CN108069019B - 用于层流的飞行器结构部件 - Google Patents

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Abstract

一种用于层流的飞行器结构部件(1)，所述飞行器结构部件(1)具有带有空气动力学表面(5)的外皮(3)，其中所述空气动力学表面(5)具有前缘部分(7)和相邻地位于所述前缘部分(7)下游的下游部分(11)，并且其中气动表面(5)的下游部分(11)包括不存在于前缘部分(7)中的涂料层(13)，从而通过起始的涂料层(13)在前缘部分(7)与下游部分(11)之间形成边缘线(15)。本发明实现了提供一种允许降低的气动阻力的飞行器结构部件的目的，因为所述边缘线(15)具有斜坡形横截面(17)，其中涂料层(13)的厚度在预定斜坡长度(21)上从起始点(19)增大到饱和点(23)，其中在所述饱和点处达到涂料层(13)的全部厚度(25)。

Description

用于层流的飞行器结构部件
技术领域
本发明涉及一种用于层流(laminar flow)的飞行器结构部件，例如机翼、板条、下垂鼻、水平尾翼面或垂直尾翼面或它们的部件。飞行器结构部件具有带有空气动力学表面的外皮。空气动力学表面被称为所述飞行器结构部件的、与飞行器结构部件周围循环的空气动力学气流接触的外表面。
空气动力学表面具有前缘部分和下游部分。所述前缘部分指向在相关飞行器的飞行期间进入气流的方向，并且适应于沿着所述前缘部分循环的层流。所述下游部分相对于进入气流被相邻地定位在所述前缘部分的下游。所述空气动力学表面的下游部分包括在前缘部分中不存在的涂料层。作为涂料层的替代方案，箔层可以设置在下游部分中。尽管以下仅将其称为涂料层，但是本说明书也适用于替代涂料层的箔层。所述箔层优选通过粘合剂附着到空气动力学表面的下游部分。所述前缘部分可以完全没有涂料，或者可以具有某种涂料，但在任何情况下，这里所指的在下游部分中存在的涂料层不会延伸到前缘部分上。以这种方式，通过起始的涂料层在所述空气动力学表面的前缘部分和所述下游部分之间形成一种边缘线。术语“边缘线”是指更加全局的视角，其中边缘线延伸为横过进入气流的一条线。然而，更靠近地看，所述边缘线更多是一个边缘区域，其在进入气流的方向上具有不同的延伸，而不是如术语“线”在理想情况下所假设的无限薄。换句话说，所述边缘线涉及其中所述涂料层从前缘部分到下游部分的传输(transmission)处开始的厚度跳跃，所述厚度跳跃作为跨过沿着所述飞行器结构部件即机翼、板条等的空气动力学表面的进入气流方向的一条线行进。
背景技术
从现有技术中已知类似的飞行器结构部件。已经发现了仅将涂料层仅施加到空气动力学表面的下游部分中、同时省略在下游部分上游的前缘部分中的涂料层的优点，特别是由于前缘部分中的涂料的腐蚀。这通常通过在空气动力学表面被施加涂料时覆盖前缘部分的箔层或盖子来完成，使得在盖子被去除之后所述涂料层仅出现在下游部分中而不存在于前缘部分中。然而，该过程使在没有涂料的前缘部分和有涂料的下游部分之间的空气动力学表面处以厚度跳跃的形式留下边缘线。这样的厚度跳跃增加了飞行器结构部件的空气动力学阻力，因为它对存在于前缘部分的层流有负面影响。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种允许减小空气动力学阻力的飞行器结构部件。
这个目的通过在沿着进入气流并跨过空气动力学表面观察时具有斜坡形横截面的边缘线而实现。斜面形状的横截面被形成为使得涂料层的厚度从涂料层开始的起始点沿着沿流入流测量的预定斜坡长度增加到饱和点，其中在饱和点处达到了涂料层的全部厚度。
通过边缘线的这种斜坡形横截面，来自没有涂料的前缘部分的层流可以进行到有涂料的下游部分而不会被显著地中断和变成湍流，从而实质性减少了所述飞行器结构部件的空气动力学阻力。此外，这种斜坡形横截面更耐腐蚀。
根据优选实施例，斜坡长度至少与在饱和点处的涂料层的全部厚度一样大。即倾斜角优选为45度或更小。优选地，斜坡长度是在饱和点处的涂料层的全部厚度的1至20倍之间，进一步优选地在2至10倍之间，更进一步优选为5倍。以这种方式，所述边缘线相对于层流的负面影响被最小化。
根据另一个优选实施例，所述边缘线的斜坡形横截面具有线性路径，使得涂料层的厚度从起始点线性增大到饱和点。以这种方式，所述斜坡形截面易于制造，而边缘线对层流的负面影响相当低。
