CN110546066A - 空气动力学本体 - Google Patents

Abstract

提出了一种用于在飞行器上使用的空气动力学本体。该空气动力学本体包括至少第一穿孔表面部分(25)和防冰系统(31)。第一穿孔表面部分(25)具有穿孔，防冰系统(31)包括可致动元件(33)，并且该可致动元件(33)能够在第一位置与第二位置之间移动或者变形。在第一位置中，可致动元件(33)的至少一部分热联接至第一穿孔表面部分(25)并且构造成防止在外部空气动力学气流的边界层与空气动力学本体之间穿过穿孔中的至少一个穿孔的进气或排气。在第二位置中，可致动元件(33)的至少一部分与第一穿孔表面部分(25)间隔开并且构造成允许从外部空气动力学气流的边界层穿过穿孔中的至少一个穿孔而进入空气动力学本体的进气。

Description

空气动力学本体

技术领域

本公开总体上涉及空气动力学本体，该空气动力学本体具有前缘并且被设计成在该空气动力学本体的表面的至少一部分上提供层流。

背景技术

由于商用飞行器的运营成本的主要组成部分是燃料，并且空气动力学阻力是燃料消耗的主要因素，因此减小空气动力学阻力是商用飞行器的空气动力学表面的设计的主要目标。相比于空气动力学表面上的湍流，空气动力学表面上的层流边界层流动——或简称为层流——通常与更少的阻力相关。实现层流的技术通常分为以下几类：(i)自然层流(NLF)，自然层流是通过空气动力学形状和表面质量建立的，而不需要任何有源装置或者动力装置；(ii)主动层流(ALF)，主动层流需要有源装置或者动力装置来建立或保持层流；以及(iii)混合层流(HLF)，混合层流可以是NLF和ALF的组合或者包括影响或控制边界层的其他方式。HLF有时还指的是层流流态和湍流流态的共存，其使用旨在通过在湍流层开始之前建立并保持某种层流流态来延迟湍流边界层的开始的技术。实现某种层流流态的已知机构是通过对穿过表面上的微穿孔的抽吸来在边界层中抑制小扰动的增长，从而延迟边界层转变的开始。

WO 03/089295描述了一种空气动力学本体的外蒙皮，该外蒙皮具有用于通过边界层空气的抽吸来控制层流的穿孔。

EP 1 019 283 B1描述了一种具有增升部分的空气动力学本体，其中，该增升部分的上表面的至少主要部分是可渗透的或者被穿孔的。

这些已知的解决方案包括横跨大部分上表面的多个抽吸室，以控制压力分布。多个抽吸室增加了复杂性和重量并且使得对防冰系统的集成更加困难。

US 6,202,304 B1描述了一种可动薄板，该可动薄板用作用于保护机翼的抽吸式支撑结构免受污染的一体式可伸缩护罩，并且可动薄板还用作用于通过电阻加热或热气加热来除冰的可动导电基板。该解决方案非常复杂并且需要将可动蒙皮薄板安装成涡卷状。

发明内容

本发明的各实施方式提供了一种具有层流前缘的空气动力学本体，该空气动力学本体具有较少的复杂性和较轻的重量并且包括集成的防冰系统。

根据本发明的第一方面，提供了用于在飞行器上使用的空气动力学本体，该空气动力学本体包括至少第一穿孔表面部分和防冰系统，

其中，防冰系统包括可致动元件，

其中，可致动元件能够在第一位置与第二位置之间移动或变形，

其中，在第一位置中，可致动元件的至少一部分热联接至第一穿孔表面部分，

其中，在第二位置中，可致动元件的至少一部分与第一穿孔表面部分间隔开。

穿孔中的至少一些穿孔可以包括微穿孔。

本文中，“带穿孔的”或“穿孔”应当表示分布在表面部分上的多个孔。可选地，第一流动表面部分的穿孔的形状可以是圆形、狭缝形、椭圆形或允许空气进气的任何几何形状。穿孔的取向、形状和/或尺寸对于全部穿孔而言可以是相同的，或者穿孔的取向、形状和/或尺寸可以在第一流动表面部分上或在第一流动表面的子部分之间逐渐变化或非逐渐地变化。“带微穿孔的”或“微穿孔”应当表示具有亚毫米范围内的一种或更多种尺寸的孔，微穿孔的尺寸可以为20μm至100μm，例如50μm，彼此的相对距离为100μm至1000μm，例如500μm。

