CN107054612A - 形成空气动力学翼型件的后缘并且包括鼓风系统的装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于构成飞行器的空气动力学翼型件的端部部分的装置。装置包括：成型构件（1），其包括适于与所述翼型件连成一体以形成后缘（BF）的组件；鼓风室（2）及允许在鼓风室（2）与成型构件（1）的外表面之间实现流体连通的喷嘴（3）。通过这个或这些喷嘴（3）的鼓风，减小翼型件的尾流中的空气动力学扰动。鼓风室（2）和喷嘴（3）直接形成在成型构件（1）中；成型构件（1）、鼓风室（2）和喷气喷嘴形成一体。装置因此允许紧凑且容易在直接靠近后缘（BF）处实施鼓风装置的集成。本发明还涉及包括此类装置的组件。在一些实施例中，翼型件设有铲状部以铲出其表面层的全部或一部分，也可设在翼型件的很靠后部的位置处。

Description

形成空气动力学翼型件的后缘并且包括鼓风系统的装置

技术领域

本发明涉及一种设有喷气装置的空气动力学翼型件。

根据一种具体的实施形式，本发明适用于支柱（mât）或支架，其支撑包括此类空气动力学翼型件的用于飞行器的推进组件，并且适用于包括此类支柱的飞行器。

背景技术

在运动过程中，运载工具的整个空气动力学翼型件会受到该运载工具的其它翼型件的尾流或者它的空气边界层扰动现象的影响。这一点尤其涉及其中推进组件位于支柱上的飞行器，因为支柱会产生尾流，无论它采用的是何种设计。

这尤其是因为，支柱翼型件的边界层高度会在翼型件的下游方向上增加。

因此，在支柱的后缘处会产生“速度不足”（或“速度不够”）现象，表现为空气的自由流动速度与翼型件下游区域中的空气的局部速度之间的差异。

发生此速度不足现象的区域也是空气发生“质量流量不足”（或“质量流量不够”）的地方。因此，空气往往会被夹带在速度不足区域中，因此会导致湍流。

在支撑推进组件的支柱的情况下，尤其是在非流线型的螺旋桨或叶片处，速度的不连续性和尾流中的湍流尤其会导致推进组件的涡轮机的螺旋桨所产生的噪音增加，从而在所述螺旋桨经过支柱的尾流时，会影响乘客和环境的舒适度。因此将这称为“遮蔽”效应。

因此，存在限制这种“遮蔽”效应的需要，因为这种效应会引起支柱的尾流中的压力变化。

在支撑推进组件的支柱的具体情况下，需要消除空气流的不足，且由此减少其表面上的速度的不足。

对于这种情况的解决方案之一包括从翼型件后缘附近的高压源进行空气的鼓风，以便消除空气流的不足，且由此减少速度的不足。

为此目的，文件US 4917336描述了一种喷气装置，其包括传送空气的喷射喷嘴，其中空气通过缝隙流走，这些缝隙被实施于支撑飞行器的推进组件的支柱的上表面和下表面处。但是，此文件提出的实施方式复杂而且体积大，且实施起来仍然不理想。

发明内容

根据本发明，包括成型构件（profilé）的装置经成形来构成飞行器的空气动力学翼型件的端部部分，并且形成所述翼型件的后缘。该装置包括鼓风室，其适于被增压，以及喷气喷嘴，所述喷气喷嘴允许在鼓风室与成型构件的外表面之间实现流体连通。根据本发明，成型构件、鼓风室和喷嘴形成一个组件，其适于与所述空气动力学翼型件安装成一体以构成其后缘（BF）。

本发明还提供一种紧凑型装置，其集成了对于空气动力学翼型件的鼓风系统的基本功能，以便减少尾流中的扰动，并且其直接靠近后缘。通过允许一体成形安装的设计，本发明中提出的装置容易实施，且其容易安装在形成空气动力学翼型件的前部部分的元件上。

