CN110550180B - 飞行器空气动力壁及包括其的飞行器 - Google Patents

飞行器空气动力壁及包括其的飞行器 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种飞行器空气动力壁及包括其的飞行器，该飞行器空气动力壁具有外表面和内表面并且装备有至少一个涡流发生器，所述涡流发生器包括：‑至少一个有效壁，该有效壁相对于所述空气动力壁的外表面突出，‑连接系统，该连接系统将所述涡流发生器连接至所述空气动力壁，该连接系统包括：o至少一个支撑件，所述至少一个支撑件具有牢固地压靠所述空气动力壁的内表面的基部以及穿过所述空气动力壁并且与所述有效壁协作的头部，o至少一个第一紧固件，所述至少一个第一紧固件连接所述支撑件的基部和所述空气动力壁，o至少一个第二紧固件，所述至少一个第二紧固件连接所述支撑件的头部和所述有效壁。这种构型使得能够限制出现不想要的阻力。

Description

飞行器空气动力壁及包括其的飞行器
技术领域
本申请涉及一种包括至少一个涡流发生器的飞行器空气动力壁，并且涉及一种包括所述空气动力壁的飞行器。
背景技术
如附图所示，飞行器10包括若干推进组件12，这些推进组件中的每一个推进组件具有围绕推进单元的短舱14。短舱14包括至少一个空气动力壁16(例如整流罩)，该空气动力壁例如包括至少一个涡流发生器18，也称为脊或导流片。
根据图3和图4中可见的一个实施例，空气动力壁16具有面向短舱14的外部的外表面16.1(空气流20抵靠该短舱的外表面流动)和面向短舱14内部的内表面16.2。涡流发生器18包括T形横截面，并具有有效壁22和安装部24，该安装部相对于空气动力壁16的外表面16.1突出、并且通过紧固件26连接至其上。
安装部24在有效壁22的每一侧上延伸，并且紧固件26被安排成两排、定位在有效壁22的各侧。对于每个紧固件26，安装部24和空气动力壁16各自包括通孔，安装部24中的通孔是埋头的。为了补充这点，每个紧固件26包括容纳在安装部24和空气动力壁16中的通孔中的柄部28、容纳在安装部24的通孔的埋头部分中的埋头头部30、以及固定系统32(例如螺母)，该固定系统连接至柄部28并且牢固地压靠空气动力壁16。
定位在短舱整流罩上的吊挂架的每一侧上的涡流发生器18使得可以特别地通过延迟机翼的外拱面上的气流的分离并且通过在着陆阶段期间增加升力而获得空气动力改进。
然而，涡流发生器的安装部24具有相对于空气动力壁16的外表面16.1突出的向前边缘34，并且该向前边缘扰乱了空气流并且生成不想要的阻力。
发明内容
本发明力图补救现有技术的一些或全部缺点。
为此目的，本发明的一个主题是一种飞行器空气动力壁，所述飞行器空气动力壁包括涡流发生器，所述空气动力壁具有外表面和与所述外表面相反的内表面，在飞行期间，空气流在所述外表面上流动，所述涡流发生器包括相对于所述空气动力壁的外表面突出的至少一个有效壁以及连接所述涡流发生器和所述空气动力壁的连接系统。
根据本发明，所述连接系统包括：
-至少一个支撑件，所述至少一个支撑件具有牢固地压靠所述空气动力壁的内表面的基部以及穿过所述空气动力壁的头部，所述支撑件的头部和所述有效壁具有以装配到彼此中的方式协作的形状，
-至少一个第一紧固件，所述至少一个第一紧固件连接所述支撑件的基部和所述空气动力壁，
-至少一个第二紧固件，所述至少一个第二紧固件连接所述支撑件的头部和所述有效壁，从而将所述有效壁和所述支撑件的头部固持在一者装配到另一者中的位置。
本发明使得能够避免不想要的阻力的出现，对机载质量和组装时间具有可忽略的影响。
根据另一特征，所述空气动力壁对于每个支撑件包括切口，所述切口被配置成容纳所述支撑件的头部，所述切口和所述支撑件的头部具有完全相同的、在组装间隙内的轮廓，所述组装间隙包含处于与所述空气动力壁的外表面相齐平的密封件或粘合剂。
