CN111846197B

CN111846197B - 用于飞行器的前缘部件

Info

Publication number: CN111846197B
Application number: CN202010349101.5A
Authority: CN
Inventors: 斯特凡·本斯曼
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2019-04-29
Filing date: 2020-04-28
Publication date: 2024-06-04
Anticipated expiration: 2040-04-28
Also published as: EP3733507A1; US11230365B2; EP3733507B1; CN111846197A; US20210197954A1

Abstract

一种用于飞行器的前缘部件，所述前缘部件包括具有前蒙皮的流动本体的至少一部分以及至少一个肋，其中，所述前蒙皮包括顶部区段、底部区段和布置在其间的前缘，其中，所述肋从所述底部区段延伸至所述顶部区段，其中，所述肋包括至少一个扭折部，所述扭折部将所述肋分隔成第一区段和至少一个第二区段，并且其中，所述第一区段和所述至少一个第二区段的主延伸平面围成至少10°的角度。

Description

用于飞行器的前缘部件

技术领域

本发明涉及一种机翼前缘部件、一种具有固定的机翼本体和机翼前缘部件的机翼、以及一种飞行器。

背景技术

飞行器的空气动力学部件被设计成满足相应飞行器的若干空气动力学要求，这导致暴露于气流的特定形状。为了优化飞行器的重量，通常使用中空结构，该中空结构由内部结构加强。例如，在商用飞行器中使用的流动本体的前缘可以包括蒙皮和附接至蒙皮内侧的肋。

除了空气动力学和重量要求外，鸟类碰撞也是针对飞行器流动本体的前缘区域的考量情况。例如，已知在前缘区域上提供增强的面板结构以承受很大程度的撞击。应避免在前缘区域中流动本体的外蒙皮由于撞击而破裂。例如，EP 3 318 481 A1示出了具有改进的抗撞击性的用于飞行器的面板结构。

发明内容

本发明的目的是提供一种替代的前缘部件，该前缘部件具改进的撞击特性，以用于避免由内部结构加强的蒙皮面板的破裂。

该目的通过具有下述特征的用于飞行器的前缘部件来实现。可以从以下描述中得到有利的实施例和进一步的改进。

提出一种用于飞行器的前缘部件，所述前缘部件包括具有前蒙皮的流动本体的至少一部分以及至少一个肋，其中，所述前蒙皮包括顶部区段、底部区段和布置在其间的前缘，其中，所述肋从所述底部区段延伸至所述顶部区段，其中，所述肋包括至少一个扭折部，所述扭折部将所述肋分隔成第一区段和至少一个第二区段，并且其中，所述第一区段和所述至少一个第二区段的主延伸平面围成至少10°的角度。

前缘部件可以是能够被布置在飞行器的前缘处的任何部件。例如，该部件可以是作为机翼、水平尾翼或垂直尾翼的一部分的固定前缘部件。然而，该部件也可以是可移动部件，例如前缘缝翼或类似部件，该部件被设计成相对于飞行器的固定部分移动。

在本发明的上下文中，流动本体可以被认为是具有前缘的空气动力学本体，该前缘可暴露于空气流并且是根据本发明设计的。因此，前缘部件可以包括流动本体的一部分，例如机翼的固定前缘的一部分，或者该前缘部件包括整个流动本体，例如暴露于空气流的可移动表面。

前蒙皮可以基于表面状的部件，该表面状的部件包括绕展向轴线的明显弯曲，以形成在空气动力学上有利的前缘区域。例如，前蒙皮弯曲约明显大于45°，例如至少90°。在该弯曲的过程中，前缘将底部区段和顶部区段分隔开。前缘是在某种飞行状态(例如巡航飞行)中可能接近驻点的线。

肋是加强部件，该肋通常与前缘部件的弦向轴线平行地布置，该肋可以与x轴(即飞行器的纵向轴线)平行，或与流动本体的掠角垂直。击中飞行器前缘的物体可能会导致前缘处材料的变形。通过提供具有根据本发明提出的设计的肋，前缘部件更加柔韧并且允许前蒙皮的明显变形。因此，可以在很大程度上避免与肋的凸缘直接相邻的前蒙皮中的破裂、或避免通过用于前蒙皮与凸缘之间的铆钉的一系列连接孔的破裂。

第一区段以及至少一个第二区段被设计为基本上平坦的部件，该部件可以包括表面状的部分，该表面状的部分至少部分地由可附接至前蒙皮的径向外凸缘包围。表面状的部分不一定是完全实心的平面部分。该表面状的部分也可以实现为具有不同凹口或切口的框架。表面状的部分展至相应的主延伸平面。