根据一个实施例，成型构件、鼓风室和喷嘴构成整体组件。因此，鼓风室和喷嘴直接形成在成型构件中；成型构件、鼓风室和喷气喷嘴形成一体。

根据一个实施例，外表面在喷嘴的出口处包括凹部，喷射喷嘴达到所述凹部中。

喷嘴可以有利地采用沿着成型构件延伸的缝隙的形式。

装置可以包括多个喷嘴。该装置可以包括第一表面和第二表面，所述第一表面设计来形成空气动力学翼型件的上表面的一部分，且所述第二表面设计来形成空气动力学翼型件的下表面的一部分，其包括到达第一表面处的至少一个喷嘴，以及到达第二表面处的一个喷嘴。

在变型中，装置可以包括均化板，所述均化板设置在鼓风室中，并且在一侧限定供应室，且在另一侧限定鼓风箱。

在变型中，鼓风室可以包括分配管，所述分配管适于向鼓风室供应空气。具体地，空气分配管可以设置在供应室中。

本发明还涉及一种组件，其形成飞行器的空气动力学翼型件，其具有限定所述翼型件的弦的前缘和后缘，所述组件包括如上所述的装置。

以有利的方式，喷射喷嘴可以到达翼型件的弦的至少70%，并且优选地到达翼型件的弦的大约95%。

根据本发明的组件还可以包括铲状部（écope），其经成形来铲出（écoper，英语中为scoop）全部或一部分的边界层，所述边界层是空气沿着所述空气动力学翼型件流动时所形成的。该装置可以包括多个铲状部。特别地，铲状部可以分布在空气动力学翼型件的上表面与下表面之间。

铲状部可以定位于翼型件的弦的50%和90%之间，优选地定位于翼型件的弦的大约80%出。通过实施在根据本发明的形成后缘的装置的组件中，一个或多个铲状部定位于前部也是可能的。当所述组件包括喷射喷嘴和铲状部时，铲状部有利地比喷嘴更远离后缘。

铲状部可以包括缝隙，所述缝隙基本上平行于空气动力学翼型件的前缘。

本发明最后涉及一种支柱，其支撑包括如上所述的组件的用于飞行器的推进组件。在此类支柱中，可以通过推进组件向鼓风室供应空气。

通过下文的说明，将更明白本发明的其它特点和优点。

附图说明

以非限制性示例的方式提出，在附图中：

-图1示出了包括推进系统的飞机的机身1的三维示意图；

-图2示出了飞行器的推进组件的支柱在其直接环境中的三维示意图；

-图3示意性示出了根据本发明的实施例的装置的侧面剖视图；

-图4示意性示出了根据图3的实施例的装置的三维视图；

-图5示意性示出了包括图4的装置的组件的三维视图；

-图6示意性示出了根据本发明的特定实施例的组件的一部分；

-图7示意性示出了根据本发明的特定变型的空气动力学翼型件；

-图8示意性示出了支撑飞行器的推进器单元并且包括根据本发明的实施例的装置的支柱。

具体实施方式

图1示出了配备两个推进器单元的飞机的机身F，推进器单元包括容纳在短舱N中的发动机（在此情况下是涡轮机），以及各自包括一些叶片的一个或多个推力螺旋桨。推进器单元GP及其短舱N构成飞行器的推进组件。

此短舱N通过支柱P支撑并且连接至机身F。支柱P构成结构连接零件，并且在飞行器的推进器单元GP与飞行器的结构（例如机身F）之间工作。具体地，支柱包括空气动力学整流罩，其包括用于支撑推进组件的结构以及可以连接至该结构的装置。后者未示出。

如上所述，在飞行过程中，支柱P引起如图2所示的其尾流中的逆流以及湍流。

图2更详细地示出了在直接环境中的飞行器的推进组件的支柱P。为了限制空气动力学阻力，支柱具有由其整流罩赋予的合适的空气动力学翼型件。此类空气动力学翼型件包括前缘BA和后缘BF。支柱一般由多个零件构成，后缘可以由成型构件1构成，该成型构件1联接至支柱的其余部分。成型构件是指剖面固定或可变的零件，其构成空气动力学翼型件的端部部分。在此处示出的实施例中，此成型构件具有沿着所述成型构件可变的大致三角形的剖面。