根据可替代的优选实施例，所述边缘线的斜坡形横截面具有弯曲的路径，使得涂料层的厚度从起始点以增大和/或减小的斜率非线性地增大到饱和点。特别优选的是，所述边缘线的斜坡形横截面具有双弯曲的路径，使得涂料层的厚度从起始点先以增大的斜率随后以减小的斜率增大到饱和点。以这种方式，所述涂料层的厚度从没有涂料的前缘部分连续地增大到具有全部厚度涂料层的下游部分，从而使边缘线对层流的负面影响最小化。
根据另一个优选实施例，所述边缘线在横向于进入气流的方向上沿空气动力学表面具有直线路径。特别优选的是，所述边缘线的路径与进入气流的方向之间的角度大于30度。通过相对于进入气流的所述边缘线的这种角度路径，可以保证避免横向气流的不稳定性并保持了层流。
根据可替代的优选实施例，所述边缘线至少在起始点处具有在横向于流进入气流的方向中沿着空气动力学表面的周期性弯曲的路径。特别优选的是，所述边缘线至少在横截面的起始点处具有在横向于加入气流的方向中沿着空气动力学表面的正弦路径。这种周期性弯曲的、特别是正弦的曲线路径允许在空气动力学表面中出现的一个紧固件或一排紧固件可以被所述边缘线绕过，使得边缘线不需要穿过紧固件。穿过紧固件的边缘线是不期望的，因为边缘线将被中断或扭曲，从而不利地影响层流。
特别优选的是，在进入气流的方向和在边缘线的路径中出现的拐点处的切线、优选地在边缘线的路径中出现的任何拐点处的切线之间的角度大于30度。以这种方式，避免了交叉气流的不稳定性并保持了层流。
特别优选的是，在进入气流的方向和在边缘线的路径中出现的拐点处的切线之间的所有角度一样大。以这种方式，实现了沿着边缘线的更均匀的气流分布。
根据另一优选实施例，所述边缘线的路径相对于进入气流的方向限定了多个前峰和多个后峰，所述前峰点朝向进入气流，且后峰点远离进入气流。优选的是，在后峰处，所述斜坡长度与在饱和点处的涂料层的全部厚度一样大。优选地，在与所述后峰相邻的相邻前峰处在相同时间，所述斜坡长度是在饱和点处的涂料层的全部厚度的2倍和20倍。优选地，在后峰处，所述斜坡长度与在饱和点处的涂料层的全部厚度一样大，而优选地，在相邻的前峰处，所述斜坡长度为在饱和点处的涂料层的全部厚度的5至10倍。通过从前峰到后峰的所述斜坡形横截面的斜率的发展，实现了从前缘部分到下游部分的平滑过渡，其中层流受到最小的负面影响。
本发明的另一方面涉及一种用于生产用于层流的飞行器结构部件的方法，特别是根据前述实施例中任一项所述的飞行器结构部件。该方法包括以下步骤：首先，提供具有包含空气动力学表面的外皮的飞行器结构部件。所述空气动力学表面具有指向进入气流的前缘部分和相对于进入气流在前缘部分下游相邻的下游部分。其次，在所述空气动力学表面的下游部分施加涂料层，而不将涂料层也施加在前缘部分上。作为涂料层的替代方案，箔层可以施加在下游部分上。尽管以下仅将其称为涂料层，但是本说明书也适用于替代涂料层的箔层。所述箔层优选通过粘合剂附着到空气动力学表面的下游部分。以这种方式，通过起始的涂料层在前缘部分和下游部分之间形成一条边缘线。最后，沿着边缘线加工所述涂料层，使得当沿着进入气流观察时所述边缘线具有斜坡状的横截面。优选地，在斜坡状的横截面处，所述涂料层的厚度从在涂料层开始处的起始点沿着进入气流在预定的斜坡长度上增大到其中达到涂料层的全部厚度的饱和点。优选地，通过去除涂料层的材料而沿着边缘线加工所述涂料层，其中所述材料优选地通过研磨、抛光或通过例如激光烧蚀的激光处理而去除。
通过这种方法，可以生产出允许所述边缘线对层流具有最小负面影响的飞行器结构部件。与飞行器结构部件相关的特征、效果和优点也相应地适用于所述用于生产飞行器结构部件的方法。
下面通过附图更详细地描述本发明的优选实施例。
附图说明
图1是根据本发明的第一实施例的飞行器结构部件的透视图，
图2是图1的飞行器结构部件的示意性剖视图，其中所述边缘线具有线性的斜坡形横截面，
图3是根据本发明的飞行器结构部件的第二实施例的示意性剖视图，其中所述边缘线具有双弯曲的斜坡形横截面，
图4是相对于进入气流的图1的飞行器结构部件的示意性俯视图，其中所述边缘线具有直线路径，以及
图5是根据本发明的飞行器结构部件的第三实施例的示意性俯视图，其中所述边缘线具有正弦路径。
具体实施方式