“热联接”或“热接触”应当意味着允许有效热传递的任何形式的直接接触或间接接触。

防冰系统的可致动元件可以在飞行器起飞之前或在飞行器起飞期间向第一穿孔表面部分提供热。当飞行器在不需要防冰的高度处处于巡航模式时，防冰系统的可致动元件可以移动或变形到第二位置，以允许在外部空气动力学气流与空气动力学本体之间穿过穿孔中的至少一个穿孔的进气或排气。这样的进气或排气可通过使湍流层的开始延迟而产生或维持围绕空气动力学本体的层流。因此，例如空气动力学本体可以在巡航模式下产生较少的阻力同时减少飞行器的燃料消耗。

可选地，可致动元件包括电加热元件。电加热元件能够比热风系统更轻、更简单。电加热元件可以是加热垫。可致动元件可以被铰接和/或连接至固定元件，以允许用于在第一位置与第二位置之间移动或变形的限定的且可重复的路径。

可选地，空气动力学本体是包括飞行器主翼、水平稳定器、竖向尾翼和前缘增升装置的组中的至少一者。因此，飞行器可以包括具有这样的特征的一个或更多个空气动力学本体。如缝翼的前缘装置特别适合于容纳可变形的可致动元件，因为在这种装置内仅可获得有限的空间。

可选地，可致动元件能够在第一位置与第二位置之间以旋转和/或平移的方式移动。可致动元件可以在单个抽吸室内旋转并且/或者可致动元件是链轨式的以在单个抽吸室内移动。

可选地，空气动力学本体限定前缘和在前缘与后缘之间延伸的当地弦长的至少一部分，并且其中，第一穿孔表面部分可以围绕前缘延伸超过当地弦长的3％或者更少。受限制的第一微穿孔表面部分可以有助于将被动压差与单个抽吸室一起使用以从边界层抽吸进气。可以不需要主动式抽吸系统，特别是在前缘装置的情况下由于前缘装置内的空间有限而可以不需要主动式抽吸系统。

可选地，防冰系统包括位于可致动元件的后部的固定元件。该固定元件可以永久地热联接至空气动力学本体的非穿孔表面部分。在层流前缘的后部，即在距前缘的距离可以超过当地弦长的3％的距离处，在没有通过抽吸来控制任何边界层的情况下，蒙皮可以具有允许NLF的表面质量。因此防冰系统可以包括固定元件以加热这种非穿孔表面部分。

可选地，空气动力学本体包括位于非穿孔表面部分的后部的至少第二穿孔表面部分。在非穿孔表面部分的后部，即在距前缘的距离可以超过本地弦长的10％的距离处，第二穿孔表面部分可以被用于通过抽吸而进一步延迟边界层过渡的开始。在距前缘超过本地弦长的10％的距离处不需要防冰系统，使得防冰系统的可致动元件或固定元件都不需要对第二穿孔表面部分进行加热。

可选地，空气动力学本体包括主动式抽吸系统，该主动式抽吸系统用于产生和/或维持从外部空气动力学气流的边界层通过穿孔中的至少一个穿孔而进入空气动力学本体的进气，并且其中，可致动元件构造成通过主动式抽吸系统被抽吸到第二位置。有时，例如当前缘是没有缝翼的主翼的一部分、例如用于具有克鲁格襟翼的机翼时，可能需要主动式抽吸装置来产生或维持由ALF或HLF进行的抽吸。在这种情况下，可以使用主动式抽吸系统来将可致动元件抽吸到第二位置。可致动元件能够在单个抽吸室内移动和/或变形，并且主动式抽吸系统可以气动地致动可致动元件。