通过在肋中提供至少一个扭折部，形成了第一区段和一个或多个第二区段。扭折部可以被设计成在两个直接相邻的区段之间提供至少10°的角度。扭折部可以与相应流动本体的翼弦轴线垂直或至少横向地延伸。特别地，在预定的安装位置，该扭折部可以基本上相应地与飞行器或流动本体的竖直轴线平行。通过设置扭折部，至少沿预期撞击方向的前缘部件的刚度被稍微减弱。因此，在前蒙皮破裂之前，前蒙皮明显变形并且因此吸收了撞击物体的动能。肋通过执行溃缩移动来支持变形。

在有利的实施例中，所述第一区段的主延伸平面与所述前缘不垂直。因此，前缘不构成主延伸平面的表面法线。在撞击在前缘上的情况下，弯曲力矩作用在第一区段与至少一个第二区段之间的扭折部上，由此随着肋跟随变形而在前蒙皮中导致更大的变形区域。

在另一有利的实施例中，所述第一区段的主延伸平面的表面法线与所述前缘围成至少10°的角度。通过在这两条线之间包括这样的角度，就产生了明显的弯曲力矩，该弯曲力矩允许扭折部区域变形以跟随前蒙皮变形。因此，通过允许扭折部区域使得第一区段相对于直接相邻的第二区段折叠，前蒙皮可以显着地凸出到流动本体的内部空间中。

更进一步，所述至少一个第二区段的主延伸平面可以与所述前缘垂直。因此，仅第一区段中的区域需要被设计为不同于常见的加强布置中的区域。

有利的是，所述至少一个第二区段的主延伸平面与所述流动本体的翼弦轴线平行。这可能相当于布置在飞行器上的可移动流动本体中的加强肋的通常设计。但是，这也意味着第一区段的主延伸平面明显不同于流动本体的翼弦轴线的平行平面。

在另一有利的实施例中，在所述第一区段与直接相邻的第二区段之间的扭折部被设计用于在移动物体撞击到所述前缘上时，至少使第一区段相对于所述第二区段折叠或断裂。因此，该扭折部可以被认为是弱化区域，该弱化区域清楚地允许在撞击过程中两个区段彼此折叠。因此，应该以不阻碍折叠运动的方式设计扭折部。因此，不应对该扭折部进行加强或以其他方式进行修改来保持其形状。然而，也可以将扭折部设计成用作预定的断裂区域。在第一区段与直接相邻的第二区段之间的扭折部处的断裂也将导致改进的撞击能量吸收和改进的变形。

在某些情况下，有利的是将部件设计为可刚性地附接至结构的固定部件。这种部件可以例如是机翼的固定前缘、水平尾翼的固定前缘或垂直尾翼的固定前缘。但是，可以想到许多其他类型的部件。

而且，在某些情况下，该部件可以被设计为可移动部件并且具有基本上封闭的表面。例如，可移动部件可以是机翼的前缘襟翼，并且因此是高升力系统的一部分。该部件可以以下垂的鼻部、缝翼或任何其他可想到的元件的形式实现。

本发明进一步涉及一种用于飞行器的机翼，所述机翼具有根据以上描述的前缘部件。机翼可以包括不同的掠角，特别是如果飞行器是商用客机的话。可想到的是，第一区段与至少一个第二区段之间的角度是沿掠角测量的。例如，如果机翼后掠更多(positivelyswept)，则第一区段进一步向后和向外倾斜。然而，也可以想到的是，第一区段与至少一个第二区段之间的角度是与掠角相反地测量的。因此，在后掠更多的机翼的情况下，第一区段可以进一步向前和向内倾斜。优选地，将要布置在商用飞行器的两个机翼上的前缘部件设计成镜面翻转、对称的方式。

在有利的实施例中，机翼进一步包括固定的前缘，其中，所述前缘部件可在所述固定前缘正前的缩回位置与至少一个距固定前缘距离更远的伸展位置之间移动。如上文所解释的，前缘部件可以是前缘襟翼，该前缘部件可相对于机翼的固定前缘移动。该前缘部件可以是能够提供平移和旋转运动的下垂鼻部或前缘缝翼。

本发明还涉及一种飞行器，该飞行器具有根据以上描述的至少一个机翼或根据以上描述的至少一个前缘部件。优选地，飞行器可以是商用飞行器、运输用飞行器或军用飞行器。该飞行器可以包括至少一个涡轮风扇或涡轮螺旋桨发动机，从而导致明显的巡航速度，并且由此导致较高的预期外来物体撞击速度。

