆臂。此外，如果杠杆臂增大，则调节体的横向延伸量可以减小，反之亦然。
图5示出了翻滚力矩系数c1(x轴)与微分阻力值ΔcD(y轴)相互关联的曲线图，其中，ΔcD表示通过具有必要的高度h的调节体产生的阻力。在调节体的恒定横向延伸量的情况下增大高度导致了ΔcD的增大。可以通过增大必要的翻滚力矩系数c1来选择离散的可用高度h1、h2和h3，其中，所述高度对应于后端表面的高度，并且其中，所需的翻滚力矩系数可以通过遵循以下简化等式用已知的必要补偿翻滚力矩来计算：
c l = L comp q · S · s
其中，Lcomp为所需的补偿翻滚力矩，q为优选地在巡航条件下的动态压力，S为空气动力学参照表面，并且s为有效的杠杆臂。如从该等式中显而易见的，增大有效的杠杆臂还产生使必要的c1减小、从而减小对飞行器的升力系数的影响的选项。这意味着调节体应当布置在相应的机翼上的最外侧位置处，从而使得调节体的必要横向延伸量最小，并且从而还导致可能最小的阻力。
例如，如曲线图中所指示的不同的高度h1、h2和h3可以等于局部翼弦长度的0.1％、0.2％和0.3％等。在仅一组的几个可用的高度的情况下，具有固定高度的调节体的横向延伸量均必须进行单独选择。因此，翻滚力矩系数c1调节成完全补偿飞行器的偏置翻滚力矩。
最后，图6说明了局部升力系数cL的变化。为了说明，附接至机翼的顶表面的调节体的高度选择成具有如由h1、h2和h3表示的正值。显然的是，局部升力系数cL减小。围封在高度轴与对于正高度的ΔcL值之间的区域38表示后缘部段的结构载荷的减小。与之相比，负高度值表示附接至机翼的底表面的楔形构件。通过高度轴和用于负高度的ΔcL值围封的区域40表示对于后缘的结构载荷的增大。显然的是，在用于调节体的相同的高度的情况下，明显更大的载荷作用在机翼后缘部段上。这可以通过根据本发明的组合件来避免。
最后，应当指出的是，本文中的词语“包括”并不排斥其他元件或步骤，并且不定冠词“一”不排除复数。单个处理器或其他单元可以实现权利要求中列举的若干项的功能。某些特征仅在相互不同的从属权利要求中列举的事实并不表示不可以有利地使用这些特征的组合。权利要求中的任何附图标记均不应当解释为对范围进行限制。

Claims (13)

1.一种组合件，包括飞行器机翼后缘部段(2、2’、2”)和调节体(8、21、24、34)，所述飞行器机翼后缘部段(2、2’、2”)包括机翼后缘(14)，所述调节体(8、21、24、34)包括：
在所述机翼后缘部段(2、2’、2”)的局部翼弦轴线方向上的渐缩的横截面，并且所述调节体(8、21、24、34)具有调节体上表面(18、22、26)、调节体下表面(16、28)以及后端表面(12、23、25)，
其中，所述调节体下表面(16、28)连接至所述飞行器机翼后缘部段的顶表面(6)，并且其中，所述后端表面(12、23、25)具有高度(h)，
其中，所述调节体具有在局部翼弦轴线方向上的长度(l)，
其中，所述调节体(8、21、24、34)在所述机翼后缘部段(2、2’、2”)上定位成使得所述后端表面(12、23、25)与所述机翼后缘(14)齐平。
2.根据权利要求1所述的组合件，其中，所述调节体(8)具有楔形形状。
3.根据权利要求1所述的组合件，
其中，所述调节体上表面(18、26)是平坦的。
4.根据权利要求1所述的组合件，
其中，所述调节体上表面(22)是凹形的。
5.根据权利要求1所述的组合件，
其中，所述调节体上表面是凸形的。
6.根据前述权利要求中任一项所述的组合件，
其中，所述调节体下表面(16、28)与所述调节体上表面(18、22、26)形成在大约5°至大约25°的范围内的第一角度(α)，
其中，所述第一角度(α)由所述后端表面(12、23、25)的所述高度(h)与在局部翼弦轴线方向上的所述长度(l)的比率来确定，以满足所述第一角度(α)的所述范围，
其中，所述长度(l)对应于所述飞行器机翼后缘部段(2)的局部翼弦长度的大约1％至2％，以及
其中，所述后端表面(12、23、25)的所述高度(h)对应于所述局部翼弦长度的大约0.1％至大约0.6％，从而补偿由飞行器的结构公差的总和造成的不对称特性。
7.根据权利要求1或4所述的组合件，
其中，所述调节体下表面(16)与所述调节体上表面(22)在所述调节体(21)的前缘(10)处形成在大约5°至大约25°的范围内的第一角度(α)，以及
其中，所述调节体下表面(16)的平行线与所述调节体上表面(22)在所述调节体(21)的所述后端表面(23)处形成第二角度(β)，其中，所述第二角度(β)大于所述第一角度(α)。
8.根据前述权利要求中任一项所述的组合件，其中，所述飞行器机翼后缘部段(2、2’、2”)是至少一个襟翼(35)的一部分。
9.一种飞行器(30)，所述飞行器(30)具有两个机翼(32)，每个机翼(32)均包括前缘(31)、机翼后缘(14)、机翼顶表面以及机翼底表面，
其中，调节体(8、21、24、34)附接至所述两个机翼(32)中的一个机翼(32)的所述顶表面，所述调节体(8、21、24、34)包括在所述机翼后缘的局部翼弦轴线方向上的渐缩的横截面，并具有调节体上表面(18、22、26)和调节体下表面(16、28)，
其中，所述后端表面(12、23、25)具有高度(h)，以及
其中，所述调节体(8、21、24、34)在所述机翼上定位成使得所述调节体(8、21、24、34)的所述后端表面(12、23、25)与所述机翼后缘(14)齐平。
10.根据权利要求9所述的飞行器，其中，所述调节体(8)具有楔形形状。
11.根据权利要求9或10所述的飞行器，
其中，所述调节体下表面(16、28)与所述调节体上表面(18、22、26)形成在大约5°至大约25°的范围内的第一角度(α)，
其中，所述第一角度(α)由所述后端表面(12、23、25)的所述高度(h)与在局部翼弦轴线方向上的所述长度(l)的比率来确定，以满足所述第一角度(α)的所述范围，
其中，所述调节体上表面(18)的所述长度(l)对应于所述飞行器机翼后缘部段(2)的局部翼弦长度的大约1％至2％，以及
其中，所述后端表面(12、23、25)的所述高度(h)对应于所述局部翼弦长度的大约0.1％至大约0.6％，从而补偿由飞行器的结构公差的总和造成的不对称特性。
12.根据权利要求9所述的飞行器，
其中，所述调节体下表面(16)与所述调节体上表面(22)在所述调节体(21)的前缘(10)处形成在大约5°至大约25°的范围内的第一角度(α)，以及
其中，所述调节体下表面(16)的平行线与所述调节体上表面(22)在所述调节体(21)的所述后端表面(23)处形成第二角度(β)，其中，所述第二角度(β)大于所述第一角度(α)。
13.根据权利要求9至12中任一项所述的飞行器，其中，所述飞行器机翼包括至少一个襟翼(35)，并且其中，所述机翼后缘(14)由所述至少一个襟翼(35)构成。
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