可选地，空气动力学本体包括螺线管，其中，可致动元件构造成通过螺线管移动到第二位置。螺线管可以维持气动致动，或者可以用作气动致动的替代方案。这在不使用主动式抽吸系统时特别有用。

可选地，可致动元件包括在温度变化时能够变形的双金属部件，其中，该双金属部件构造成在使用防冰系统时将可致动元件变形到第一位置，并且其中，该双金属部件构造成在不使用防冰系统时将可致动元件变形到第二位置。这样的实施方式是非常紧凑的，因此可以在很少的内部空间可以被用于致动系统的缝翼中是有用的。作为可致动元件的一部分的双金属部件不需要任何实质性空间，并且能够将可致动元件卷曲成远离蒙皮而到第二位置，或者将可致动元件拉直成使可致动元件与蒙皮热接触从而加热蒙皮以供防冰。

可选地，可致动元件被弹簧加载朝向第一位置。弹簧可以提供附加的力，以在可致动元件与蒙皮之间实现良好的热联接。为了朝向第二位置致动可致动元件，可能需要高到足以克服朝向第一位置的偏置的弹力的气动力和/或磁力和/或变形力。

根据本公开的第二方面，提供了一种用于产生和/或维持围绕空气动力学本体的层流的方法，该方法包括：

·提供空气动力学本体，该空气动力学本体包括至少第一穿孔表面部分和防冰系统，其中，防冰系统包括可致动元件，

·将可致动元件致动以移动或变形到第一位置，其中，在第一位置中，可致动元件的至少一部分热联接至第一穿孔表面部分，

·加热第一穿孔表面部分以防冰，

·将可致动元件致动以移动或变形到第二位置，其中，在第二位置中，可致动元件的至少一部分与第一穿孔表面部分间隔开。

可选地，该方法包括提供主动式抽吸系统，该主动式抽吸系统用于产生和/或维持在外部空气动力学气流的边界层与空气动力学本体之间穿过穿孔中的至少一个穿孔的进气或排气，其中，将可致动元件致动以移动或变形到第二位置包括通过主动式抽吸系统将可致动元件抽吸到第二位置。

可选地，该方法包括提供螺线管，其中，将可致动元件致动以移动或变形到第二位置包括通过螺线管将可致动元件移动到第二位置。

可选地，该方法包括提供可致动元件的双金属部件，其中，将可致动元件致动以使移动或变形到第一位置包括加热双金属部件并由此使可致动元件变形，其中，将可致动元件致动以移动或变形到第二位置包括使双金属部件冷却并由此使可致动元件变形。

