CN104703878A - 具有形成层流边界层流动的系统的飞机机翼 - Google Patents

Abstract

为了形成层流附着线流动（laminar attachment line flow），本发明提出了一种飞机机翼（10），该飞机机翼包括：前缘（12），该前缘（12）包括附着线（14），该附着线为一区域，其中撞击该区域的空气沿前缘（12）顺着翼展方向流入边界层；第一缝翼（22）和第二缝翼（24），其中前缘（12）和附着线（14）至少部分地形成在第一和第二缝翼（22，24）处，在附着线流的下游方向上，第二缝翼（24）邻近第一缝翼（22），以使前缘（12）包括缝翼到缝翼接合处（slat-to- slat junction）（26），其中缝翼腔（30）形成在第一和第二缝翼（22，24）中至少一个的蒙皮区（36）下面的缝翼到缝翼接合处（26）；和管道（38），该管道在缝翼到缝翼接合处（26）具有管道入口（40），该管道入口（40）用于沿机翼（10）的前缘（12）接收翼展方向流，该管道（38）至少部分地由所述缝翼腔（30）形成，其中所述管道入口（40）在前缘（12）周围和缝翼到缝翼接合处（26）的附着线（14）的整个位置范围内延伸。

Description

具有形成层流边界层流动的系统的飞机机翼

技术领域

本发明涉及一种飞机机翼。本发明尤其涉及一种具有用于在所述机翼上形成层流边界层流动（laminar boundary layer flow）的系统或装置的飞机机翼。

背景技术

传统飞机的机翼具有称为缝翼的可移动装置，该缝翼沿机翼前缘定位以改善高升力性能。缝翼在飞行的巡航阶段缩回。在后掠式机翼的前缘处，其通常用于跨音速飞机，从翼根到翼尖存在翼展方向流，在该翼尖上方，空气流过上表面，并且在该顶端下方，空气流过下表面。这种流动被称为附着线流。前缘缝翼或其他类型的可移动高升力装置（例如前缘襟翼装置）的存在在翼展方向上的前缘上引入了表面不连续性（台阶和缝隙）。这些不连续性的存在意味着翼展方向的附着线流在巡航飞行阶段将是湍流（而非层流）。

到目前为止，飞机缝翼被设计以使在缝翼到缝翼接合处中，这些表面不连续性尽可能地低，并且提供了平滑的前缘。例如，在相邻缝翼之间的接合区域中使用缝翼密封。

本领域已知的是，附着线流处的湍流可以干扰翼型上的边界层流动。特别地，参照描述一种布置的US 3，288，399，其中成形的“鼓包（bump）”配装到前缘，该成形的“鼓包”具有前钝端和后倾斜表面。前钝端产生停滞区，由此在后表面上形成层流边界层。在风洞和飞行实验中，已经使用这种已知的“鼓包”装置证明附着线湍流的成功再层流化（relaminarisation）。然而，只有在巡航期间前缘上的附着线位置被固定，这种鼓包才能工作。这是用于鳍而非机翼的案例，该案例已经在层流飞行测试中使用空中客车A320进行证实，因为附着线位置随飞机升力和飞机重量而改变。

湍流前缘流的层流化（laminarisation）还可以通过对多孔蒙皮进行表面吸入来实现。然而，多孔表面造价昂贵，具有关于清洁和结冰的弊病，并且由于所需的管路工程，所以会有重量损失。这种主动吸入系统的示例可见于US 6，216，982 B1和EP 1 744 952 B1。这种吸入系统通常是主动系统，该主动系统需要另外的泵或吸入机构。

EP 2 091 814 B1被认为是公开了最接近的现有技术。该文献涉及一种简单系统，用于在翼型体上形成层流边界层流动，而无需使用其它的泵构件，该系统为无源系统。该现有技术提出一种“放气槽（bleeding slot）”。提出的是，将板安装到前缘。该板与翼型前缘区一起形成管道，该管道具有管道入口，用于沿翼型体的前缘接收翼展方向流；管道入口在前缘周围和附着线的整个位置范围内延伸。沿着该板的翼展方向边缘形成管道出口。因此，该板在飞行中起作用，使得通过管道入口对附着线空气流进行抽取并且向上或向下进行引导。因此，可以对湍流附着线流进行再层流化。

如从EP 2 091 814 B1获知的这类板已经成功地进行了测试；然而，要考虑到该板到前缘上的整合、其损坏公差、和该装置对冰生长的影响。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞机机翼，该飞机机翼具有多个缝翼，并且被配置成使湍流附着线流以安全、成本效益且简单的方式能够再层流化。