螺旋桨（例如作为推进器单元的涡轮螺旋桨发动机）的叶片经过支柱P的航迹可能会产生很大的噪音，叶片受到空气动力学扰动及其产生的“遮蔽”效应。

虽然飞行器的推进器组件的支柱构成本发明的优选应用，但是在飞行器的大量其它元件处也会发生类似的现象，并且本发明中提出的方案通常也能适用于这些元件。

图3具体示出了根据本发明的实施例的装置的剖视图。该装置主要包括成型构件1，其旨在构成飞行器的空气动力学翼型件的端部部分。具体地，成型构件1适于形成空气动力学翼型件的后缘BF，在此情况下是用于飞行器的推进组件的支柱的整流罩的后缘。

成型构件1至少部分地是中空的。根据本发明，它包括鼓风室2（英文中也称为“blowing box”）和喷气喷嘴3。成型构件1、鼓风室2和喷嘴3形成一个组件，其适于与所述空气动力学翼型件安装成一体以构成其后缘（BF）。鼓风室2和喷嘴3尤其可以直接形成在成型构件1中，使得成型构件1、鼓风室2和喷气喷嘴形成一体。换言之，它们在这种情况下是整体的。根据本发明的装置的主要元件地整体构造减少对于获得该装置的必要的操作数量，并且降低其复杂度。

在此处示出的实施例的示例中，该装置还包括均化板4，其将鼓风室分隔成一侧是供应室21且另一侧是鼓风箱22。

均化板准许通过混合使空气变得均匀。均化板可以（例如）包括设有许多钻孔的板，空气穿过这些钻孔以到达鼓风箱22。在示出的实施例的示例中，该均化板在本发明的主题装置的构造中具有结构性作用。具体地，该装置可以包括两个板，其以此方式连接使得在后缘处形成成型构件的期望的角度，所述板通过均化板连接。根据一种变型，所述板可以与均化板一起形成沿着成型构件可变的或不可变的等腰三角形。

该装置在成型构件的长度上可以包括弯曲板8，一般是C形的或沿着封闭曲线，从而形成鼓风箱22的壁，并且与鼓风箱的至少一个另外的壁一起允许设置多个缝隙，从而在弯曲板8的弯曲部分的延伸部分中形成喷嘴。可替代地，该装置可以包括形成后缘的实心端部，或者该端部带有开口和/或腔体。弯曲板8连接至形成后缘的角度的板，还可以允许机械上使该结构绷紧，尤其在其端部处。由此得到的结构是空心的，因此较轻，同时具有大的硬度。弯曲板8优选地定位成直接靠近均化板4，以便将均化板出口的空气引导向这个或这些喷嘴3。

喷嘴允许空气通过鼓风室2（且更确切地，鼓风箱22）与成型构件1的外表面之间。具体地，喷嘴的出口取向成使得当飞行器在飞行时，从喷嘴排出的空气基本上是在与沿着空气动力学翼型件流动的空气流相同的方向上排出。

在此处示出的实施例中，两个喷嘴设在装置的两侧。具体地，一个喷嘴达到设计来形成空气动力学翼型件的上表面EX的端部部分的第一表面11上，另一个喷嘴达到设计来形成翼型件的下表面IN的端部部分的第二表面12上。

如图4清楚所示，装置的外表面在喷嘴3的出口处包括凹部13，喷嘴3达到该凹部13中。在此处示出的示例中，喷嘴3具有沿着成型构件1延伸的缝隙的形式。形成喷嘴出口的缝隙的宽度可以是大约1毫米的量级。具体地，缝隙形式的喷嘴延伸到凹部13的底部。在此处示出的变型中，肋14允许加强成型构件1并且避免因为存在喷嘴3而导致的机械强度变弱。