有利的是，所述第一区段和所述至少一个第二区段与所述飞行器的竖直轴线平行。竖直轴线(也被称为z轴)是飞行器固定坐标系的竖直分量。

如果第一区段与飞行器的x-z平面平行，则紧固器件布置在x-z平面中的单线上。与紧固器件的较宽(即，更大的翼展方向)的分布相比，这导致减小的阻力。

附图说明

从以下对附图中所展示的示例性实施例的描述中得出本发明的其他特征、优点以及潜在应用。在此方面，描述和/或图示地展示的所有特征还单独地和以任意组合形成本发明的目的，而不管它们在独立权利要求中的组成或它们对其他权利要求的参考。此外，在附图中，相同或相似的物体由相同的附图标记标识。

图1以示意性展示示出了用于飞行器的前缘部件的第一示例性实施例。

图2示出了图1的前缘部件的变形的前蒙皮。

图3以示意性展示示出了用于飞行器的前缘部件的第二示例性实施例。

图4和图5二者以两个不同撞击位置示出了图3的前缘部件的变形的前蒙皮。

图6示出了具有至少一个前缘部件的飞行器。

具体实施方式

图1示出了前缘部件2的示意性展示。在此，示出了前缘4，该前缘布置在相对于部件2的水平轴线Y成不同的掠角φ处。在此，部件2包括前蒙皮6，该前蒙皮具有顶部区段8、底部区段10和布置在其间的前缘4。前蒙皮6和前缘4是流动本体12的一部分，该流动本体可以是可移动部件或机翼的一部分等。所展示的具有X轴和Y轴的坐标系可以是飞行器固定坐标系，其中X轴是纵向轴线(即飞行方向)，Y轴是侧向/水平轴线。Z轴与X轴和Y轴二者垂直，并且限定竖直轴线。掠角φ是前缘4和Y轴围成的角度。该角度可以是机翼或尾翼的掠角。

流动本体12可以包括沿X轴延伸的翼弦轴线13。在其他情况下，流动本体12可以包括与前缘4基本上垂直的翼弦轴线。

在前缘部件2的内部，布置了肋14，该肋包括第一区段16和直接相邻的第二区段18，这些区段通过扭折部20分隔开。第一区段16和第二区段18的主延伸平面围成至少10°的角度β。主延伸平面可以沿相应区段16和18的可见线延伸到图平面中。因此，简化图中的附图标记16和18也可以指代相应的主延伸平面。

此外，示例性地，第二区段18的延伸平面23与前缘4垂直，使得前缘4构成与第二区段18的延伸平面垂直的表面。根据现有技术，这种布置对于前缘襟翼或缝翼可能是常见的。然而，与第二区段18成角度β地布置扭折部20和第一区段16，对于部件2实现了的许多优点。肋14通过凸缘22通过紧固器件24附接至前蒙皮6，该紧固器件可以示例性地为铆钉等。凸缘22可以与第二区段18的延伸平面23围成偏距25，该凸缘直接继续到第一区段16。

仅作为展示示出并且在纵向飞行期间沿X轴移动的外来物体26可能在飞行器飞行中撞击到前缘4上。由于前缘4的掠角φ，物体26不会垂直地撞击到前缘4上。因此，该撞击导致与前缘4垂直的力分量以及与前缘4平行的(较小)力分量。由于肋14具有扭折部20，第一部件16从该扭折部沿前缘4稍微偏移，与前缘4平行的力分量导致扭折部20周围的弯曲力矩，并且因此导致第一区段16的折叠运动，以支持前蒙皮6变形。通过这样做，可以吸收由于撞击而产生的最大动能。

在图2所示的变形期间，前蒙皮6明显地凸出到部件2的内部空间28中。通过折叠，肋14移开，以避免前蒙皮6的破裂。因此，部件2可以变形而不破坏前蒙皮6。

在图3中，示出了略微修改的前缘部件29。在此，凸缘30布置在前蒙皮6的内侧处，该凸缘仅延伸至第一区段16的一侧。因此，与前述示例性实施例相比，凸缘30包括更大的偏距31。在此，由于凸缘30几乎不反作用于第一区段16的折叠运动，因此甚至进一步改善了可变形性。这可以在图4中看到，其中，在外来物体26撞击凸缘30明显的距离之后，前蒙皮6到达第一区段16的表面。