附图说明

现在将仅参照以下附图以示例的方式来描述本公开的实施方式，在附图中：

图1是具有根据本公开的示例的空气动力学本体的飞行器的示意性立体图；

图2是具有根据本公开的示例的空气动力学本体的飞行器的俯视图；

图3是具有根据本公开的示例的空气动力学本体的飞行器的机翼的俯视图；

图4是具有作为根据本公开的示例的空气动力学本体的缝翼的飞行器机翼的前部部分的横截面图；

图5是作为根据本公开的示例的空气动力学本体的飞行器机翼的前部部分的横截面图；

图6是根据本公开的示例的空气动力学本体的前部部分的横截面图，其中，可变形的可致动元件处于第一位置；

图7是根据本公开的示例的空气动力学本体的前部部分的横截面图，其中，可变形的可致动元件处于第二位置；

图8是根据本公开的示例的空气动力学本体的前部部分的横截面图，其中，作为致动器的螺线管及铰接的可致动元件处于第一位置；

图9是根据本公开的示例的空气动力学本体的前部部分的横截面图，其中，作为致动器的螺线管及铰接的可致动元件处于第二位置；

图10是根据本公开的示例的空气动力学本体的前部部分的横截面图，其中，作为致动器的抽吸系统及铰接的可致动元件处于第一位置；

图11是根据本公开的示例的空气动力学本体的前部部分的横截面图，其中，作为致动器的抽吸系统和铰接的可致动元件处于第二位置；

图12是作为根据本公开的示例的空气动力学本体的缝翼的横截面图，其中，可变形的可致动元件处于第一位置；

图13是作为根据本公开的示例的空气动力学本体的缝翼的横截面图，其中，可变形的可致动元件处于第二位置；以及

图14是用于产生和/或维持围绕根据本公开的示例的空气动力学本体的层流的方法步骤的示意图。

具体实施方式

图1示出了飞行器1，该飞行器1包括机身3和机翼5，发动机7附接至机翼5。右手笛卡尔坐标系将x轴线示出为飞行器的纵向轴线，也称为侧倾轴线，指向飞行方向；将y轴线示出为飞行器的横向轴线，也称为俯仰轴，基本指向在飞行器1的右手侧的机翼5的翼展方向；将Z轴线示出为飞行器的竖向轴线，也称为偏航轴线，指向下方。在图1至图13中始终使用该坐标系，其中，飞行器1的右手侧的机翼5被用于详细描述本公开。读者将容易理解的是，本发明对称地适用于飞行器1的左手侧的机翼5或诸如水平尾翼或竖向尾翼的其他空气动力学本体。本文中的术语“空气动力学本体”可以表示飞行器的任何空气动力学有效部件，并且因此可以选自包括以下各项的组中的至少一项：飞行器主翼、水平稳定器、竖向尾翼、前缘增升装置。

图2示出了飞行器1的机翼5的更多细节，例如在机翼5的前缘11处的增升装置9。这种前缘增升装置9也被称为缝翼，缝翼可以在飞行器起飞和着陆期间增加升力，并且可以在飞行器巡航期间缩回以减少阻力。位于机翼后缘15处的通常被称为襟翼的其他后缘增升装置13具有类似的目的。机翼5从附接至机身3的翼根17延伸至翼梢19。

图3示出了飞行器1的右侧机翼5，该右侧机翼5包含包括主机翼部分21、前缘增升装置9和后缘增升装置13的机翼。根据沿着y轴线的横向翼展方向位置，机翼5的机翼后缘15可以由后缘增升装置13、主机翼部分21或如副翼或扰流板的其他控制表面限定。在图3中，在沿着y轴线的翼展方向上的横向位置Y被任意选择以示出在位置Y处在前缘11与机翼后缘15之间的当地弦长c(Y)。当地弦长c(Y)通常是取决于在沿着y轴线的翼展方向上的横向位置y的长度。弦长应当被理解为巡航过程中空气动力学本体的翼面的特征，即当增升装置9和增升装置13缩回时，在x-z平面中在前缘11与机翼后缘15之间的直接距离。

图4是机翼5前部的详细横截面图，其中前缘增升装置9——也被称为缝翼——处于靠近主机翼部分21的缩回位置。前缘增升装置9经由展开系统23以可移动的方式联接至主机翼部分21。展开系统23被显示为轨道系统(虚线)，但是该展开系统23可以是任何类型的联动系统，其允许前缘增升装置9在缩回的巡航位置与展开的增升位置之间移动以进行起飞和着陆。

当地弦长c(y)被显示为前缘11与后缘15(在图4中未示出)之间的线性点划线。垂直于当地弦长c(y)并且定位成距离d＝0.03×c(y)的虚线平面X在前缘增升装置9的蒙皮上限定了上边界线A和下边界线B。在前缘周围定位有第一穿孔表面部分25，并且第一穿孔表面部分25在上边界线A与下边界线B之间延伸。第一穿孔表面部分25相比于上边界线A与下边界线B之间的整个蒙皮部分可能覆盖的更少。第一穿孔表面部分25的限制具有以下优点：前缘增升装置9的全部内部容积可以在没有主动式抽吸系统的情况下被用作用于被动HLF的单个抽吸室27。因此，不需要复杂的多个抽吸室。

