CN111417572B - 飞机机翼组件的可缩回的前缘机翼缝翼的噪声抑制系统 - Google Patents

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Abstract

噪声抑制系统(10)向设置有前边缘缝翼(ES)的机翼组件(Wp)提供噪声抑制，并且包括：细长的屏蔽元件(20)，所述屏蔽元件(20)是不连在一起的，而是可沿着其纵向范围定位为与所述边缘缝翼(ES)的下后缘(16a)相邻；以及支撑翼片(24)，所述支撑翼片(24)具有固定到所述屏蔽元件(20)的远端部和能够固定到所述边缘缝翼(ES)的与其上后缘(22)相邻的内凹表面的近端部。所述支撑翼片(24)将因此允许所述屏蔽元件(20)在工作位置与不工作位置之间分别朝向所述边缘缝翼(ES)的下后缘(16a)和远离所述边缘缝翼(ES)的下后缘(16a)移动，在所述工作位置中，所述屏蔽元件(20)沿着其纵向范围被定位为与所述边缘缝翼(ES)的下后缘(16a)相邻，而在所述不工作位置中，所述屏蔽元件(20)与所述边缘缝翼(ES)的下后缘(16a)间隔开并定位在其凹形区域(12)中。

Description

飞机机翼组件的可缩回的前缘机翼缝翼的噪声抑制系统
技术领域
本文公开的实施例总体上涉及用于当缝翼被展开时为飞机机翼组件的可缩回的前缘机翼缝翼提供噪声抑制的系统。
背景技术
在起飞和着陆期间从飞机发出的噪声是带来大城市中的城市噪声污染的一个重要问题。航空航天界自1960年代以来一直致力于降低商用飞机的噪声水平。飞机所允许的最大噪声由飞机用型式合格证(例如，由联邦航空局(FAA)的PART36颁布的条例)规定。近年来这些法规要求已对噪声强加了更严格的水平。
更大且更加能量高效的涡扇发动机的渐进引入已大大降低了飞机发动机噪声。然而，飞机(机体)的非推进部分已成为主要噪声源，主要是在飞行的进场和着陆阶段期间。当前飞机设计中最相关的机身噪声源之一是与飞机的机翼相关联的高升力设备，特别是前缘设备，诸如可缩回的前缘机翼缝翼。
在本领域中有针对降低通过前边缘缝翼所产生的噪声的一些在先的提议，诸如通过美国专利号6,454,219、8,424,810和9,242,720所提供的那些，将这些美国专利中的每个的全部内容通过引用明确地并入本文中。虽然现有技术中的提议对他们陈述的目的来说可能是令人满意的，但是仍在寻求向可缩回的前缘机翼缝翼提供增强的噪声抑制特性的不断改进。
本文公开的实施例致力于为可缩回的前缘机翼缝翼提供对噪声抑制特性的这种改进。
发明内容
一般而言，本文公开的实施例涉及噪声抑制系统，所述噪声抑制系统用于当前边缘缝翼被从其缩回状态移到展开状态时向设置有该边缘缝翼的机翼组件提供噪声抑制。所述噪声抑制系统将包括：细长的屏蔽元件(其根据某些实施例可以具有凸曲率)，所述屏蔽元件是不连在一起的，而是能够沿着其纵向范围定位为与所述边缘缝翼的下后缘相邻；以及支撑翼片，所述支撑翼片具有远端部和近端部，所述远端部固定到所述屏蔽元件，所述近端部能够固定到所述边缘缝翼的与其上后缘相邻的内凹表面。