根据另一特征，每个支撑件具有T形横截面，所述基部包括定位在所述头部各侧的第一部分和第二部分，所述连接系统包括定位在所述基部的第一部分上的第一系列第一紧固件，以及定位在所述基部的第二部分上的第二系列第一紧固件。
根据另一特征，所述第一紧固件具有处于在所述空气动力壁的外表面上齐平的类型。
根据第一实施例，所述有效壁包括面向所述气动壁的边缘，所述边缘具有至少一个槽口，并且每个支撑件的所述头部包括至少一个舌部，所述至少一个舌部被配置成用于装配到所述槽口中，所述舌部和所述槽口具有完全相同的厚度。
根据一种构型，所述有效壁在每个槽口的各侧上包括第一分支和第二分支，并且所述支撑件的头部在每个舌部的各侧上包括第一端部止挡部和第二端部止挡部，所述舌部和所述槽口被确定尺寸的方式为使得当所述舌部插入所述槽口时，所述第一分支的端部和所述第二分支的端部与所述第一端部止挡部和所述第二端部止挡部接触。
根据第二实施例，每个支撑件的所述头部具有槽口，所述槽口被配置成用于容纳所述有效壁的面向所述空气动力壁的边缘，所述有效壁和所述槽口具有完全相同的厚度。
根据另一特征，所述连接系统包括齐平装配类型的若干第二紧固件。
本发明的另一主题是一种包括根据前述特征中的一个特征的空气动力壁的飞行器。
附图说明
其他特征和优点将从本发明的以下描述中显现，该描述仅仅是通过举例方式参照附图给出的，在附图中：
-图1是飞行器的前视图，
-图2是图1中可见的飞行器的推进组件的透视图，
-图3是装备有涡流发生器的短舱的一部分的透视图，展示了现有技术的一个实施例，
-图4是图3的IV-IV的截面，
-图5是涡流发生器的示意性描绘，展示了现有技术的一个实施例，
-图6是穿过装备有涡流发生器的飞行器短舱壁的一部分的横截面，展示了本发明的第一实施例，并且
-图7是穿过装备有涡流发生器的飞行器短舱壁的一部分的横截面，展示了本发明的第二实施例。
具体实施方式
图5至图7以40描绘了定位在飞行器短舱的空气动力壁42上的涡流发生器。
虽然在飞行器短舱的应用中进行了描述，但是本发明不以任何方式受限于此应用，并且可以应用于飞行器的任何空气动力壁，例如机身和尾翼、机翼、吊挂架、短舱。
空气动力壁42可以包括单个面板或多个并列的面板。
空气动力壁42具有外表面42.1(在飞行中空气流44抵靠该外表面流动)和与外表面42.1相反的内表面42.2。
对于本申请的其余部分，术语前和后参照空气流44以其流动的方向，在飞行期间，此空气从前朝向后流动。
涡流发生器的意思是指相对于飞行器的空气动力壁突出、并且被配置成用于改变在该空气动力壁的表面流动的空气流的任何壁。涡流发生器也被称为脊或导流片。
根据图5至图7中可见的多个不同的实施例，涡流发生器40包括相对于空气动力壁42的外表面42.1突出的至少一个大体上平面的有效壁46。该有效壁46包括前缘46.1和后缘46.2。涡流发生器40包括前端部A和后端部B，当装配涡流发生器40时，这些端部被定位在空气动力壁42的外表面42.1处。
根据一种构型，有效壁46大致呈三角形形状。因此，前缘46.1包括定位在空气动力壁42的外表面42.1处的第一前端部和连接至后缘46.2并且与空气动力壁42的外表面42.1间隔开的第二后端部。
当然，本发明不受限于这种构型。
根据图6中可见的第一实施例，涡流发生器40包括连接系统48，该连接系统被设计成用于连接有效壁46和空气动力壁42的内表面42.2。
这个连接系统48包括：
-至少一个支撑件50，该至少一个支撑件具有牢固地压靠空气动力壁42的内表面42.2的基部52以及穿过空气动力壁42的头部54，
-至少一个第一紧固件56，该至少一个第一紧固件连接支撑件50的基部52和空气动力壁42，
-至少一个第二紧固件58，该至少一个第二紧固件连接支撑件50的头部54和有效壁46。