前缘增升装置9设置有至少一个出口29，所述至少一个出口29处的空气压力低于用于通过主动或被动的HLF控制进行抽吸的穿孔处的压力。压差可以通过主动式抽吸系统被主动地保持或者可以通过飞行中的外部空气动力学气流被被动地保持。对于被动的HLF控制，出口29的位置根据空气动力学本体的设计而被选择成处于低压位置。如图4所示出的，这样的低压位置可以在前缘增升装置9的后表面处。替代地或另外地，可以在空气动力学本体的蒙皮处设置出口，该出口具有基本上向后指向的开口使得飞行中的外部空气动力学气流在出口处提供低压点。

呈具有电加热元件的电翼防冰系统(eWIPS)的形式的防冰系统31定位成与前缘增升装置9的前缘蒙皮以及前缘增升装置9的上蒙皮的主要部分热接触。防冰系统31具有前部部分和后部部分。防冰系统31的前部部分包括可致动元件33，该可致动元件33的至少一部分热联接至第一穿孔表面部分25。可致动元件33能够在与第一穿孔表面部分25热接触的第一位置(如在图4和图13中所示)与和第一穿孔表面部分25间隔开的第二位置(如在图13中所示)之间移动和/或变形。防冰系统31的后部部分包括固定元件35，该固定元件35永久性地热联接至前缘增升装置9的非穿孔表面部分37。非穿孔表面部分37和固定元件35可以在本地弦长c(y)的3％与10％之间延伸。在非穿孔表面部分37和固定元件35的后部，例如距前缘11的距离超过本地弦c(y)的10％，前缘增升装置9包括不需要防冰的用于HLF控制的第二穿孔表面部分39。

图5是作为没有缝翼的空气动力学本体的机翼5的前部部分的详细横截面图，其中，主机翼部分21限定了前缘11。类似于图4，垂直于当地弦长c(y)并且定位成距离d＝0.03×c(y)处的虚线X在用于第一穿孔表面部分25的蒙皮上限定了上边界线A和下边界线B。第一穿孔表面部分25相比于上边界线A和下边界线B之间的整个蒙皮部分可能覆盖的更少。图5中的机翼5的单个抽吸室27可以由内壁28限定，而不是使用整个缝翼容积来限定。如在图4中，第一穿孔表面部分25的限制具有以下优点：单个抽吸室27可在没有主动式抽吸系统的情况下被用于被动HLF控制。因此，不需要复杂的多个抽吸室。

eWIPS 31的可致动元件33的至少一部分热联接至第一穿孔表面部分25。可致动元件33在和第一穿孔表面部分热接触的第一位置(如在图5中所示)与和第一穿孔表面部分间隔开的第二位置(如在图7中所示)之间可移动和/或变形。防冰系统31的后部部分包括固定元件35，该固定元件35永久性地热联接至前缘增升装置9的上蒙皮的主要部分。固定元件35可在当地弦长c(y)的3％与10％之间延伸。在非穿孔表面部分37和固定元件35的后部，例如距前缘11的距离超过本地弦长c(y)的10％，机翼5包括不需要防冰的用于HLF控制的第二穿孔表面部分39。

机翼5设置有至少一个出口29，所述至少一个出口29处的空气压力低于通过主动或被动的HLF控制进行抽吸的穿孔处的压力。压差可以通过主动式抽吸系统被主动地保持或者可以通过飞行中的外部空气动力学气流被被动地保持。对于被动的HLF控制，出口29的位置根据空气动力学本体的设计被选择成处于低压位置。如在图5中所示，这样的低压位置可以在单个吸入室27的后表面处。替代地或另外地，可以在空气动力学本体的蒙皮处设置出口29，该出口29具有基本上向后指向的开口，使得飞行中的外部空气动力学气流在出口29处提供低压点。

图6和图7图示了可致动元件33的两个位置，图6中的第一位置和图7中的第二位置。eWIPS 31的可致动元件33包括在温度变化时可变形的双金属部件。在加热时(如在图6中所示)，例如在飞行器1起飞之前或者起飞期间，双金属部件将可致动元件33拉直至第一位置、与第一穿孔表面部分25热接触而对第一穿孔表面部分25进行加热，以防止冰积聚在第一穿孔表面部分25上。第一穿孔表面部分25的穿孔在第一位置被可致动元件33从内部封闭，使得防止了从外部空气动力学气流的边界层通过穿孔进入空气动力学本体的进气。