响应于所述边缘缝翼在其展开状态和缩回状态之间的移动，所述支撑翼片将因此允许所述屏蔽元件在工作位置与不工作位置之间分别朝向所述边缘缝翼的下后缘和远离所述边缘缝翼的下后缘移动，在所述工作位置中，所述屏蔽元件被沿着其纵向范围定位为与所述边缘缝翼的下后缘相邻，在所述不工作位置中，所述边缘缝翼与所述边缘缝翼的后缘间隔开并被定位在其凹形区域中。视需要而定或必要时(例如，为了减小重量)，可以设置有在所述缝翼的下后缘的所述纵向方向上间隔开的多个支撑翼片。
弹簧元件可以以操作的方式与所述支撑翼片相关联，以将偏压弹簧力施加到所述支撑翼片上，以使所述屏蔽元件移到其工作位置中。根据某些实施例，所述弹簧元件是S形的弹簧片元件，所述弹簧片元件具有固定到所述支撑翼片的近端部的一个端部和可附接到所述边缘缝翼的所述凹形区域的内表面的远端部。
总之，本发明提供了一种前边缘缝翼，该前边缘缝翼包括噪声抑制系统，所述噪声抑制系统用于当前边缘缝翼从其缩回状态移到展开状态时向设置有该边缘缝翼的机翼组件提供噪声抑制，所述前边缘缝翼包括凹形区域、下后缘和上后缘，所述凹形区域具有内表面，所述噪声抑制系统包括：
细长的屏蔽元件，所述屏蔽元件能够沿着其纵向范围被定位成与所述边缘缝翼的下后缘相邻，以及
支撑翼片，所述支撑翼片具有远端部和近端部，其中所述远端部被固定到所述屏蔽元件，而所述近端部能够固定到所述边缘缝翼的与其上后缘相邻的内凹表面，其中
响应于所述边缘缝翼在其展开状态和缩回状态之间的移动，所述支撑翼片被构造成允许所述屏蔽元件在工作位置与不工作位置之间分别朝向所述边缘缝翼的下后缘以及离开所述边缘缝翼的下后缘移动，在所述工作位置中，所述屏蔽元件被沿着其纵向范围定位成与所述边缘缝翼的下后缘相邻，而在所述不工作位置中，所述边缘缝翼与所述边缘缝翼的下后缘间隔开并被定位在其凹形区域中，
其中，所述前边缘缝翼还包括S形的弹簧片元件，所述弹簧片元件具有被固定到所述支撑翼片的近端部的一个端部和能够附接到所述边缘缝翼的凹形区域的内表面的远端部，所述弹簧片元件以操作的方式与所述支撑翼片相关联，以将偏压弹簧力施加到所述支撑翼片上，以使所述屏蔽元件移到其工作位置中。
优选地，所述前边缘缝翼进一步包括多个不连续的支撑翼片，所述多个不连续的支撑翼片沿着所述屏蔽元件的纵向范围彼此间隔开。
优选地，所述屏蔽元件具有凸曲率。
本发明还提供了一种飞机机翼组件，所述飞机机翼组件包括前面所述的前边缘缝翼。
本发明还提供了一种飞机，所述飞机包括前面所述的飞机机翼组件。
在仔细考虑了本发明的优选的示例性实施例的以下详细描述之后，本发明的这些及其它方面和优点将变得更清楚。
附图说明
通过结合附图参考示例性非限定说明性实施例的以下详细描述，将更好地且更完全地理解所公开的本发明的实施例，在附图中：
图1是从具有处于展开状态的前边缘缝翼的飞机的左舷机翼下方看的示意性立体图；
图2是图1中描绘的左舷机翼和已展开的前边缘缝翼的放大示意性立体图；以及
图3至图5分别是图1中描绘的机翼缝翼被从其展开状态移到其缩回状态的示意性侧视图。