如果这种撞击在更靠近凸缘30处发生，则凸缘30可以在更大的翼展方向上提供溃缩运动。第一区段16和第二区段18相对于彼此折叠，并且在所示示例中，凸缘30和第一区段16几乎构成直线。因此，即使当直接在凸缘30上的区域被外来物体26击中时，也可以防止或至少延迟前蒙皮6的破裂。与常见的肋设计相比，由于肋14的设计，可以通过使前蒙皮6变形并且使肋14折叠来吸收更多的撞击能量。

图6示出了具有机翼34、水平尾翼36、垂直尾翼38和发动机40的飞行器32。根据前述展示，这些元件中的每个元件都可以包括前缘部件2或29。在此，示出了前述附图的坐标系。x轴是与飞行器32的纵向延伸平行的纵向轴线。另外，示出了竖直轴线z。如前所述，第一区段16和至少一个第二区段18与飞行器32的竖直轴线z平行。

此外，应当指出的是，“包括”不排除其他元件或步骤，并且“一个(a)”或“一个(an)”不排除复数。另外，应当指出的是，已经参考上述示例性实施例之一所描述的特征或步骤也可以与上述其他示例性实施例的其他特征或步骤组合使用。权利要求中的附图标记不应被解释为限制。

附图标记

2 前缘部件

4 前缘

6 前蒙皮

8 顶部区段

10 底部区段

12 流动本体

13 翼弦轴线

14 肋

16 第一区段

18 第二区段

20 扭折部

22 凸缘

23 延伸平面

24 紧固器件

25 偏距

26 移动/外来物体

28 内部空间

29 前缘部件

30 凸缘

31 偏距

32 飞行器

34 机翼

36 水平尾翼

38 垂直尾翼

40 发动机

φ 掠角

β 第一区段与第二区段之间的角度

Claims

1.一种用于飞行器(32)的前缘部件(2，29)，所述前缘部件包括具有前蒙皮(6)的流动本体(12)的至少一部分、凸缘(22)以及至少一个肋(14)，

其中，所述前蒙皮(6)包括顶部区段(8)、底部区段(10)和布置在其间的前缘(4)，

其中，所述肋(14)从所述底部区段(10)延伸至所述顶部区段(8)，

其中，所述肋(14)包括至少一个扭折部(20)，所述扭折部将所述肋(14)分隔成第一区段(16)和至少一个第二区段(18)，并且

其中，所述第一区段(16)和所述至少一个第二区段(18)的主延伸平面围成至少10°的角度，

其中，所述至少一个肋(14)通过所述凸缘(22)附接至所述前蒙皮(6)使得所述凸缘(22)与所述至少一个第二区段(18)的主延伸平面(23)围成偏距(25)。

2.根据权利要求1所述的前缘部件(2，29)，

其中，所述第一区段(16)的主延伸平面与所述前缘(4)不垂直。

3.根据权利要求2所述的前缘部件(2，29)，

其中，所述第一区段(16)的主延伸平面的表面法线与所述前缘(4)围成至少10°的角度。

4.根据权利要求1所述的前缘部件(2，29)，

其中，所述至少一个第二区段(18)的主延伸平面与所述前缘(4)垂直。

5.根据权利要求1所述的前缘部件(2，29)，

其中，所述至少一个第二区段(18)的主延伸平面与所述流动本体(12)的翼弦轴线(13)平行。

6.根据权利要求1所述的前缘部件(2，29)，

其中，在所述第一区段(16)与直接相邻的第二区段(18)之间的扭折部被设计用于在移动物体(26)撞击到所述前缘(4)上时，至少使所述第一区段(16)相对于所述第二区段(18)折叠或断裂。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的前缘部件(2，29)，

其中，所述前缘部件(2，29)被设计成可刚性地附接至结构的固定部件。

8.根据权利要求1至6中任一项所述的前缘部件(2，29)，

其中，所述前缘部件(2，29)被设计成具有基本上封闭表面的可移动部件。

9.一种用于飞行器(32)的机翼(34)，所述机翼具有根据前述权利要求中任一项所述的前缘部件(2，29)。

10.根据权利要求9所述的机翼(34)，

所述机翼进一步包括固定的前缘，

其中，所述前缘部件(2，29)可在所述固定的前缘正前的缩回位置与至少一个距所述固定的前缘距离更远的伸展位置之间移动。

11.一种飞行器(32)，所述飞行器具有至少一个根据权利要求9或10所述的机翼(34)或至少一个根据权利要求1至8中任一项所述的前缘部件。

12.根据权利要求11所述的飞行器(32)，其中，所述第一区段(16)和所述至少一个第二区段(18)与所述飞行器(32)的竖直轴线(z)平行。