本目的通过独立权利要求的主题来实现。

本发明的有利实施例在从属权利要求中给出。

根据本发明的优选方面，提出的是，在缝翼到缝翼接合处中局部修改缝翼几何形状（geometry），以使层流附着线能够在翼展方向上得以形成和/或维持。

特别地，根据其一个方面，本发明提供一种飞机机翼，该飞机机翼包括：

前缘，该前缘包括附着线，该附着线为一区域，其中撞击该区域的空气沿前缘顺着翼展方向流入边界层，

第一缝翼和第二缝翼，其中前缘和附着线至少部分地形成在第一和第二缝翼处，其中在附着线流的下游方向上，第二缝翼邻近第一缝翼，以使前缘包括缝翼到缝翼接合处，其中在第一和第二缝翼中的至少一个的蒙皮区（skin area）下面的缝翼到缝翼接合处形成缝翼腔，该第一和第二缝翼形成前缘的一部分，

管道，该管道在缝翼到缝翼接合处具有管道入口，该管道入口用于沿机翼的前缘接收翼展方向流，管道至少部分地由缝翼腔形成，其中管道入口在前缘周围和在缝翼到缝翼接合处的附着线的整个位置范围内延伸。

优选地，第二缝翼的缝翼唇缘在弦向方向上突出于第一缝翼的相邻的缝翼唇缘区，使得第一和第二缝翼之间形成台阶，该缝翼唇缘在缝翼到缝翼接合处横向延伸至前缘，其中所述管道入口包括所述台阶中的孔。

优选地，形成缝翼腔的所述蒙皮区包括缝翼中至少一个的所述缝翼唇缘，或者由这种缝翼唇缘构成。第一缝翼的缝翼唇缘区可以包括用于形成所述台阶的凹槽（indentation），所述孔形成在所述凹槽和第二缝翼的所述缝翼唇缘之间。

优选地，当在机翼的厚度方向上观察时，第一和第二缝翼的前缘线在弦向方向上彼此偏移，用于在缝翼到缝翼接合处中形成所述台阶。

优选地，所述第一和第二缝翼能够彼此相对地移动，其中第二缝翼的缝翼唇缘能够在弦向方向上相对于第一缝翼的相邻的唇缘区移动，以便改变所述孔的入口面积（entrance area）。

优选地，所述管道包括管道出口，该管道出口形成在缝翼下表面后缘，并且所述管道入口包括缝翼到缝翼接合处的第二缝翼的前缘蒙皮表面中的槽，其中槽与缝翼腔连通并且在机翼厚度方向上延伸。

管道可以被配置成无源边界层流动影响装置（passive boundary layer flow influencing device），使得在飞行期间，在管道内形成低于前缘处空气压力的空气压力，以便在无需使用泵机构的情况下，通过管道入口对空气进行抽取。

优选地，飞机机翼为后掠式机翼，该后掠式机翼的内侧缝翼作为第一缝翼，外侧缝翼作为第二缝翼；但也可以为前掠式机翼，该前掠式机翼的外侧缝翼作为第一缝翼，内侧缝翼作为第二缝翼。

根据一些实施例，内侧缝翼的外侧边缘具有凹陷，该凹陷暴露外侧缝翼的内侧边缘。该外侧缝翼的内侧边缘被成形，以允许形成层流附着线流动。

当与传统飞机机翼的缝翼到缝翼接合处的传统设计相比时，缝翼密封（例如）可以被重新定位或修改，以允许一些空气在外侧缝翼的内侧边缘下流动，该空气能够沿缝翼下表面后缘被排到机翼下表面上。

除了具有凹陷，另一实施例提出，绕垂直轴线（轴线在飞机机翼的厚度方向上定向）稍微旋转缝翼，以暴露外侧缝翼的内侧边缘。

根据再一实施例，替代概念是将槽并入至少一个缝翼中，以允许为空气流动形成层流附着线。

通过确保附着线流为层流，可以减小飞机的阻力（和因此燃料消耗）。阻力效益（drag benefit）或阻力减少可以约为在未使用该装置的情况下总飞机阻力的0.5-1.5%。

所提出的实施例利用缝翼结构的现有特征，而无需增加EP 2 091 814 B1所需的其它板。通过具有一体化设计，则没有管理板和前缘表面不连续的问题。该一体化设计对损坏的耐受性更好。使用现有缝翼热防冰系统可以避免冰生长。