可以在两个步骤中加工成型构件。在第一步骤中，通过模制获得粗制成型构件。在第二步骤中，通常通过机械加工（例如通过钻孔和/或铣削）或者通过电蚀来制造这个或这些喷嘴。

图5示意性示出一个组件，其包括在组装在飞行器的推进器单元的支柱的前部元件上或者组装在限定空气动力学翼型件的另一个零件上之后的图3的装置。在此处示出的示例中，前部元件包括中间零件52，且图3的装置组装在中间零件52上。组装可以通过不同的紧固方式实现。如图5中可以清楚地看出，该成型构件不具有恒定的剖面。另外，在示出的示例中，成型构件1形成的后缘BF并不是直线的。尤其在支撑飞行器的推进组件或推进单元的支柱的构造的情况下，成型构件1的两侧能够是，一侧联接至与飞行器的机身F连接的整流罩，且另一侧联接至推进器单元GP的短舱N。在翼展更大的飞行器的元件的情况下，能够实施集成有一个或多个鼓风喷嘴3的多个成型构件，这些鼓风喷嘴是端对端的，或者通过整流罩的部分隔开，这些部分形成后缘的连续部分，并且没有鼓风系统。

图6示意性示出根据本发明的具体实施例的组件的一部分，其包括成型构件1，该成型构件1组装在一零件上，例如飞行器的推进器单元的支柱在组装零件51处的前部元件。在此处示出的示例中，组装零件51形成鼓风室2的壁，由此封闭鼓风室2。在图6示出的实施例中，通过可选的分配管6向鼓风室供应增压空气。分配管6是在鼓风室2中并且更确切地在必要的情况下在供应室21中穿过成型构件1的管。分配管上设有许多孔口，确保例如空气在鼓风室中的均匀分配。可以通过飞行器的推进器单元向分配管供应增压空气（即，大于大气压力的压力，或者在所有情况下大于喷嘴3的出口处的压力）。这尤其涉及通过装备有根据本发明的装置的支柱所支撑的推进器单元。

根据本发明的其它变型，可以无需使用分配管，例如通过飞行器的推进器单元直接向鼓风室2或鼓风室2的供应室21供应增压空气。

无论根据本发明的何种实施例，均可设想其它增压空气供应机构，例如电动压缩机或机械压缩机。

图7示意性示出了根据本发明的特定变型的空气动力学翼型件。如上所述，空气动力学翼型件的尾流中的湍流与翼型件下游方向上的边界层的厚度（高度）的增加有关。通过上文详述的鼓风，可以完全或部分地解决与湍流相关的问题。作为此鼓风的替代或补充，还可以通过铲出此边界层的全部或一部分来减小边界层的厚度。通过减小边界层的厚度，可以直接作用于空气动力学扰动的起源。

为此目的，可以使空气动力学翼型件设有一个或多个铲状部7。通常，一个铲状部可以设在空气动力学翼型件的上表面EX处，且一个铲状部可以设在空气动力学翼型件的下表面IN处。

使用根据本发明的装置允许将这个或这些鼓风喷嘴定位于直接靠近空气动力学翼型件的后缘BF。通常，这个或这些喷嘴出口可以安置于空气动力学翼型件的弦的超过90%处，并且优选地安置于所述翼型件的弦的大约95%处。显然，由于鼓风室集成在形成后缘的成型构件中，所以系统的允许鼓风的组件是紧凑的，并且集成在空气动力学翼型件的后端中。这样释放所述鼓风系统的前部体积，以便组合采用铲状部，且铲状部本身可以位于翼型件的很靠后部，通常超过翼型件的弦的60%，并且优选地在其弦的80%附近。这样设置的铲状部的效率很高，因为它们是位于其中边界层强烈变厚的区域中，并且充分地靠近前缘，以避免所述铲状部下游的边界层明显的再次变厚。

铲状部可以呈现具有缝隙的形式，通常与空气动力学翼型件齐平。它们可以具有例如可包括在1 mm与30 mm之间的宽度。铲出的空气可以被引导到本发明中实施的成型构件的鼓风室中。因此，来源于铲状部的处于增压的空气可以用于至少部分地供应根据本发明的装置所实施的鼓风系统，以构成飞行器的空气动力学翼型件的后缘。给鼓风室供应增压空气可以通过来源于飞行器的推进器单元的空气来补充，或者通过专用的机械或电动压缩机来补充。

图8示意性示出了支撑飞行器的推进器单元GP并且包括根据本发明的实施例的装置的支柱P。支柱P将飞行器的机身F在结构上和功能上连接至推进器单元GP的短舱N。支柱P形成空气动力学翼型件，并且包括形成它的后缘的成型构件1，以及与后缘连接的前部元件5。前部元件5可以包括中间零件52和形成其前缘的前部成型构件53。