图1中示出了用于层流的飞行器结构部件1的第一实施例，在本实施例中为板条。飞行器结构部件1具有外皮3，其具有适于与空气动力气流接触的空气动力表面5。所述空气动力学表面5具有前缘部分7，其指向在飞行期间相关飞行器的进入气流9，并且因此适用于层流。所述空气动力学表面5还具有相对于进入气流9在所述前缘部分7下游相邻的下游部分11。所述空气动力学表面5的下游部分11包括涂料层13，其在没有涂料的前缘部分7中不存在，使得通过起始的涂料层13在前缘部分7和下游部分11之间存在一条厚度跳跃形式的边缘线15，其中所述边缘线15横过进入气流9延伸。如图2所示，边缘线15沿着进入气流9具有斜坡形横截面17，其中涂料层13的厚度在进入气流9的方向中从涂料层开始的起始点19在预定的斜坡长度21上增大到其中达到涂料层13的全部厚度25的饱和点23。
如图2所示，斜坡长度21约为在饱和点23处的涂料层13的全部厚度25的3倍。图2还示出所述边缘线15的斜坡形横截面17具有线性路径27，使得涂料层13的厚度从起始点19线性增大到饱和点23。
在图3所示的替代实施例中，所述边缘线15的斜坡形横截面17具有弯曲的路径，特别是双弯曲路径29，使得涂料层13的厚度从起始点19先以增大的斜率31、随后是减小的斜率33增大饱和点23。
如图4所示，所述边缘线15在横向于进入气流9的方向中沿着空气动力学表面5具有直线路径35。所述边缘线15的路径与进入气流9的方向之间的角度大于30度，在本实施例中约为60度。
根据图5所示的替代实施例，所述边缘线9具有周期性弯曲的路径，特别是沿着横向于进入气流9的空气动力学表面5的正弦路径39。在进入气流9的方向和在边缘线15的路径中出现的任何拐点43处的切线41之间的角度40大于30度，在本实施例中为在30度和45度之间。也可以优选的是，进入气流9的方向和在边缘线15的路径中出现的拐点43处的切线41之间的所有角度40都是一样大的。在图5所示的实施例中，所述边缘线15的路径限定了相对于进入气流9的方向的多个前峰45和多个后峰47。在后峰47处，所述斜坡长度21与在饱和点23处的涂料层13的全部厚度25一样大，在相邻的前峰45处，所述斜坡长度21是在饱和点23处的涂料层13的全部厚度的2倍和20倍之间，在本实施例中为5倍。
如图1至图5所示的飞行器结构部件1可以按下列方式生产：首先，提供具有包含空气动力学表面5的外皮3的飞行器结构部件1，其中所述空气动力学表面5具有相对于进入气流9的前缘部分7和与所述前缘部分7下游相邻的下游部分11。随后，将涂料层13施加到所述空气动力学表面5的下游部分11上，而不向所述前缘部分7施加涂料层13，使得通过起始的涂料层13在前缘部分7和下游部分11之间形成一条边缘线15。最后，通过研磨、抛光或激光处理去除涂料层13的材料，而沿着边缘线15加工涂料层13，使得所述边缘线15沿着进入气流9具有斜坡形横截面17，其中涂料层13的厚度从起始点19在预定斜坡长度21上增大到其中达到涂料层13的全部厚度25的饱和点23。

Claims (20)

1.一种用于层流的飞行器结构部件(1)，所述飞行器结构部件(1)具有带有空气动力学表面(5)的外皮(3)，
其中所述空气动力学表面(5)具有前缘部分(7)和相邻地位于所述前缘部分(7)下游的下游部分(11)，以及
其中所述空气动力学表面(5)的所述下游部分(11)包括不存在于所述前缘部分(7)中的涂料层(13)或箔层，从而通过起始的涂料层(13)或箔层在所述前缘部分(7)和下游部分(11)之间形成边缘线(15)，所述边缘线是一个边缘区域，
其特征在于
所述边缘线(15)具有斜坡形横截面(17)，其中所述涂料层(13)或箔层的厚度在预定斜坡长度(21)上从起始点(19)增加到饱和点(23)，其中在所述饱和点处达到所述涂料层(13)或箔层的全部厚度(25)。
2.根据权利要求1所述的飞行器结构部件，其中所述斜坡长度(21)至少与在所述饱和点(23)处的所述涂料层(13)或箔层的所述全部厚度(25)一样大。
3.根据权利要求2所述的飞行器结构部件，其中所述斜坡长度(21)为在所述饱和点(23)处的所述涂料层(13)或箔层的所述全部厚度(25)的1倍至20倍。
4.根据权利要求3所述的飞行器结构部件，其中所述斜坡长度(21)为在所述饱和点(23)处的所述涂料层(13)或箔层的所述全部厚度(25)的2倍至10倍。