当例如在飞行器1的巡航期间不使用eWIPS 31时，双金属部件冷却并且将可致动元件33卷曲成远离第一穿孔表面部分25。在如图7中所示的第二位置中，可致动元件33使第一穿孔表面部分25的穿孔敞开，并且允许从外部空气动力学气流的边界层穿过第一多孔表面部分25的进气。图6和图7还示出了位于非穿孔表面部分37后部的第二穿孔表面部分39。因此，在前缘区域的后部，例如在距前缘11超过当地弦长的3％的距离处，可以将具有eWIPS31的区域和具有层流控制的区域分开以降低复杂性。

图8和图9与图6和图7之间的区别在于图8和图9中的可致动元件33现在被铰接在铰链40上。可致动元件33可以借助于螺线管41从图8中的第一位置旋转至图9中的第二位置。螺线管41可以在第一位置与第二位置之间磁性地推动和/或拉动可致动元件33，或者在可致动元件被弹簧加载朝向第一位置的情况下抵抗弹簧力工作。铰接的可致动元件33还可以是可变形的并且包括双金属部件。

图10和图11示出了可以被气动致动的可致动元件33。在需要主动式抽吸系统来提供必要的抽吸的情况下，单个抽吸室27可以连接有管道。这种管道可以包括基本上沿翼展方向延伸的主干管道43和基本上沿翼弦方向延伸的收集器管道45。在收集器管道45中主动地减小的压力可以将可致动元件33从第一位置朝向第二位置气动地抽吸。可致动元件33可以被弹簧加载朝向第一位置。

图12和图13更详细地示出了在如在图4中缝翼9作为空气动力学本体的情况下可致动元件33如何致动。在没有主动式抽吸系统的情况下，缝翼9的全部内部容积可以被用作被动HLF的单个吸入室27。这是特别有利的，因为缝翼9的内的空间非常有限而无法容纳主动式抽吸系统的管道或复杂的多个抽吸室。最小耗费空间的致动选择是在可致动元件33中使用在温度变化时可变形的双金属部件。在图12中，缝翼9可以在起飞或降落期间或着在起飞之前的地面上展开。可能需要防冰以确保飞行安全。然后，出于防冰的目的将双金属部件加热，以使双金属部件将可致动元件33拉直到可致动元件33与第一穿孔表面部分25热接触的第一位置。此外，处于第一位置的可致动元件33从内部封闭第一穿孔表面部分25的穿孔，以防止从外部空气动力流的边界层穿过穿孔而进入缝翼的进气。

在图13中，缝翼9在不需要防冰的高度处在巡航模式下可以缩回。双金属部件没有被加热并且可以冷却，成使得双金属部件将可致动元件33卷曲到可致动元件33与第一穿孔表面部分25间隔开的第二位置。因此，处于第二位置的可致动元件33使第一穿孔表面部分25的穿孔敞开，使得允许从外部空气动力流的边界层穿过穿孔而进入缝翼的进气。在巡航模式下边界层过渡的延迟开始减少了空气动力学本体的阻力并且节省了燃料消耗。

图14示出了用于产生和/或维持围绕空气动力学本体的层流的方法步骤的示例。在步骤1401中，提供空气动力学本体，该空气动力学本体包括至少第一穿孔表面部分25和防冰系统31。第一穿孔表面部分25具有穿孔，并且防冰系统31包括根据上述附图的可致动元件33。在步骤1403中，将可致动元件33致动以移动或变形到第一位置。在第一位置中，可致动元件33的至少一部分热联接至第一穿孔表面部分25并且防止了在外部空气动力学气流的边界层与空气动力学本体之间穿过穿孔中的至少一个穿孔的进气或排气。在步骤1405中，对第一穿孔表面部分25进行加热以进行防冰。在步骤1407中，将可致动元件33致动以移动或变形到第二位置。在第二位置中，可致动元件33的至少一部分与第一穿孔表面部分25间隔开并且允许从外部空气动力学气流的边界层穿过穿孔中的至少一个穿孔而进入空气动力学本体的进气。边界层过渡的延迟开始产生和/或维持了空气动力学本体周围的层流，从而节省了燃料消耗。