因此，本发明中研发的装置相对于本发明之前存在的鼓风系统提供了许多优点。具体地，它允许将对于鼓风所必需机构的组件集成在非常有限的体积中，并且直接靠近后缘，即，鼓风能更有效以对抗在空气动力学翼型件的尾流中产生的空气动力学扰动的位置。另外，本发明中提出的装置能限制集成应力，并且避免已知装置的复杂安装，尤其是在它由基本上整体的方式构成时。最后，由于设置在空气动力学翼型件的非常靠后的位置，所以该装置可以与一个或多个铲状部组合，从而允许铲出在翼型件的下表面和/或上表面处的全部或一部分的边界层，这些铲状部本身可以设置在翼型件的非常靠后的位置，且处于其效率非常良好的区域中。

Claims (15)

1.一种包括成型构件（1）的装置，其经成形以构成飞行器的空气动力学翼型件的端部部分，

其特征在于，其包括适于被增压的鼓风室（2）和喷气喷嘴（3），所述喷气喷嘴（3）允许所述鼓风室（2）与所述成型构件（1）的外表面之间实现流体连通；所述成型构件（1）、所述鼓风室（2）和所述喷嘴（3）形成一个组件，所述组件适于与所述空气动力学翼型件安装成一体以构成其后缘（BF），并且在于，所述鼓风室（2）和所述喷嘴（3）直接形成在所述成型构件（1）中；所述成型构件（1）、所述鼓风室（2）和所述喷气喷嘴形成一体。

2.根据权利要求1所述的装置，其中，所述外表面在所述喷嘴（3）的出口处包括凹部（13），所述喷嘴（3）达到所述凹部中。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的装置，其中，所述喷嘴（3）采用沿着所述成型构件（1）延伸的缝隙的形式。

4.根据权利要求1至3中的一项所述的装置，其特征在于，它包括第一表面（11）和第二表面（12），所述第一表面（11）设计来形成所述空气动力学翼型件的上表面（EX）的一部分，且所述第二表面（12）设计来形成所述空气动力学翼型件的下表面（IN）的一部分，其包括到达所述第一表面处的一个喷嘴（3）以及到达所述第二表面处的一个喷嘴（3）。

5.根据权利要求1至4中的一项所述的装置，其中，所述鼓风室（2）以及到达所述第一表面处的所述喷嘴和到达所述第二表面处的所述喷嘴构成整体组件。

6.根据权利要求1至5中的一项所述的装置，它还包括均化板，所述均化板设置在所述鼓风室（2）中，并且在一侧限定供应室（21），且在另一侧限定鼓风箱（22）。

7.根据权利要求1至6中的一项所述的装置，其中，所述鼓风室（2）包括分配管（6），所述分配管（6）适于向鼓风室供应空气。

8.根据权利要求6和7所述的装置，其中，空气的所述分配管设置在所述供应室（21）中。

9.一种组件，其形成飞行器的空气动力学翼型件，其具有限定所述翼型件的弦的前缘和后缘（BF），所述组件包括根据权利要求1至7中的一项所述的装置。

10.根据权利要求9所述的组件，其中，喷射喷嘴（3）达到所述翼型件的弦的至少70%，并且优选地达到所述翼型件的弦的大约95%。

11.根据权利要求9或权利要求10所述的组件，其还包括铲状部（7），其经成形以铲出全部或一部分的边界层，所述边界层是空气沿着所述空气动力学翼型件流动时所形成的。

12.根据权利要求11所述的组件，其中，所述铲状部定位在所述翼型件的弦的50%与90%之间，并且优选地定位在所述翼型件的弦的大约80%处。

13.根据权利要求11或权利要求12所述的组件，其中，所述铲状部（7）包括缝隙，所述缝隙基本上平行于所述空气动力学翼型件的前缘。

14.一种支撑用于飞行器的推进组件的支柱，其包括根据权利要求9至13中的一项所述的组件。

15.根据权利要求14所述的支柱，其中，通过所述推进组件向所述鼓风室（2）供应空气。