连接系统48包括单个支撑件50，或者如图5所示地包括沿涡流发生器40的长度分布的若干支撑件50(该长度与涡流发生器在第一端部A与第二端部B之间的尺寸相对应)。
为了补充这点，对于每个支撑件50，空气动力壁42包括切口60，该切口被配置成用于容纳支撑件50的头部54，切口60和支撑件50的头部54具有完全相同的、在组装间隙内的轮廓。
根据一种构型，每个支撑件50具有T形横截面，基部52包括定位在头部54的每一侧上的第一部分52.1和第二部分52.2。
连接系统48包括定位在基部52的第一部分52.1处的第一系列的第一紧固件56和定位在基部52的第二部分52.2的第二系列的第一紧固件56’。
如图7所示，对于每个第一紧固件56、56’，空气动力壁42包括通孔62，该通孔在空气动力壁42的外表面42.1处具有埋头部，并且基部52包括通孔64。为了补充这点，每个第一紧固件56、56’包括容纳在空气动力壁42和基部52的通孔62、64中的柄部66，容纳在空气动力壁42的通孔62的埋头部分中的埋头头部68，以及固定系统70(例如螺母)，该固定系统连接至柄部66并且牢固地压靠基部52。
第一紧固件56、56’具有在空气动力壁42的外表面42.1上处于齐平的类型，并且实际上根本不扰乱空气流44。
为了改进空气动力特性，切口60与支撑件50的头部54和/或有效壁46之间的组装间隙包含处于与空气动力壁42的外表面42.1相齐平的密封件或粘合剂72。
根据第一实施例，有效壁46包括朝向空气动力壁42定向、并且具有至少一个槽口76的边缘74。
根据情况，边缘74展现出被配置成用于至少部分容纳每个支撑件50的头部54的在整个长度上延伸的单个槽口76或者多个不连贯的槽口76。
有效壁46在每个槽口76的每一侧上包括第一分支78和第二分支78’。为了补充这点，每个支撑件50的头部54具有至少一个被配置成用于装配到槽口76中的舌部80以及在每个舌部80的每一侧上的第一端部止挡部82和第二端部止挡部82’。
舌部80和槽口76具有完全相同的厚度。此外，舌部80和槽口76被确定尺寸的方式为使得当舌部80插入槽口76时，第一分支78的端部和第二分支78’的端部与第一端部止挡部82和第二端部止挡部82’接触。
连接系统48包括若干第二紧固件58来将舌部80固持在槽口76中并且使有效壁46相对于空气动力壁42固定不动。这些第二紧固件58与空气动力壁42平行地对准。
对于每个第二紧固件58，第一分支78、舌部80、以及第二分支78’具有通孔84.1、84.2、84.3，第一分支78和第二分支78’的通孔84.1、84.3是埋头的。为了补充这点，每个第二紧固件58包括容纳在通孔84.1、84.2、84.3中的柄部86，以及在柄部86的每个端部处的容纳在第一分支78和第二分支78’的通孔84.1、84.3的埋头部分中的埋头头部88。
第二紧固件58是齐平的类型，并且实际上根本不扰乱空气流44。
根据图5和图7中可见的第二实施例，每个支撑件50的头部54具有被配置成用于容纳有效壁46的边缘74的槽口90。
有效壁46和槽口90具有完全相同的厚度。
连接系统48包括若干第二紧固件58来将有效壁46固持在支撑件50的头部54的槽口90中并且使有效壁46相对于空气动力壁42固定不动。这些第二紧固件58与空气动力壁42平行地对准。
与第一实施例相似，第二紧固件58具有处于齐平的类型，并且实际上根本不扰乱空气流44。
无论实施例如何，支撑件50的头部54和有效壁46都具有相互协作以装配到彼此中的形状，第二紧固件58允许将有效壁46相对于支撑件50固定在一者装配到另一者中的位置。因为支撑件50定位在空气动力壁的内部，所以它不会生成任何不想要的阻力。
本发明使得能够避免在现有技术的涡流发生器的情况下存在的不想要的阻力，同时对机载质量和组装时间具有可忽略的影响。

Claims (8)