5.根据权利要求4所述的飞行器结构部件，其中所述斜坡长度(21)为在所述饱和点(23)处的所述涂料层(13)或箔层的所述全部厚度(25)的5倍。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的飞行器结构部件，其中所述边缘线(15)的所述斜坡形横截面(17)具有线性的路径(27)，使得所述涂料层(13)或箔层的厚度从所述起始点(19)线性增大到所述饱和点(23)。
7.根据权利要求1至5中任一项所述的飞行器结构部件，其中所述边缘线(15)的所述斜坡形横截面(17)具有弯曲的路径，使得所述涂料层(13)或箔层的厚度从所述起始点(19)以逐渐增大的斜率(31)和/或逐渐减小的斜率(33)非线性地增大到所述饱和点(23)。
8.根据权利要求7所述的飞行器结构部件，其中所述边缘线(15)的所述斜坡形横截面(17)具有双弯曲的路径(29)，使得所述涂料层(13)或箔层的厚度从所述起始点(19)先以逐渐增大斜率(31)随之以逐渐减小的斜率(33)增大到所述饱和点(23)。
9.根据权利要求1至5以及8中任一项所述的飞行器结构部件，其中所述边缘线(15)沿着所述空气动力学表面(5)具有直线路径(35)。
10.根据权利要求9所述的飞行器结构部件，其中所述边缘线(15)的路径与进入气流(9)的方向之间的角度(37)大于30°。
11.根据权利要求1至5以及8中任一项所述的飞行器结构部件，其中，所述边缘线(15)沿着所述空气动力学表面(5)具有周期性弯曲的路径。
12.根据权利要求11所述的飞行器结构部件，其中所述边缘线(15)沿着所述空气动力学表面(5)具有正弦路径(39)。
13.根据权利要求12所述的飞行器结构部件，其中，进入气流(9)的方向与在所述边缘线(15)中存在的拐点(43)处的切线(41)之间的角度(40)大于30°。
14.根据权利要求13所述的飞行器结构部件，其中，在所述进入气流(9)的方向与在所述边缘线(15)中存在的拐点(43)处的切线(41)之间的所有角度(40)一样大。
15.根据权利要求13所述的飞行器结构部件，其中，所述边缘线(15)的路径相对于所述进入气流(9)的方向限定了多个前峰(45)和多个后峰(47)，
其中，在所述后峰(47)处，所述斜坡长度(21)与在所述饱和点(23)处的所述涂料层(13)或箔层的所述全部厚度(25)一样大，在相邻的所述前峰处，所述斜坡长度(21)是在所述饱和点(23)处的所述涂料层(13)或箔层的所述全部厚度的2倍至20倍之间。
16.根据权利要求15所述的飞行器结构部件，其中，在所述后峰(47)处，所述斜坡长度(21)与在所述饱和点(23)处的所述涂料层(13)或箔层的所述全部厚度(25)一样大，在相邻的所述前峰处，所述斜坡长度(21)是在所述饱和点(23)处的所述涂料层(13)或箔层的所述全部厚度(25)的5至10倍之间。
17.一种用于生产用于层流的飞行器结构部件(1)的方法，所述方法包括以下步骤：
-提供具有带有空气动力学表面(5)的外皮(3)的飞行器结构部件(1)，其中所述空气动力学表面(5)具有前缘部分(7)和相邻地位于所述前缘部分(7)下游的下游部分(11)，
-在所述空气动力学表面(5)的下游部分(11)上施加涂料层(13)或箔层，而不向前缘部分(7)施加所述涂料层(13)或箔层，从而通过起始的涂料层(13)或箔层在前缘部分(7)和下游部分(11)之间形成边缘线(15)，所述边缘线是一个边缘区域，
其特征在于
-沿着所述边缘线(15)处理涂料层(13)或箔层，使得所述边缘线(15)具有斜坡形横截面(17)，其中所述涂料层(13)或箔层的厚度在预定的斜坡长度(21)上从起始点(19)增加到饱和点(23)，其中在所述饱和点处达到所述涂料层(13)或箔层的全部厚度(25)。
18.根据权利要求17所述的方法，其中通过去除所述涂料层(13)或箔层的材料来沿着所述边缘线(15)处理所述涂料层(13)或箔层。
19.根据权利要求18所述的方法，其中通过研磨、抛光或激光处理，去除所述涂料层(13)或箔层的材料。
20.根据权利要求19所述的方法，其中所述激光处理为激光烧蚀。
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