特别地，本发明涉及一种用于层流的新颖缝翼设计。

附图说明

参照以下附图，仅以示例的方式将对本发明的实施例进行描述，其中

图1是具有第一缝翼和第二缝翼并示出了本发明的第一实施例的飞机机翼的前缘区的透视图；

图2示出了沿在翼展方向和弦向方向上延伸的附着线截取的通过图2的飞机机翼的缝翼到缝翼接合处的剖视图；

图3是具有带传统缝翼装备（slat rigging）的多个缝翼的传统机翼的顶视图；

图4示出了图示传统缝翼设计中的缝翼到缝翼接合处的图3的细节D的剖面图；

图5是根据本发明另一实施例的具有通过旋转重装配的缝翼的飞机机翼的顶视图（为了说明目的而放大）；

图6示出了根据本发明的实施例的与图示飞机机翼中的缝翼到缝翼接合处的图5的细节D的图4类似的视图；和

图7是本发明的再一实施例的与示出飞机机翼的图1类似的透视图。

具体实施方式

图1、2、5、6和7示出了根据本发明的飞机机翼10的实施例。飞机机翼10是飞机的扫掠式飞机机翼，该飞机机翼具有前缘12，该前缘包括附着线14。附着线14为一区域，其中撞击该区域的空气沿前缘12顺着翼展方向流入边界层。

在附着线14上方，空气15流过飞机机翼10的上表面16。在附着线14下方，空气17流过飞机机翼10的下表面18。沿前缘12，飞机机翼10具有多个缝翼的布置20，该多个缝翼被配置成改善高升力性能。

缝翼布置20具有至少一个第一缝翼22和第二缝翼24，在该第一缝翼22和第二缝翼24之间有缝翼到缝翼接合处26。

如图5所指示，缝翼布置20可以具有两个以上的缝翼（诸如三个、四个、五个或多个缝翼）。

当观察到沿前缘12从翼展方向上的翼根28流向飞机机翼10的尖端29的附着线流时，位于更内侧、更接近翼根28的第一缝翼22也可以称为“内侧缝翼”或“上游缝翼”，而邻近附着线流的下游方向上的第一缝翼22的第二缝翼24可以被称为 “外侧缝翼”或“下游缝翼”。

在图2中，示出了缝翼到缝翼接合处26周围的区域的剖面图。如其中所示，第一和第二缝翼22、24具有朝向彼此延伸的唇缘32、34，该缝翼22、24之间有过渡线，其中在唇缘32、34下面形成缝翼腔30。

缝翼唇缘32、34形成蒙皮区36，该蒙皮区在缝翼到缝翼接合处26形成飞机机翼10的前缘12的一部分。

根据本发明的实施例，在缝翼到缝翼接合处26中修改缝翼几何形状，以使层流附着线能够在翼展方向上得以形成或维持。

缝翼几何形状被配置成使得管道38被形成，使用缝翼腔30至少部分地形成该管道38，并且该管道在或靠近缝翼到缝翼接合处26具有管道入口40。管道入口40在前缘12周围和附着线14的整个位置范围内延伸，因为原则上这是针对EP 2 091 814 B1中的另一种构造进行解释。

然而，根据本发明的实施例，第一缝翼22和第二缝翼24之间的缝翼到缝翼接合处26用于形成管道入口40。

在图1和2中示出了第一实施例。如其中所示，第二缝翼24的缝翼唇缘34在前缘处的弦向方向上突出于第一缝翼22的缝翼唇缘32的邻近区域。因此，台阶42形成在第二缝翼24的缝翼唇缘34和第一缝翼22的缝翼唇缘32之间。管道入口40包括孔44，该孔形成在台阶42内。在所示的实施例中，该孔44形成在第二缝翼24的缝翼唇缘34与第一缝翼22的缝翼唇缘32之间，该第一缝翼的缝翼唇缘在弦向方向上凹陷或缩进。

如图1和2所示，内侧缝翼22的外侧边缘46具有凹陷48或凹槽50，该凹陷或凹槽暴露外侧缝翼24的内侧边缘52。该内侧边缘52由缝翼唇缘34形成，被配置并成形为允许形成层流附着线。

缝翼密封（未示出）被布置和定位成使得孔44被形成，以允许一些空气在内侧边缘52下流入管道38，该管道至少部分地由缝翼腔30形成。该空气可以沿缝翼22、24中的至少一个的下表面后缘58被排到下表面18上。

图5和图6示出了根据本发明的飞机机翼10的另一实施例，其中带有孔44的台阶52也被使用。然而，与其说具有凹陷48，不如说绕垂直轴线62稍微旋转缝翼22、24（和第三缝翼60，在该实施例中）。

图3和4示出了传统的缝翼装备，其中缝翼22、24、60被装配，使得它们的前缘排成一行。图4示出了该传统缝翼装备的缝翼到缝翼接合处26，它示出了在缝翼之间有平滑的过渡处。

与该传统缝翼设计对比，绕垂直轴62旋转图5和6的实施例的缝翼22、24、60，以使缝翼22、24、60的前缘在弦向方向上相互偏移。因此，外侧缝翼24、60的内侧边缘52在弦向方向上更多地向相邻内侧缝翼22、24的外侧边缘46的前面突出。因此，形成带有孔44的台阶42，并且缝翼腔30用作管道38，用于形成层流附着线流。