1.一种飞行器空气动力壁(42)，所述飞行器空气动力壁包括涡流发生器(40)，所述飞行器空气动力壁(42)具有外表面(42.1)和与所述外表面(42.1)相反的内表面(42.2)，在飞行期间，空气流(44)在所述外表面上流动，所述涡流发生器(40)包括相对于所述飞行器空气动力壁(42)的外表面(42.1)突出的至少一个有效壁(46)以及连接所述涡流发生器(40)和所述飞行器空气动力壁(42)的连接系统(48)，其特征在于，所述连接系统(48)包括：
-至少一个支撑件(50)，所述至少一个支撑件具有牢固地压靠所述飞行器空气动力壁(42)的内表面(42.2)的基部(52)以及穿过所述飞行器空气动力壁(42)的头部(54)，所述支撑件(50)的头部(54)和所述有效壁(46)具有以装配到彼此中的方式协作的形状，
-至少一个第一紧固件(56)，所述至少一个第一紧固件连接所述支撑件(50)的基部(52)和所述飞行器空气动力壁(42)，
-至少一个第二紧固件(58)，所述至少一个第二紧固件连接所述支撑件(50)的头部(54)和所述有效壁(46)，从而将所述有效壁(46)和所述支撑件(50)的头部(54)固持在一者装配到另一者中的位置，
所述飞行器空气动力壁(42)对于每个支撑件(50)包括切口(60)，所述切口被配置成容纳所述支撑件(50)的头部(54)，所述切口(60)和所述支撑件(50)的头部(54)具有完全相同的、在组装间隙内的轮廓，所述组装间隙包含与所述飞行器空气动力壁(42)的外表面(42.1)相齐平的密封件或粘合剂(72)。
2.根据权利要求1所述的飞行器空气动力壁，其特征在于，每个支撑件(50)具有T形横截面，所述基部(52)包括定位在所述头部(54)各侧的第一部分(52.1)和第二部分(52.2)，并且，所述连接系统(48)包括定位在所述基部(52)的第一部分(52.1)处的第一系列第一紧固件(56)，以及定位在所述基部(52)的第二部分(52.2)处的第二系列第一紧固件(56’)。
3.根据权利要求1所述的飞行器空气动力壁，其特征在于，所述第一紧固件(56，56’)具有在所述飞行器空气动力壁(42)的外表面(42.1)上齐平的类型。
4.根据权利要求1至3之一所述的飞行器空气动力壁，其特征在于，所述有效壁(46)包括面向所述飞行器空气动力壁(42)的边缘(74)，所述边缘具有至少一个槽口(76)，并且，每个支撑件(50)的所述头部(54)包括至少一个舌部(80)，所述至少一个舌部被配置成用于装配到所述槽口(76)中，所述舌部(80)和所述槽口(76)具有完全相同的厚度。
5.根据权利要求4所述的飞行器空气动力壁，其特征在于，所述有效壁(46)在每个槽口(76)的各侧上包括第一分支(78)和第二分支(78’)，并且，所述支撑件(50)的头部(54)在每个舌部(80)的各侧上包括第一端部止挡部(82)和第二端部止挡部(82’)，所述舌部(80)和所述槽口(76)被确定尺寸的方式为使得当所述舌部(80)插入所述槽口(76)时，所述第一分支(78)的端部和所述第二分支(78’)的端部与所述第一端部止挡部(82)和所述第二端部止挡部(82’)接触。
6.根据权利要求1至3之一所述的飞行器空气动力壁，其特征在于，每个支撑件(50)的所述头部(54)具有槽口(90)，所述槽口被配置成用于容纳所述有效壁(46)的面向所述飞行器空气动力壁(42)的边缘(74)，所述有效壁(46)和所述槽口(90)具有完全相同的厚度。
7.根据权利要求1至3之一所述的飞行器空气动力壁，其特征在于，所述连接系统(48)包括齐平装配类型的若干第二紧固件(58)。
8.一种飞行器，所述飞行器包括根据前述权利要求之一所述的飞行器空气动力壁。
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