作为步骤1403的一部分，可以对可致动元件33的双金属部件(步骤1409)进行加热，使得可致动元件33变形到第一位置(如在图6和图12中所示)。替代步骤1409或除了步骤1409之外，可致动元件33可以被弹簧加载朝向第一位置，在第一位置中，该可致动元件33与第一穿孔表面部分25热接触并且从内部封闭穿孔。

作为步骤1407的一部分，存在示出为步骤14011、步骤1413和步骤1415的不同的致动选项，这些致动选项可以作为彼此的替代方案或以彼此任意组合的方式被应用以有效地实现步骤1407。在步骤14011中，设置有主动式抽吸系统，并且该主动式抽吸系统被用于将可致动元件33气动地抽吸到第二位置(如图11所示)。在步骤1413中，设置有螺线管41，该螺线管41被用于将可致动元件33磁性地移动到第二位置(如图9所示)。在步骤1415中，不对在步骤1409中被用于使可致动元件33变形到第一位置的双金属部件进行加热，使得双金属部件可以冷却以将可致动元件33变形到第二位置。

在前述的描述中，当提及具有已知、明显或可预见的等同物的整体或元件时，则将这些等同物就如同单独阐述一样被并入本文中。应当参照权利要求书来确定本发明的真实范围，本发明的真实范围应当被解释为包含任何这样的等同物。

应该理解的是，所描述的与任何一个实施方式有关的任何特征可以单独使用或者与所描述的其他特征组合使用，并且也可以与实施方式中的任何其他实施方式中的一个或更多个特征组合使用或者与实施方式中的任何其他实施方式的任何组合组合使用。尽管已经示出和描述了至少一个示例性实施方式，但是应该理解的是，其他改型、替换方案和替代方案对于本领域普通技术人员来说是显而易见的并且可以在不脱离本文所描述的主题的范围的情况下进行改变，并且本申请旨在覆盖本文所讨论的特定实施方式的任何改型或变型。

另外，“一”或“一种”不排除复数。此外，已经参照上述示例性实施方式中的一个实施方式描述的特征或步骤也可以与上述其他示例性实施方式的其他特征或步骤组合使用。方法步骤可以以任何顺序应用或并行应用，或者可以构成另一方法步骤的一部分或更详细的版本。应该理解的是，在所保证的专利的范围内应该将所有这样的修改合理地并且适当地包括在对本领域的贡献的范围内。可以在不脱离本发明的精神和范围的情况下做出这些改型、替换方案和替代方案。

Claims (16)

1.一种用于在飞行器上使用的空气动力学本体，其中，所述空气动力学本体包括至少第一穿孔表面部分和防冰系统，

其中，所述防冰系统包括可致动元件，

其中，所述可致动元件能够在第一位置与第二位置之间移动或变形，

其中，在所述第一位置中，所述可致动元件的至少一部分热联接至所述第一穿孔表面部分并且构造成防止在外部空气动力学气流的边界层与所述空气动力学本体之间穿过穿孔中的至少一个穿孔的进气或排气，

其中，在所述第二位置中，所述可致动元件的至少一部分与所述第一穿孔表面部分间隔开并且构造成允许所述进气或排气。

2.根据权利要求1所述的空气动力学本体，其中，所述可致动元件包括电加热元件。

3.根据权利要求1或2所述的空气动力学本体，其中，所述空气动力学本体是包括飞行器主翼、水平稳定器、竖向尾翼和前缘增升装置的组中的至少一者。

4.根据任一前述权利要求所述的空气动力学本体，其中，所述可致动元件能够在所述第一位置与所述第二位置之间以旋转和/或平移的方式移动。

5.根据任一前述权利要求所述的空气动力学本体，其中，所述空气动力学本体限定前缘和在所述前缘与后缘之间延伸的当地弦长的至少一部分，并且其中，所述第一穿孔表面部分围绕所述前缘延伸超出所述当地弦长的3％或更少。