具体实施方式
如可在图1的示意描绘中看到的，飞机AC的左舷机翼Wp设置有被示出在其展开状态的前边缘缝翼ES。当然应当理解的是，与飞机AC的左舷机翼Wp相关联的边缘缝翼ES的描述同样地适用于与飞机AC的右舷机翼(未示出)相关联的边缘缝翼。边缘缝翼ES能够以操作的方式连接到机翼Wp，以便在其收起状态和展开状态之间移动，其通常是通过任何适合的缝翼操作机构(未示出)相对于机翼Wp的前缘LE向前和/或向下。对本文描述的实施例而言重要的是，出于当边缘缝翼ES处于展开状态时将噪声抑制的目的而设置噪声抑制系统10。
参考图2至图5更详细地示出根据本文公开的实施例的噪声抑制系统。具体地，系统10包括沿着下缝翼表面16的下后缘16a纵向延伸的细长屏蔽元件20。撞击在缝翼ES的前缘上的气流因此将分裂，从而在分别具有后缘14a、16a的上缝翼表面14和下缝翼表面16之上流动。屏蔽元件20使边缘缝翼ES在展开时的凹形区域12(参见图3至图5)内的垂直再循环气流最小化。在一些实施例中，屏蔽元件20可以具有凸曲率。
连续的屏蔽元件20在区域22处通过不连续的支撑翼片24附接到与上缝翼表面14的后缘14a相邻的凹形区域12的内表面。也能视需要设置有在边缘缝翼ES的纵向方向上延伸的单个连续的支撑翼片24。然而，鉴于较轻的重量，更期望设置有沿着边缘缝翼ES的纵向方向彼此间隔开的多个支撑翼片24。因此，该支撑翼片24(或每个支撑翼片24)具有近端部，该近端部在附接区域22处连接到与后缘14a相邻的凹形区域12的内表面并且朝向屏蔽元件20延伸，其中其远端部被连接到屏蔽元件20。一个或多个支撑翼片24的形状最优选地为波状外形的，以便符合机翼Wp的前缘LE的形状，并且因此当缝翼处于可缩回且不工作状态时允许系统的平滑容纳。屏蔽元件20未连接到边缘缝翼ES的后缘16a以便能够从图2和图3中描绘的工作位置和如图5中所描绘的不工作位置移动，凭借所述工作位置屏蔽元件20与边缘缝翼ES的后缘16a相邻，凭借所述不工作位置屏蔽元件20与边缘缝翼ES的后缘16a间隔开并且保持在以机翼Wp的前缘LE限定的凹形空间12内。
为了帮助将屏蔽元件20从其不工作位置移到其工作位置中，S形的弹簧片元件26具有附接到附接区域22的一个弯曲端部以及附接到边缘缝翼ES的在其凹形区域12内的内表面的相对弯曲端部。弹簧片元件26因此在一方向上将弹簧偏压力施加到支撑翼片24上以在边缘缝翼ES缩回时将屏蔽元件20从不工作位置弹性地移开，而在边缘缝翼ES被展开时将屏蔽元件20移动到其工作位置中。
噪声抑制系统10的部件(即，屏蔽元件20、一个或多个支撑翼片24和弹簧片元件26)可以各自由适合于在航空航天应用中使用的任何弹性材料制作。因此，例如，噪声抑制系统10的部件可以由如可能期望的弹性体材料或形状记忆合金制作。
可以设想本领域的技术人员能力内的各种改型。因此，虽然已经连同目前被认为是最实际且优选的实施例的东西一起描述了本发明，但是应当理解的是，本发明不限于所公开的实施例，而是相反，本发明旨在涵盖包括在其精神和范围内的各种改型和等效布置。