根据特别的实施例，图5中图示的旋转可以由作动器（actor）5（未示出）进行控制或启动。因此，可以开启或关闭附着线的再层流化，或者可以通过改变台阶42和改变孔44的入口面积（entrance area）进行控制。

图7示出了飞机机翼10的第三实施例。在该实施例中，管道入口40包括缝翼到缝翼接合处26处的槽64，该槽在飞机机翼10厚度方向上延伸，该缝翼到缝翼接合处与缝翼腔30流体连通。例如，槽64形成在第二缝翼24（即，外侧缝翼）中，以使以通过槽64抽取空气的方式立即处理由缝翼22、24之间的过渡处引起的干扰。

槽64是附着线14处的吸入槽。通过缝翼腔30中的自然压力差来驱动吸入。因此，在无需其它吸入构件的情况下，形成无源再层流化系统。

进一步的，图7示出了用作管道38的管道出口68的排气槽66。排气槽66可以位于吸入槽64的内侧或外侧。

可替换地，密封可以被布置成以允许空气在58处排出。

优选地，管道出口68被形成使得抽取到缝翼腔30中的空气被排到下表面18上。

附图标记列表

飞机机翼10

前缘12

附着线14

到上表面的空气15

上表面16

到下表面的空气17

下表面18

缝翼布置20

第一缝翼22

第二缝翼24

缝翼到缝翼接合处26

翼根28

翼尖29

缝翼腔30

缝翼唇缘32

缝翼唇缘34

蒙皮区39

管道38

管道入口40

台阶42

孔44

外侧边缘46

凹陷48

凹槽50

内侧边缘52

下表面后缘58

第三缝翼60

垂直轴线62

槽64

排气槽66

管道出口68

Claims (8)

1.一种飞机机翼（10），该飞机机翼包括：

前缘（12），该前缘（12）包括附着线（14），该附着线为一区域，其中撞击该区域的空气沿前缘（12）顺着翼展方向流入边界层，

第一缝翼（22）和第二缝翼（24），其中前缘（12）和附着线（14）至少部分地形成在第一和第二缝翼（22，24）处，其中在附着线流的下游方向上，第二缝翼（24）邻近第一缝翼（22），以使前缘（12）包括缝翼到缝翼接合处（26），其中在第一和第二缝翼（22，24）中至少一个的蒙皮区（36）下面的缝翼到缝翼接合处（26）形成缝翼腔（30）；和

管道（38），该管道在缝翼到缝翼接合处（26）具有管道入口（40），该管道入口（40）用于沿机翼（10）的前缘（12）接收翼展方向流，该管道（38）至少部分地由所述缝翼腔（30）形成，其中管道入口（40）在前缘（12）周围和缝翼到缝翼接合处（26）的附着线（14）的整个位置范围内延伸。

2.根据权利要求1所述的飞机机翼（10），其特征在于，第二缝翼（24）的缝翼唇缘（34）在弦向方向上突出于第一缝翼（22）的相邻的缝翼唇缘区，以使第一和第二缝翼（22, 24）之间形成台阶（42），该缝翼唇缘（34）在缝翼到缝翼接合处（26）横向延伸至前缘（12），其中所述管道入口（40）包括所述台阶（42）中的孔（44）。

3.根据权利要求2所述的飞机机翼（10），其特征在于，第一缝翼（22）的所述缝翼唇缘区包括用于形成所述台阶（42）的凹槽（50），并且所述孔（44）形成在所述凹槽（50）和第二缝翼（24）的所述缝翼唇缘（34）之间。

4.根据权利要求2或3所述的飞机机翼（10），其特征在于，当在机翼（10）的厚度方向上观察时，第一和第二缝翼（22，24）的所述前缘线在弦向方向上相互偏移，用于在缝翼到缝翼接合处（26）中形成所述台阶（42）。

5.根据权利要求2或4的任一项所述的飞机机翼（10），其特征在于，所述第一和第二缝翼（22，24）能够彼此相对地移动，其中第二缝翼（24）的缝翼唇缘（34）能够在弦向方向上相对于第一缝翼（22）的相邻的唇缘区移动，以便改变所述孔（44）的入口面积。

6.根据前述权利要求中任一项所述的飞机机翼（10），其特征在于，所述管道包括管道出口，该管道出口形成在缝翼下表面后缘处。

7.根据前述权利要求中任一项所述的飞机机翼，其中所述管道入口（40）包括缝翼到缝翼接合处（26）的第二缝翼的前缘蒙皮表面（24）中的槽（64），其中槽（64）与缝翼腔（30）连通并且在机翼厚度方向上延伸。

8.根据前述权利要求中任一项所述的飞机机翼（10），其中所述管道（38）被配置成无源边界层流动影响装置，使得在飞行期间，在管道（38）内形成低于前缘（12）处空气压力的空气压力，以使在无需使用泵机构的情况下，空气通过管道入口（40）抽取。