6.根据任一前述权利要求所述的空气动力学本体，其中，所述防冰系统包括位于所述可致动元件的后部的固定元件，其中，所述固定元件永久地热联接至所述空气动力学本体的非穿孔表面部分。

7.根据权利要求6所述的空气动力学本体，其中，所述空气动力学本体包括位于所述非穿孔表面部分的后部的至少第二穿孔表面部分。

8.根据任一前述权利要求所述的空气动力学本体，其中，所述空气动力学本体包括主动式抽吸系统，所述主动式抽吸系统用于产生和/或维持在外部空气动力学气流的边界层与所述空气动力学本体之间穿过所述穿孔中的至少一个穿孔的进气或排气，并且其中，所述可致动元件构造成通过所述主动式抽吸系统被抽吸到所述第二位置。

9.根据任一前述权利要求所述的空气动力学本体，其中，所述空气动力学本体包括螺线管，并且其中，所述可致动元件构造成通过所述螺线管被移动到所述第二位置。

10.根据任一前述权利要求所述的空气动力学本体，其中，所述可致动元件包括在温度变化时能够变形的双金属部件，其中，所述双金属部件构造成在使用所述防冰系统时使所述可致动元件变形到所述第一位置，并且其中，所述双金属部件构造成在不使用所述防冰系统时使所述可致动元件变形到所述第二位置。

11.根据任一前述权利要求所述的空气动力学本体，其中，所述可致动元件被弹簧加载朝向所述第一位置或所述第二位置。

12.根据任一前述权利要求所述的空气动力学本体，其中，所述穿孔中的至少一些穿孔包括微穿孔。

13.一种用于产生和/或维持围绕空气动力学本体的层流的方法，所述方法包括：

·提供空气动力学本体，所述空气动力学本体包括至少第一穿孔表面部分和防冰系统，并且其中，所述防冰系统包括可致动元件，

·将所述可致动元件致动以移动或变形到第一位置，其中，在所述第一位置中，所述可致动元件的至少一部分热联接至所述第一穿孔表面部分并且防止在外部空气动力学气流的边界层与所述空气动力学本体之间穿过穿孔中的至少一个穿孔的进气或排气，

·对所述第一穿孔表面部分进行加热以防冰，

·将所述可致动元件致动以移动或变形到第二位置，其中，在所述第二位置中，所述可致动元件的至少一部分与所述第一穿孔表面部分间隔开并且允许在外部空气动力学气流的边界层与所空气动力学本体之间穿过所述穿孔中的至少一个穿孔的进气或排气。

14.根据权利要求13所述的方法，包括以下步骤：

·提供主动式抽吸系统，所述主动式抽吸系统用于产生和/或维持在外部空气动力学气流的边界层与所述空气动力学本体之间穿过所述穿孔中的至少一个穿孔的进气或排气，

其中，将所述可致动元件致动以移动或变形到所述第二位置包括通过所述主动式抽吸系统将所述可致动元件抽吸到所述第二位置。

15.根据权利要求13或14所述的方法，包括以下步骤：

·提供螺线管，

其中，将所述可致动元件致动以移动或变形到所述第二位置包括通过所述螺线管将所述可致动元件移动到所述第二位置。

16.根据权利要求13至15中的任一项所述的方法，包括以下步骤：

·提供被包含在所述可致动元件中的双金属部件，

其中，将所述可致动元件致动以移动或变形到所述第一位置包括对所述双金属部件进行加热且由此使所述可致动元件变形到所述第一位置，

其中，将所述可致动元件致动以移动或变形到所述第二位置包括使所述双金属部件冷却且由此使所述可致动元件变形到所述第二位置。