Claims (5)

1.一种前边缘缝翼，该前边缘缝翼包括噪声抑制系统，所述噪声抑制系统用于当前边缘缝翼从其缩回状态移到展开状态时向设置有该边缘缝翼的机翼组件提供噪声抑制，所述前边缘缝翼包括凹形区域、下后缘和上后缘，所述凹形区域具有内表面，所述噪声抑制系统包括：
细长的屏蔽元件，所述屏蔽元件能够沿着其纵向范围被定位成与所述边缘缝翼的下后缘相邻，以及
支撑翼片，所述支撑翼片具有远端部和近端部，其中所述远端部被固定到所述屏蔽元件，而所述近端部能够固定到所述边缘缝翼的与其上后缘相邻的内凹表面，其中
响应于所述边缘缝翼在其展开状态和缩回状态之间的移动，所述支撑翼片被构造成允许所述屏蔽元件在工作位置与不工作位置之间分别朝向所述边缘缝翼的下后缘以及离开所述边缘缝翼的下后缘移动，在所述工作位置中，所述屏蔽元件被沿着其纵向范围定位成与所述边缘缝翼的下后缘相邻，而在所述不工作位置中，所述边缘缝翼与所述边缘缝翼的下后缘间隔开并被定位在其凹形区域中，
其中，所述前边缘缝翼还包括S形的弹簧片元件，所述弹簧片元件具有被固定到所述支撑翼片的近端部的一个端部和能够附接到所述边缘缝翼的凹形区域的内表面的远端部，所述弹簧片元件以操作的方式与所述支撑翼片相关联，以将偏压弹簧力施加到所述支撑翼片上，以使所述屏蔽元件移到其工作位置中。
2.根据权利要求1所述的前边缘缝翼，其中，所述前边缘缝翼进一步包括多个不连续的支撑翼片，所述多个不连续的支撑翼片沿着所述屏蔽元件的纵向范围彼此间隔开。
3.根据权利要求1或2所述的前边缘缝翼，其中，所述屏蔽元件具有凸曲率。
4.一种飞机机翼组件，所述飞机机翼组件包括根据前述权利要求中的任一项所述的前边缘缝翼。
5.一种飞机，所述飞机包括根据权利要求4所述的飞机机翼组件。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2019041004A1 (en) * 2017-09-01 2019-03-07 Embraer S.A. RETRACTABLE ATTACHMENT BITS HAVING AN AUTONOMOUSLY CURVING AIR FLOW DEVICE TO REDUCE NOISE
EP3676173B1 (en) * 2017-09-01 2022-03-16 Embraer S.A. Noise abatement systems for retractable leading edge wing slats of an aircraft wing assembly
US20210237850A1 (en) * 2017-10-12 2021-08-05 United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa Slat-Cove Filler for Wing Structure of an Aircraft

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19925560B4 (de) * 1999-06-04 2004-04-22 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Zusatzflügel für Hauptflügel von Flugzeugen
US6454219B1 (en) 2000-12-04 2002-09-24 Rohr, Inc. Aircraft wing and method for reducing airframe-generated noise
DE10157849A1 (de) * 2001-11-24 2003-06-12 Airbus Gmbh Anordnung zur Minderung des aerodynamischen Lärms an einem Vorflügel eines Verkehrsflugzeuges
DE102004056537B4 (de) * 2004-11-23 2010-09-09 Eads Deutschland Gmbh Anordnung zur Minderung des aerodynamischen Lärms an einem Zusatzflügel eines Flugzeuges
JP4699487B2 (ja) * 2007-05-25 2011-06-08 三菱重工業株式会社 高揚力発生装置、翼および高揚力発生装置の騒音低減構造
GB0720387D0 (en) * 2007-10-18 2007-11-28 Airbus Uk Ltd Panel with impact protection membrane
US8534610B1 (en) * 2009-07-17 2013-09-17 The Boeing Company Method and apparatus for a leading edge slat on a wing of an aircraft
US8424810B1 (en) * 2010-03-31 2013-04-23 The Boeing Company Low noise wing slat system with rigid cove-filled slat
US9242720B2 (en) 2010-10-21 2016-01-26 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Autonomous slat-cove-filler device for reduction of aeroacoustic noise associated with aircraft systems
CN102935889A (zh) * 2012-11-16 2013-02-20 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种可减阻降噪的前缘缝翼空腔整形机构
CN103879551B (zh) * 2014-03-19 2017-06-30 中国商用飞机有限责任公司 飞机机翼用凹穴填充缝翼及高升力系统和降噪方法
US20170152018A1 (en) * 2015-12-01 2017-06-01 The Boeing Company Leading edge high-lift device
EP3676173B1 (en) * 2017-09-01 2022-03-16 Embraer S.A. Noise abatement systems for retractable leading edge wing slats of an aircraft wing assembly
US20210237850A1 (en) * 2017-10-12 2021-08-05 United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa Slat-Cove Filler for Wing Structure of an Aircraft
US11001368B2 (en) * 2017-10-12 2021-05-11 United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa Wing structure for an aircraft

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Publication number Publication date
EP3676173A1 (en) 2020-07-08
WO2019041003A1 (en) 2019-03-07
BR112020004052B1 (pt) 2023-12-26
US11427303B2 (en) 2022-08-30
BR112020004052A2 (pt) 2020-09-01
CN111417572A (zh) 2020-07-14
EP3676173B1 (en) 2022-03-16
US20210070422A1 (en) 2021-03-11

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